Самоцветы особых схем - Соболев Д.А.

Автор: Соболев Д.А.

Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты самолетостроение самолеты издательство машиностроение

ISBN: 5-217-00523-8

Год: 1989

Похожие

Вертолёты особых схем

Проектирование легких самолетов

Летательные аппараты нетрадиционных схем

Все самолёты О.К. Антонова

Текст

ББК 39.532(0)
С54
УДК 629.734/735(09)
Соболев Д. А.
С54 Самолеты особых схем. — 2-е изд., перераб. и доп. — М.:
Машиностроение, 1989.— 176 с.: ил.
ISBN 5-217-00523-8
Дан историко-технический анализ развития самолетов нетрадицион-
ных аэродинамических схем с момента появления первых проектов до
наших дней. Второе издание (1-е изд. 1985 г.) переработано и допол-
нено новейшими данными по летательным аппаратам схем «бесхвостка»
и «утка», введены материалы о самолетах таких компоновок, как «тан-
дем», с кольцевым крылом и др.
Для инженеров авиационной промышленности. Будет полезна широ-
кому кругу читателей, интересующихся историей авиации.
2705140400—247 ББК 39.532(0)
С ----------------247—89 v ’
038(01)—89
ISBN 5-217-00523-8 © Издательство «Машиностроение», 1985
© Издательство «Машиностроение», 1989,
с изменениями
ПРЕДИСЛОВИЕ
Установившаяся в практике мирового самолетостроения
классическая схема — с фюзеляжем, оперением позади крыла
и прочими элементами конструкции — ни на одном этапе раз-
вития авиации не была единственной. Это объясняется тем,
что данная схема с точки зрения аэродинамики и технологич-
ности конструкции не является идеальной. Для образования
подъемной силы необходимо только крыло. Все остальные агре-
гаты планера самолета представляют собой «плату» за дости-
жение требуемых устойчивости и управляемости, обеспечение
хороших взлетно-посадочных характеристик, удобство разме-
щения людей и грузов.
Попытки создания летательных аппаратов, имеющих мини-
мальное число «лишних», ненесущих элементов конструкции,
привели к появлению самолетов особых схем, среди которых
наибольшее внимание конструкторов и ученых привлекали
схема «бесхвостка» (самолет без горизонтального оперения), ее
дальнейшее развитие — «летающее крыло» (самолет без опере-
ния и фюзеляжа, все агрегаты и грузы размещены внутри
крыла) и схема «утка» (горизонтальное оперение находится
впереди крыла и так же, как и крыло, создает подъемную си-
лу). В одни периоды развития авиации такие самолеты были
представлены целым рядом выпускающихся серийно машин, в
другие периоды исследования в этой области не выходили за
рамки эксперимента, но работа над усовершенствованием аэро-
динамической схемы самолета велась постоянно.
В результате многолетней деятельности авиаконструкторов
многих стран был накоплен значительный опыт проектирования
самолетов особых схем. Историко-технический анализ этого
опыта представляет как познавательный, так и практический
интерес.
Основное внимание в данной работе уделено развитию са-
молетов схем «бесхвостка» и «утка», а также выявлению при-
чин, ограничивших распространение таких летательных аппара-
тов в авиации. Помимо этого, рассмотрены некоторые нереали-
зованные проекты и конструкции ряда планеров, создание
3
которых оказало заметное влияние на развитие самолетов ука-
занных схем. Работа содержит также сведения из истории са-
молетов таких схем, как «тандем» (самолет с крыльями, распо-
ложенными одно за другим), с кольцевым крылом, с крылом
обратной стреловидности.
В процессе создания книги автор встречался с разработчи-
ками и испытателями самолетов особых схем, а также с чле-
нами их семей. Наиболее ценные сведения сообщили Ф. С. Воей-
ков, М. А. Нюхтиков, Г. Б. Черановский. При подготовке ру-
кописи помощь оказали также д-р техн, наук А. А. Бадягин, д-р
техн, наук М. Л. Галлай, канд. техн, наук И. К. Костенко,
К. В. Грибовский и др. Всем им автор выражает глубокую при-
знательность.
1.1. ЗАРОЖДЕНИЕ ИДЕИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
СХЕМЫ «БЕСХВОСТКА»
Человек обычно искал прообразы своих творений в окру-
жающем его мире. Неудивительно, что многие самолеты, пред-
ложенные в проектах тюнеров авиации, напоминали форму
птиц, летучих мышей и т. п. Как известно, ряд птиц, а также
большинство других животных, способных летать, не имеют
хвостового оперения. Поэтому в проектах первых самолетов
наряду с другими рассматривалась и схема «бесхвостка». Та-
ким образом, идея бесхвостого самолета возникла в процессе
наблюдения человеком природы, зародилась одновременно с
идеей самолета вообще.
В XIX в. законы устойчивости самолета были разработаны
еще крайне слабо. Часто в качестве образца для первых «бес-
хвостою» служил воздушный змей, давно известный в Европе.
Многие исследователи, работавшие в области авиации, ошибоч-
но считали, что обычное изолированное крыло в виде плоской
пластины может обеспечить устойчивость полета. Широко рас-
пространенным являлось также мнение, что для устойчивости
самолета в воздухе достаточно обеспечить его управляемость
или же расположить центр масс самолета ниже плоскости кры-
ла, следовательно, наличие хвостового оперения не обязательно.
Все это послужило причинами появления схемы «бесхвост-
ка» в авиации. Первое упоминание о бесхвостом самолете от-
носится к 1865 г. В этом году французский исследователь
5
ш. де Луврие разработал проект самолета под названием
«Аэронав» [115, с. 94—95]. Самолет должен был иметь одну
горизонтальную поверхность в виде ромбовидной плоскости
и являлся, фактически, увеличенным вариантом воздушного
змея. Предполагалось применение винтомоторной силовой уста-
новки, работающей на сжатом воздухе, или реактивного двига-
теля. Продольное управление самолетом должно было осуще-
ствляться перемещением грузов в гондоле, подвешенной снизу
к крылу, или изменением наклона крыла.
В 1870 г. английский изобретатель Р. Харт получил патент
на «усовершенствованный аппарат для воздушных сообщений» L
Это был проект бесхвостого моноплана с высокорасположен-
ным крылом в виде прямоугольной пластины. Самолет предпо-
лагалось снабдить толкающим винтом, приводимым во враще-
ние паровым или каким-либо другим двигателем. Продольная
балансировка должна была осуществляться перемещением цент-
ра масс самолета. В проекте Харта предлагались также орга-
ны управления в виде элевонов, которые могли отклоняться
раздельно для противодействия реактивному моменту винта и
одновременно—для продольного управления. Руль направле-
ния не был предусмотрен.
В конце XIX в. в России было создано два проекта бесхво-
стых самолетов. Автором первого проекта являлся Ф.Р. Геш-
венд |[8], второго — В. А. Татаринов [27]. В обоих проектах
основное внимание уделялось конструкции двигателей, вопросы
устойчивости и управляемости практически не рассматрива-
лись.
Д. Батлер и Э. Эдвардс запатентовали в Англии в 1867 г.
проект бесхвостого самолета с реактивным двигателем2. Внеш-
не этот самолет с треугольным крылом малого удлинения резко
отличался от других проектов тех лет и напоминал современ-
ный сверхзвуковой реактивный самолет схемы «бесхвостка»
(рис. 1.1). Однако нельзя, конечно, проводить параллель между
1 Патент № 1469 (Англия). Improvements in means an apparatus for ef-
fecting aerial locomotion/R. Harte. 21.05.1870.
2 Патент № 2115 (Англия). Flying machine/J. Butler, E. Edvards
19.07.1867.
6
этим проектом и современными сверхзвуковыми самолетами.
Треугольная форма крыла была выбрана, по-видимому, исклю-
чительно с целью получения лучшей путевой устойчивости, а
выбор малого удлинения крыла можно объяснить незнанием в
те годы теории индуктивного сопротивления. Управление долж-
но было обеспечиваться перемещением центра масс самолета.
Предусматривался также руль высоты. Поперечная устойчи-
вость достигалась с помощью поперечного V крыла. Управле-
ние курсом предполагалось осуществлять либо с помощью руля
направления, либо (при установке двух двигателей) изменени-
ем тяги одного из них.
Рассмотренные выше самолеты без горизонтального опере-
ния являлись продольно неустойчивыми, так как профиль кры-
ла не обеспечивал создания восстанавливающих равновесие
моментов. Успешное решение задачи полета в этом случае мог-
ло быть получено лишь с помощью автоматического устройства
продольной устойчивости.
Такое устройство легло в основу бесхвостого самолета дат-
чанина Я. Эллехаммера Ч Этот самолет, построенный в 1905 г.,
представлял собой верхнеплан с тянущим винтом. Для обеспе-
чения автоматической продольной устойчивости применялось
устройство типа маятника — тело летчика и двигатель могли
совершать свободные продольные колебания относительно
крыла, отклоняя при этом на соответствующий угол руль вы-
соты.
Конечно, подобная система обеспечения продольной устой-
чивости не могла обеспечить удовлетворительные результаты
из-за несовершенства самого принципа маятникового регулято-
ра. Но все же это была первая попытка достижения устойчи-
вости в полете аэродинамически неустойчивого самолета по-
средством автоматического управления.
Впервые задача создания устойчивого и управляемого бес-
хвостого самолета была теоретически решена А. Пепо. В 1876 г.
им был получен во Франции патент на моноплан-амфибию1 2.
Самолет А. Пеио представлял собой расчалочпый верхнеплан
с фюзеляжем в виде лодки, убирающимся шасси и двумя тяну-
щими винтами с приводом от парового двигателя (рис. 1.2).
Продольная устойчивость должна была обеспечиваться распо-
ложением центра масс впереди фокуса крыла. Кроме того,
Пено впервые в мире решил задачу достижения продольной
балансировки самолета без горизонтального оперения путем
применения S-образного профиля (т. е. профиля с отогнутой
1 Патент № 7377 (Англия). Flying machine/H. Ellehammer. 27.03.1906.
2 Патент № 111574 (Франция). L’Aeroplane/A. Penaud, Р. Gauchot
18.02.1876.
7
Рис. 1.2. Схема самолета А. Пено (проект)
вверх задней кромкой). В описании к патенту Пено указывал,
что устойчивое равновесие достигается в полете посредством
закрутки кверху всей задней кромки несущей поверхности или
ее части. Поперечная устойчивость самолета должна была
обеспечиваться поперечным V крыла, путевая — вертикальным
килем, расположенным в задней части фюзеляжа. Для управ-
ления тангажом были предусмотрены рули высоты, прикреп-
ленные к центральной части задней кромки крыла. Управление
курсом могло осуществляться рулем направления, а также аэро-
динамическими тормозами, представляющими собой расщепля-
ющиеся щитки, расположенные на концах крыла. Кроме того,
Пено предусмотрел средства для автоматического поддёржапия
высоты и направления полета.
Отсутствие подходящего двигателя и финансовые затрудне-
ния не позволили Пено воплотить этот интересный проект на
практике.
Недостаточное знание законов аэродинамики, устойчивости
и управляемости привело многих исследователей, работавших в
рассматриваемый период в области авиации, к мнению, что
единственный способ создания самолета — это способ копиро-
вания животных, способных совершать устойчивый планирую-
щий полет. Природа давала много примеров, когда устойчивый
полет совершался без помощи хвостового оперения. Учитывая,
что функции хвостового оперения в XIX в. многими еще не
были ясно осознаны, создание самолета без горизонтального
оперения представлялось весьма привлекательным.
Образцом для первого бесхвостого самолета, созданного на
8
основе метода копирования, послужила летучая мышь Ч Крылья
этого животного были положены в основу конструкции самоле-
тов французского инженера К. Адера (рис. 1.3). В 1890 г. им
был получен патент на «крыльчатый аппарат для воздушного
судоходства, именуемый авионом» (45]. Предложенный им
самолет представлял собой бесхвостый моноплан с высокорас-
положенным крылом и тянущим винтом, приводимым во вра-
щение паровым двигателем. Придавая большое значение под-
вижности этих крыльев, Адер ошибочно считал, что таким об-
разом может быть обеспечена устойчивость самолета. Точно
копируя подвижность крыла летучей мыши, Адер использовал
необычные методы управления самолетом. Крыло в полете мог-
ло совершать четыре вида движений: изменять стреловидность;
складываться или разворачиваться, изменяя при этом свою
площадь; отклонять концы вверх или вниз; изменять кривизну.
Адер не указал, каким целям служило каждое из отмеченных
движений, так как сам едва ли имел об этом четкое пред-
ставление.
Первый самолет Адера, названный «Эол», при испытаниях
9 октября 1890 г. совершил кратковременный отрыв от земли,
преодолев по воздуху 50 м. В дальнейшем на самолете был
установлен второй паровой двигатель и второй винт. Был так-
же добавлен руль направления. Из применяемых на «Эоле»-
движений крыла Адер сохранил лишь изменение стреловидно-
сти. Испытания этого самолета, названного «Авион» 3, прово-
дились в октябре 1897 г. Официальный отчет об' испытаниях
14 октября свидетельствовал: «При старте, который имел место
в 5 час. 15 мин, аппарат, имея ветер в спину, бежал надлежащ
щим образом со скоростью, которая казалась достаточно уста-
новившейся, однако в дальнейшем легко было установить по
Рис. 1.3. Самолет К. Адера «Авион» 3
1 Выбор летучей мыши в качестве прототипа первых самолетов не слу-
чаен. В отличие от птиц крыло летучей мыши не покрыто перьями, что поз-
воляло легко копировать его при создании летательных аппаратов.
9
следам колес, что аппарат часто приподнимался сзади и что
задние колеса, являющиеся рулем, не все время катились по
земле» [68, с. 141]. Следовательно, самое большее, о чем может
идти речь, — это несколько кратковременных отрывов от земли
на очень малую высоту.
Самолеты К. Адера «Эол» и «Авион» 3 явились первыми
построенными самолетами схемы «бесхвостка».
Румынский изобретатель Т. Вуйя также использовал в кон-
струкции бесхвостого самолета «Вуйя-1» крыло типа крыла
летучей мыши [124]. Этот самолет представлял собой моноплан
с высокорасположепным крылом и тянущим винтом. Как и
Адер, Вуйя предполагал, что благодаря низкому расположению
центра масс относительно крыла будет достигнута устойчивость
полета. Самолет должен был управляться с помощью крыла,
которое могло менять угол наклона по желанию пилота.
«Вуйя-Ь> был построен и испытан во Франции в 1906 г., но
из-за неустойчивости в полете успеха не имел — удавались
лишь короткие подлеты в 12—24 м длиной. В дальнейшем он
отказался в своих конструкциях от схемы «бесхвостка». Вуйя,
как и Адер, не смог решить задачу обеспечения устойчивости
бесхвостого самолета.
С изучением полета летучих мышей начал свою деятель-
ность в области авиации также И. Этрих (Австро-Венгрия).
Однако впоследствии он совместно с австрийским инженером
Ф. Велсом построил бесхвостый планер, крыло которого явля-
лось увеличенной копией другого природного объекта — семени
тропического растения Занония Макрокарпа 1. В октябре 1906 г.
Веле совершил ряд полетов па планере, дальность отдельных
полетов превышала 220 м [72].
Планер Этриха и Велса был первым бесхвостым летатель-
ным аппаратом тяжелее воздуха, совершившим устойчивый
полет с человеком на борту. Этим была доказана возможность
полета без оперения. Однако попытка превращения планера в
самолет не имела успеха, так как при установке двигателя
летательный аппарат утратил свою устойчивость. Это можно
объяснить тем, что скоростной напор от винта сильно дефор-
мировал гибкое крыло, применяемое в конструкции Этриха, что
лишало планер устойчивости. Поэтому Этрих был вынужден
установить обычное хвостовое оперение. Этот самолет, назван-
ный «Таубе», стал одним из наиболее распространенных само-
летов германской авиации до начала первой мировой войны.
Английский исследователь Д. Вейс, независимо от Этриха и
Велса, рассматривал в своих проектах крыло аналогичной фор-
1 Семя этого растения имеет серповидную форму в плане и значительную
отрицательную крутку отогнутых назад концов. Это наряду с наличием по-
перечного V обеспечивает устойчивость полета.
10
мы. Анализируя особенности обтекания крыльев птиц, Вейс при-
шел к выводу, что для самобалансировки крыла необходимо,
чтобы его угол атаки уменьшался от центра к концам (отри-
цательная крутка), а концы крыла должны быть отведены
назад. По аналогии с крылом птицы Вейс предусматривал гиб-
кую заднюю кромку. Крыло такой конфигурации легло в осно-
ву проекта бесхвостого самолета !. В этом проекте Вейс преду-
смотрел регулировку степени продольной устойчивости путем
изменения закрутки концов крыла. Для поперечного и путевого
управления служили дифференциально отклоняемые закрылки.
Одновременное их отклонение служило аэродинамическим тор-
мозом и средством, облегчающими посадку. Продольное управ-
ление должно было осуществляться посредством перемещения
центра масс (передвижение места расположения летчика) 1 2.
Д. Вейс также создал бесхвостый планер, на котором в
1908 г. был совершен полет дальностью более 2 км [7, с. 5—6].
Но при установке на этот планер двигателя Вейс по тем же
причинам, что и Этрих, был вынужден добавить хвостовое опе-
рение.
В последующие годы метод копирования летающих объек-
тов природы уступил место методу создания самолетов на науч-
но-экспериментальной базе. Это стало возможным благодаря
развитию теоретических основ авиации и созданию аэродина-
мических лабораторий.
В рассматриваемый период широко распространенным мето-
дом изучения возможности полета летательных аппаратов тяже-
лее воздуха был метод экспериментирования с летающими
моделями. Таким путем могли быть получены хотя бы прибли-
зительные представления о летных свойствах самолетов и пла-
неров различных схем.
В конце XIX в. в нашей стране был выполнен ряд экспери-
ментов с летающими моделями аппаратов схемы «бесхвостка».
А. В. Эвальд в 1886—1887 гг. проводил эксперименты с мо-
делью бесхвостого реактивного самолета. Крыло этого самоле-
та представляло собой прямоугольную равностороннюю плос-
кость. Поперечная устойчивость обеспечивалась поперечным V
крыла. Для разбега было предусмотрено колесное шасси. Тяга
создавалась с помощью ракеты. В результате одной из дорабо-
ток модель, по словам Эвальда, совершила после разбега
устойчивый полет [41, с. 216—220]. В чем именно заключалась
доработка, обеспечивающая устойчивость модели в воздухе, не
указано.
1 Патент № 17150 (Англия). Aeroplane/J. Weiss. 14.08.1908.
2 Пример распространенности в те годы балансирного метода управле-
|'ня. Вполне логично было бы использовать те же закрылки в роли рулей
ВЫСОТЫ.
11
Больших успехов в создании устойчивых моделей летатель-
ных аппаратов тяжелее воздуха, в том числе и бесхвостых, до-
бился В. В. Котов. В 90-х годах XIX в. им было выполнено
большое количество экспериментов, в результате которых най-
дены формы, обеспечивающие устойчивый горизонтальный по-
лет. Докладывая результаты своих опытов, Котов отмечал:
«...Центр тяжести в самолетах должен находиться впереди
центра фигуры... В моделях самолетов-аэропланов, в коих не
сделано особых рулей (т. е. горизонтального оперения — Д. С.),
употребляется мною равносильный постановке последних «на
повышение» загиб тыльного края несколько вверх по всему его
протяжению или лишь в некоторых местах его половин сим-
метрично, или только в средней части. Загиб конца вверх па
одной из половин аэроплана поворачивает линию полета в сто-
рону этой половины. Из этого следует, что для поворотов воз-
духоплавательных снарядов в горизонтальной плоскости нет не-
обходимости употреблять вертикально стоящие аэропланы (пло-
скости— Д. С.), тем, между прочим, невыгодные, что они не
имеют подъемной силы» [14, с. 53].
В. В. Котов впервые экспериментально доказал самоустон-
чивость крыла при придании его профилю S-образной формы.
Эксперименты Котова доказали также возможность управления
курсом без помощи руля направления.
Одновременно с Котовым над вопросами устойчивости лета-
тельных аппаратов тяжелее воздуха работал С. С. Нежданов-
ский. Исследуя устойчивость полета воздушных змеев различ-
ных схем, Неждановский нередко освобождал змей от нити,
превращая его тем самым в модель планера. В 90-х годах
XIX в. ученый начинает исследовать полетные свойства лета-
тельных аппаратов схемы «бесхвостка». В конце 1898 г. в кон-
струкции моделей этих планеров он применил стреловидную
форму крыла. Для обеспечения продольной устойчивости Неж-
дановский впервые использовал наряду со стреловидностью
крутку крыла. В своих экспериментах Неждановский использо-
вал бипланную и монопланную схемы. На различных моделях
стреловидность менялась от 30 до 45°, крутка — от 4 до 11°.
Некоторые модели имели размах до 6 м и совершали успешные
полеты Ч
Таким образом, С. С. Неждановский впервые разработал и
практически доказал возможность создания самоустойчнвого
крыла путем сочетания стреловидности с закруткой крыла но
размаху. Этот способ, обеспечивающий как балансировку, так и
продольную статическую устойчивость (при надлежащем рас-
положении центра масс) самолета без горизонтального опере-
1 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, фонд С. С. Не-
ждановского № 2990/3. с. 494—498.
12
ния, широко применялся впоследствии в конструкциях бесхво-
стых самолетов!.
В дальнейшем Неждановский не возвращался к исследова-
ниям схемы «бесхвостка», так как не ставил перед собой зада-
чи создания именно такого самолета. Несмотря на успешные
результаты испытаний моделей бесхвостых планеров, он считал
необходимым наличие горизонтального оперения для продоль-
ной устойчивости самолета.
Весьма успешные опыты с моделями бесхвостых самолетов
были проведены в конце XIX в. в Австралии. Конструктор этих
моделей, Л. Харгрейв, известный как изобретатель коробчатого
воздушного змея, испытал более десяти «бесхвосток», дальность
полета некоторых из них превышала 100 м [115, с. 218—229].
В качестве источника энергии использовались растянутая ре-
зина, сжатый воздух, пар; движителем служил винт или ма-
шущее крыло. Неподвижное крыло имело заметное поперечное
V и гибкую заднюю кромку.
В начале XX в. во многих странах появляются аэродинами-
ческие лаборатории. На смену экспериментам с летающими
моделями пришли исследования в аэродинамических трубах.
Идеи, предложенные в указанных выше работах, создали
определенные предпосылки появления самолета схемы «бес-
хвостка» в ближайшем будущем. Однако были причины, тормо-
зившие развитие самолетов схемы «бесхвостка». Основной из
них было то, что многие конструкторы, разработавшие первые
проекты бесхвостых самолетов, не ставили перед собой задачи
создания самолета именно этой схемы, а стремились лишь по-
строить самолет, обладающий удовлетворительными летными
характеристиками. Не видя преимуществ схемы «бесхвостка»
перед другими, они не занимались дальнейшей доводкой пред-
ложенной ими схемы и при первых же затруднениях, связан-
ных с ее спецификой, добавляли к своим первоначальным кон-
струкциям хвостовое оперение.
1.2. РАЗВИТИЕ ВИНТОМОТОРНЫХ САМОЛЕТОВ
СХЕМЫ «БЕСХВОСТКА»
1.2.1. Создание первых экспериментальных самолетов и планеров
схемы «бесхвостка»
В начале XX в. происходит бурное развитие авиации. Од-
нако первые успехи в освоении воздушного пространства сопро-
вождались большим числом катастроф, одной из основных при-
чин которых была недостаточная устойчивость самолетов тех
1 Неждановский не опубликовал результатов своих исследований. Поэто-
му его работы не смогли оказать влияния на развитие бесхвостого само-
лета.
13
лет. Конструкторы первых самолетов, не зная, как обеспечить
требуемую естественную устойчивость своих машин, большое
внимание уделяли разработке различных систем автоматической
стабилизации. Одним из методов повышения безопасности поле-
та представлялось применение самобалансирующегося крыла
на самолете, т. е. такого крыла, перемещение центра давления
которого при изменении угла атаки создавало бы восстанавли-
вающий момент, возвращающий самолет в исходное положение.
При этом отпадала необходимость в применении горизонталь-
ного оперения, методы выбора параметров которого в те годы
были недостаточно разработаны.
Бесхвостые самолеты были созданы английским конструк-
тором Д. Данном. Проводя аэродинамические эксперименты^
Данн значительно развил теорию самобалансирующегося кры-
ла типа Занопия. Предложенное им стреловидное крыло в
отличие от крыла типа Занония имело явно выраженную стре-
ловидность, прямолинейные очертания, крутку вдоль всего раз-
маха, жесткую заднюю кромку. Постоянная хорда и большая
отрицательная закрутка концов крыла уменьшили опасность
срыва потока, обтекающего крыло, на больших углах атаки. Эти
особенности крыла обеспечили большой запас и стабильные ха-
рактеристики устойчивости, что явилось причиной успешных по-
летов самолетов Данна.
В отличие от большинства своих предшественников Данн
имел вполне четкие представления о законах продольной устой-
чивости самолета и основывался на принципе соблюдения про-
дольного V между крылом и оперением. Рассматривая вопросы
продольной устойчивости бесхвостого самолета со стреловид-
ным отрицательным закрученным крылом, конструктор писал:
«...так как угол наклона сечений крыла уменьшается к его кон-
цам, то эти концы образуют двойное горизонтальное оперение»
[70, с. 89]. Данн также проводил четкое разграничение между
статической и динамической устойчивостью самолета, справед-
ливо отмечая, что стреловидность крыла способствует демпфи-
рованию продольных колебаний
Путевая устойчивость такого крыла должна была обеспечи-
ваться стреловидностью и расположенными на концах крыла
вертикальными килями.
Д. Данном впервые была разработана на практике конст-
рукция органов управления бесхвостым самолетом — элевонов.
Каждый из элевонов управлялся своим рычагом. Для продоль-
ного управления рычаги отклонялись одновременно, для управ-
ления курсом — дифференцированно. Рычаги могли жестко фик-
сироваться в любых положениях (это показывает, насколько
Данн рассчитывал на высокую устойчивость самолета).
1 Патент № 8118 (Англия). Flying machine/T. Dunne, 5,04,1909.
И
На основе опыта испытаний первых моделей и планеров с
самоустойчивым стреловидным крылом Данн строит бесхвостый
самолет D.5. Этот самолет представлял собой двухместный би-
план со стреловидным крылом и двумя установленными по бо-
кам фюзеляжа толкающими винтами, которые приводились во
вращение с помощью цепной передачи от двигателя, располо-
женного в фюзеляже (рис. 1.4) L
Самолет D.5 совершил первый полет 11 марта 1910 г., а в
мае того же года уже выполнял полеты дальностью свыше
3 км [102, с. ,126]. В декабре 1910 г. на этом самолете Данн
впервые в истории авиации продемонстрировал продолжитель-
ный полет без использвания органов управления. Авторитетная
комиссия, в состав которой входил О. Райт, в отчете об испы-
таниях отмечала: «Во втором полете, продолжительностью 2 ми-
нуты 29 секунд, мистер Данн делал заметки на листе бумаги во
время полета... Бумага была не жесткая и требовалось исполь-
зование обеих рук для того, чтобы делать эти заметки каран-
дашом, что показывает, что обе руки были сняты с рычагов
управления на время, необходимое, чтобы сделать записи во
время полета. При снижении после выключения двигателя ми-
стер Данн поднял обе руки в воздух и продолжал держать руки
в том же положении во время посадки» [ПО].
В 1911 г. Данн построил и успешно испытал несколько бес-
хвостых монопланов [102, с. 126], но вскоре прекратил разра-
ботку самолетов подобного типа, так как военное министерство
Англии выдвинуло требование о применении только бипланной
схемы из-за частых поломок крыльев монопланов.
Последующие самолеты Данна являлись модификацией хоро-
шо себя зарекомендовавшего самолета D.5. Характер изменений
1 Технические данные винтомоторных самолетов схемы «бесхвостка» при-
ведены в приложении 1.
15
показывает, что Данн стремился упростить их конструкцию,
повысить надежность и улучшить управляемость. Два толкаю-
щих винта с цепным приводом были заменены одним с прямым
приводом от двигателя. Для улучшения управляемости своих
самолетов Данн увеличивает площадь поверхностей управле-
ния, использует однорычажную систему управления [102, с. 126].
В результате проведенной работы были построены самолеты,
вполне пригодные для продолжительных полетов. Это подтвер-
ждается тем, что 19 августа 1913 г. на биплане D.8 был совер-
шен перелет через Ла-Манш [7, с. 10]. Лицензионное производ-
ство бесхвостых бипланов Данна некоторое время вели фирмы
«Ньюпор» (Франция) и «Бэрджис» (США) [102, с. 127].
Основным недостатком самолетов Данна являлась их не-
удовлетворительная управляемость. По отзывам современни-
ков, самолеты Данна характеризовались как «слишком устой-
чивые», «неуправляемые» [67]. Стремясь создать высокоустойчи-
вый самолет, Данн увлекся круткой и стреловидностью крыла
и не смог найти оптимального соотношения между характери-
стиками устойчивости и управляемости. Чрезмерно большая
степень продольной статической устойчивости, а также большой
продольный момент инерции затрудняли успешную эксплуата-
цию этих самолетов.
Давая оценку деятельности Д. Данна, надо отметить, что им
впервые была разработана теория самобалансирующегося
стреловидного крыла, созданы органы управления «бесхвост-
кой». На основе теоретических и экспериментальных исследова-
ний им были построены первые успешно летавшие самолеты без
горизонтального оперения. Особенности конструкции этих само-
летов (крыло с явно выраженной стреловидностью и прямоли-
нейными очертаниями, сочетание аэродинамической и геометри-
ческой крутки крыла по размаху, управление самолетом с по-
мощью элевонов, вертикальные кили на концах крыла и др.)
легли в основу будущих самолетов схемы «бесхвостка», нашли
широкое применение в самолетах других аэродинамических
схем.
Работы по самолетам «бесхвосткам» со стреловидным кры-
лом, начатые Данном, продолжил после окончания первой
мировой войны его соотечественник Г. Хилл. Как и Данн, Хилл
стремился создать безопасный в полете самолет. Однако в от-
личие от Данна, который пытался достичь этой цели путем
максимального повышения устойчивости самолета, Хилл рабо-
тал над созданием самолета, который ни на каких режимах
полета не выходил бы из-под контроля летчика Ч
1 Такая смена акцентов при разработке «безопасного» самолета вполне
объяснима. К 20-м годам вопросы обеспечения продольной устойчивости са-
молета были в основном решены, в то время как потеря скорости и связан-
ный с этим штопор являлись причиной многих катастроф.
16
В основу конструкции такого самолета была положена прин-
ципиально новая система управления, над которой Хилл начал
работать в 1923 г. Понимая, что обычное хвостовое оперение
подвержено воздействию спутной струи от крыла, а элевоны
теряют эффективность на больших углах атаки, исследователь
остановил свой выбор на самолете схемы «бесхвостка», кото-
рый имел плавающие поверхности управления на концах стре-
ловидного крыла. Эти органы управления представляли собой
элевоны большой площади, которые шарнирно крепились к кон-
цам крыла таким образом, что автоматически, независимо от
положения самолета, устанавливались в положение, соответ-
ствующее их нулевой подъемной силе. Следовательно, подобные
органы управления на любых углах атаки оставались эффек-
тивными.
Управление курсом осуществлялось применением поворот-
ных килей, установленных под крылом вблизи элевонов и так-
же не терявших эффективности на больших углах атаки.
В отличие от конструкции Данна крыло, примененное Хил-
лом, имело значительное сужение, что было вызвано необходи-
мостью уменьшить хорду элевонов. (Как выяснилось в
дальнейшем, применение подобного крыла вызывало ухудшение
характеристик продольного демпфирования (83].) Для проверки
новой системы управления в 1925 г. Хилл построил самолет
схемы «бесхвостка» с высокорасположенным стреловидным
крылом и толкающим винтом (рис. 1.5). Этот самолет, полу-
чивший название «Птеродактиль» 1, совершил первый полет в
1925 г. Его испытания дали в целом хорошие результаты (86].
Самолет не выходил из-под контроля летчика даже при углах
атаки в 45°, имел большой диапазон скоростей полета. Трудно-
сти обеспечения управляемости ощущались лишь при взлете
самолета в период перед отрывом от земли, когда органы
управления из-за незначительной скорости были малоэффек-
тивны.
Рис. 1.5. Схема самолета Г. Хилла «Птеродактиль» 1
17
Рис. 1.6. Самолет Г. Хилла «Птеродактиль» 4
Дальнейшим развитием этой машины явился самолет «Пте-
родактиль» 1В (1929 г.). Стремясь уменьшить сопротивление
-самолета, Хилл почти вдвое увеличил нагрузку на крыло, при-
менил новый профиль крыла и новую форму сочленения крыла
с фюзеляжем. Кроме того, конструктор ликвидировал верти-
кальное оперение. Путевое управление должно было обес-
печиваться элевонами, а путевая устойчивость — стреловидно-
стью крыла. Трехколесное шасси было заменено двухколесным
велосипедной схемы.
При испытаниях самолета выявилось слабое затухание коле-
баний при отклонении органов управления. Данный недостаток
был вызван слабым продольным демпфированием самолета и
большим моментом инерции элевонов (их относительная пло-
щадь в 4 раза превышала площадь обычных органов управле-
ния) [80].
В последующей конструкции «Птеродактиль» 4 Хилл отка-
зался от подобной системы управления и оборудовал самолет
обычными врезными элевонами. Экспериментальный самолет
«Птеродактиль» 4 был построен Хиллом совместно с фирмой
«Вестланд» в 1931 г. и представлял собой трехместный верхне-
план с толкающим винтом (рис. 1.6). В отличие от первых кон-
струкций самолет имел хорошо обтекаемый фюзеляж с закры-
той кабиной, колеса шасси были снабжены обтекателями. Но-
вые органы управления позволили разместить вертикальное опе-
рение на концах крыла.
Самолет «Птеродактиль» 4 был первым самолетом с изме-
няемой в полете стреловидностью крыла. Крыло изменяемой
стреловидности (±5°) служило для достижения оптимальной
балансировки самолета в широком диапазоне скоростей и цент-
ровок 1.
1 Патент № 352961 (Англия). Aircraft with adjustable wings/G. Hill,
15,01.1930.
18
В 1932—1933 гг. этот самолет был подвергнут обширной
программе испытаний, в частности испытанию на штопор [119].
Результаты испытаний позволили Хиллу в дальнейшем пе-
рейти к работам над бесхвостыми самолетами практического
назначения (см. подразд. 1.2.2). Исследования, проведенные
Хиллом, внесли определенный вклад в развитие вопросов управ-
ляемости «бесхвостки», впервые были выполнены испытания на
штопор самолета без горизонтального оперения.
Большое значение для развития самолетов схемы, «бесхво-
стка» имели работы немецкого конструктора А. Липпиша.
Липпиш исследовал методы обеспечения продольной балан-
сировки «бесхвостки» со стреловидным крылом и пришел к вы-
воду, что для уменьшения крутящих нагрузок на крыло и улуч-
шения его несущих свойств целесообразно полностью отказать-
ся от геометрической отрицательной крутки крыла и заменить
ее аэродинамической круткой. Для проверки этой идеи Липпиш
в 1925 г. построил планер «Эксперимент» схемы «бесхвостка»
[98]. В корне стреловидного крыла планера был установлен
нормальный несущий профиль, в центре — симметричный, на
концах крыла применялся перевернутый корневой профиль.
Следующим этапом исследований явилось создание серии
экспериментальных планеров «Шторх». Планер «Шторх» 1
представлял собой одноместный верхнеплан со стреловидным
крылом. На концах крыла снизу были расположены вертикаль-
ные кили. Поперечное и продольное управление обеспечивалось
элевонами. Испытания планера показали, что его боковая устой-
чивость и управляемость были явно недостаточны [105]. Кроме
того, кили, расположенные под крылом, вызывали при отклоне-
нии значительный пикирующий момент, часто ломались при
посадке.
Для устранения этих недостатков планер подвергся значи-
тельным доработкам: была ликвидирована S-образность крыла,
вертикальные кили перенесены наверх («Шторх» 2), увеличена
их площадь («Шторх» 3). По мнению Липпиша [99], радикаль-
ное улучшение боковой управляемости было получено в резуль-
тате устранения стреловидности оси вращения элевонов
(«Шторх» 4) *.
Испытания планера «Шторх» 4 дали хорошие результаты.
Планер не терял устойчивости и управляемости на всех режи-
мах полета, имел хорошие планирующие свойства [99]. В 1929 г.
он был переоборудован в легкомоторный самолет «Шторх» 5 с
толкающим винтом (рис. 1.7). Из-за малой мощности двигателя
пришлось отказаться от шасси, взлет происходил по планер-
1 Это утверждение спорно, так как у модифицированного планера од-
новременно были изменены центровка и профиль элевонов. Как известно,
стреловидно расположенные элевоны с успехом применяются в конструкции
современных самолетов.
19
Рис. 1.7. Схема самолета А. Липпиша «Шторх» 5
ному, с помощью амортизатора. Из условий центровки носовая
часть фюзеляжа была удлинена. Чтобы компенсировать ее
дестабилизирующее действие, шайбам был придан крыльевой
профиль (выпуклостью внутрь), что позволило увеличить путе-
вую устойчивость самолета.
На самолете «Шторх» 5 был совершен ряд удачных переле-
тов, которые явились достижением для самолета со столь мало-
мощным двигателем.
В 1936 г. конструктор создает новый тип бесхвостого самоле-
та DFS.39 («Дельта» 4с). Этот экспериментальный самолет
представлял собой низкоплан с тянущим винтом и с фюзеляжем,
постепенно переходящим в вертикальное оперение. Для повы-
шения путевой устойчивости, которую особенно трудно обеспе-
чить в схеме «бесхвостка» с тянущим винтом, концы крыла само-
лета были отогнуты вниз (рис. 1.8). Испытания прошли успешно,
и самолет был признан годным к полетам [97}. Развивая данный
тип «бесхвостки», Липпиш построил бесхвостый самолет DFS.194
с вертикальным оперением большей площади (отгиб концов
крыла вниз не предусматривался).
Применение аэродинамической крутки крыла по размаху
наряду с малым углом стреловидности позволило Липпишу улуч-
Рис. 1.8. Схема самолета А. Липпиша DFS.39
20
шить несущие свойства крыльев его «бесхвостой». Однако малая
стреловидность привела, по отзывам испытателей [105], К ухуд-
шению характеристик демпфирования у «бесхвостой» Липпиша.
Кроме того, эффективность органов путевого и продольного
управления снизилась из-за малого плеча их действия.
Как показал дальнейший опыт, система аэродинамической
крутки, предложенная Липпишем, не являлась наилучшей. При
установке на концах крыла перевернутого профиля дифференци-
рованное отклонение элевонов значительно влияло на продоль-
ную балансировку самолета.
Успешные полеты «бесхвостой» Данна, Хилла и Липпиша вы-
звали интерес к схеме летательного аппарата без горизонтально-
го оперения со стреловидным крылом.
Швейцарский конструктор А. Сольденхофф разработал пер-
вый проект такого самолета еще в 1912 г.1, находясь, по-види-
мому, под впечатлением испытаний самолетов Данна. В 1926 г.
Сольденхофф построил самолет без горизонтального оперения
So.А [118]. Этот самолет представлял собой двухместный низко-
план с толкающим винтом (рис. 1.9). Продольная балансировка
обеспечивалась стреловидным закрученным крылом, и, в принци-
пе, самолет So.А незначительно отличался от самолетов Данна.
Интересной особенностью «бесхвостки» Сольденхоффа были
необычные органы путевого управления — расщепляющиеся ки-
ли, установленные примерно на полуразмахе крыла. Кили были
расположены на оси, проходящей через центр масс самолета, и
при раскрытии создавали только моменты рыскания.
В целом конструкцию Сольденхоффа нельзя признать удач-
ной. Значительная стреловидность и отрицательная крутка кры-
ла, большой продольный момент инерции — все это ухудшало
характеристики самолета. Разработанные Сольденхоффом орга-
ны путевого управления также имели ряд недостатков — потеря
Рис. 1.9. Схема самолета А. Сольденхоффа So.А
1 Патент № 279895 (Германия). Flugzeug mit pfeilforming angeordenter
Tragenflachen/A. Soldenhoff. 21.09.1912.
21
управляемости на больших углах атаки, невозможность дости-
жения управляемого бокового скольжения.
В 20—30-е годы большую популярность завоевывает плане-
ризм. Тот факт, что отсутствие горизонтального оперения позво-
ляло уменьшить коэффициент лобового сопротивления, вызвал
стремление к использованию этой схемы в конструкции плане-
ров. Помимо этого, «бесхвостки» привлекали простотой и деше-
визной изготовления.
Среди «бесхвостой» со стреловидным крылом, построенных в
СССР в 30-е годы, в первую очередь следует отметить планер
«П. П. Постышев» конструкции П. Г. Бепинга. Он имел ориги-
нальную схему (бесхвостый низкоплан со стреловидным крылом)
и отличался чистотой форм. На этом планере был совершен ус-
пешный буксирный перелет Харьков — Коктебель, выполнялся
комплекс фигур высшего пилотажа.
В 1935 г. в Москве в мастерских Военно-воздушной академии
построили экспериментальный самолет-«бесхвостку» со стрело-
видным крылом (35° по передней кромке), па концах которого
были установлены вертикальные кили. Двигатель М-11 приводил
толкающий винт. При испытаниях самолет не смог оторваться от
земли [37, с. 495].
В результате опыта, накопленного при постройке и испытани-
ях самолетов и планеров «бссхвосток» со стреловидным крылом,
был создай ряд летательных аппаратов, обладающих удовлетво-
рительными летными характеристиками. Однако существенным
недостатком рассматриваемого типа «бесхвостой» являлись ма-
лые величины коэффициентов подъемной силы (с% и с^тах) сба-
лансированного крыла. Снижение этих величин вызывалось стре-
ловидностью и отрицательной круткой крыла по размаху, необ-
ходимыми для продольной балансировки «бесхвостки». Замена
геометрической крутки крыла аэродинамической не приводила к
полному устранению этого недостатка.
Малые величины сау и снижали маневренность самоле-
тов и планеров «бесхвостой», ухудшали их взлетно-посадочные
характеристики и аэродинамическое качество. В связи с этим
конструкторами постоянно велся поиск нового способа обеспече-
ния продольной балансировки летательного аппарата схемы
«бесхвостой».
Эти исследования велись в основном в трех направлениях.
1. Создание самоустойчивого крыла, в котором функцию
обеспечения продольной балансировки должны выполнять лишь
концы крыла. Центральная часть крыла не имеет ни стреловид-
ности, ни крутки, к подобным крыльям относятся крылья со
стреловидными или коническими (диффузорными) законпов-
ками.
2. Создание самоустойчивого крыла, имеющего отрицатель-
ную стреловидность и положительную крутку.
22
3. Создание самоустойчивого нестреловидного крыла, про-
дольная балансировка которого обеспечивалась применением
S-образного профиля. Разновидностью такого крыла является
крыло со стреловидной или криволинейной передней кромкой и
прямой задней кромкой (трапециевидное или параболическое
крыло).
«Бссхвостки» со стреловидными законцовками. Первые
планеры без горизонтального оперения с крылом, имеющим не-
стреловидпый центроплан и стреловидные отрицательно закру-
ченные консоли, были построены немецким конструктором Ф. Вен-
ком в 1920—1921 гг. [127]. Для повышения поперечной устойчи-
вости крылу при виде спереди была придана V-образная форма.
Отрицательная подъемная сила на концах крыла разгружала
лонжерон от изгиба, что, по мнению конструктора, позволяло
значительно увеличить удлинение крыла 1.
Группой немецких конструкторов в 1922 г. был построен
планер-«бесхвостка» «Шарлотта» с крылом аналогичной формы
[114]. Интересной особенностью одной из модификаций этого
планера являлось отсутствие вертикального оперения. Его функ-
ции выполняли тормозные щитки, расположенные па концах
крыла.
Указанные выше планеры принимали участие в крупных со-
стязаниях, однако уступали по своим характеристикам другим
планерам. Продувки второго планера Венка [127] показали, что
несмотря па большое удлинение крыла и нестреловидный центро-
план, этот планер по несущим свойствам не превосходит плане-
ры «Шторх» Липпиша.
Существенными недостатками крыла со стреловидными за-
концовками являлись сложность изготовления крыла с изломом
и большая масса такого крыла. Вследствие этого самобаланси-
рующееся крыло со стреловидными законцовками в дальнейшем
не применялось.
Идея самобалансирующегося крыла с так называемыми диф-
фузорными законцовками, имеющими треугольную форму и изо-
гнутыми по конической поверхности, впервые была высказана
еще в 1907 г. швейцарским исследователем К. Штейгер-Кирхгоф-
фером [7, с. 38]. Основывая свои заключения на наблюдениях за
полетом птиц и не являясь специалистом в области авиации,
Штейгер-Кирхгоффер, по-видимому, не смог дать какого-либо
теоретического обоснования своей идее2. Однако известно, что
1 Как показали испытания планеров Венка, прочность их крыльев ока-
залась недостаточна. Это явилось причиной нескольких аварий.
2 Самоустойчивость крыла с диффузорными законцовками можно объяс-
нить не какой-то особой круткой законцовок, а сочетанием свойств обычного
крыла в центроплане со свойствами крыла малого удлинения на концах.
Меньшая величина суа отведенных назад законцовок обеспечивает продоль-
ную балансировку «бесхвостки» с таким крылом.
23
построенные им модели с крылом с диффузорными законцовками
обладали устойчивостью в полете.
Самоустойчивое крыло с диффузорными законцовками при-
менялось в конструкции «бесхвостки» Р. Шуля «Магдебург»
(Германия) [100]. В 1931 г. на этом планере было совершено
несколько удачных полетов. Трудно, однако, сказать, в какой
мере устойчивости полетов способствовали диффузорные закон-
цовки крыла, так как в центроплане крыла стоял самобаланси-
рующийся S-образный профиль. Вряд ли можно было рассчиты-
вать на хорошие несущие свойства крыла планера Шуля, так как
ни центроплан с самоустойчивым профилем, ни законцовки не
могли обладать большой подъемной силой, а конусообразные
законцовки, несомненно, вызывали увеличение сопротивления в
полете.
«Бесхвостки» с крылом отрицательной стреловидности. Ради-
кальное улучшение несущих свойств самобалансирующегося
крыла могло быть получено в результате сочетания отрицатель-
ной стреловидности и положительной крутки. При данной схеме
продольная балансировка обеспечивается дополнительной подъ-
емной силой концов крыла, установленный под большим уг-
лом атаки. Этот способ балансировки бесхвостого самолета в
принципе подобен способу балансировки самолетов схемы «утка».
Впервые идея бесхвостого самолета с крылом отрицательной
стреловидности была запатентована Г. Ландверлином и Г. Бер-
рером (Франция) в 1922 г.1. Помимо высоких несущих свойств
подобная схема крыла давала преимущества и в смысле управ-
ляемости, так как при необходимости увеличения угла тангажа
самолета рули высоты, расположенные перед центром масс,
должны быть отклонены вниз, что создавало прирост подъемной
силы. В отличие от рассмотренных ранее схем «бесхвосток» са-
молет с крылом отрицательной стреловидности мог иметь повы-
шенную нагрузку на крыло, так как допускал возможность поса-
дочной механизации (для компенсации пикирующего момента от
отклонения закрылка рули высоты в данном случае должны быть
отклонены вниз, а не вверх — как у «бесхвосток» других типов).
Одновременно с французскими исследователями изучением
свойств «бесхвостки» с крылом отрицательной стреловидности за-
нимался А. Липпиш [98]. Им отмечалось, что подобное крыло
позволяет получить большую подъемную силу по сравнению с
другими видами самоустойчивых крыльев, однако при этом труд-
но обеспечить требуемую боковую устойчивость и управляе-
мость.
Большой вклад в изучение схемы «бесхвостка» с крылом от-
рицательной стреловидности был сделан советским ученым
1 Патент № 196937 (Англия). Aeroplane/G. Landverlin, G. Berreur.
1.05.1922.
24
Рис. 1.10. Планер В. Н. Беляева БП-2
В. Н. Беляевым. В 1934 г. под его руководством в ЦАГИ был по-
строен планер БП-2 (ЦАГИ-2) (рис. 1.10) [3]. Крыло планера
имело значительное сужение (q = 6) и положительную крутку по
размаху (аэродинамическую и геометрическую). Это в сочета-
нии с отрицательной стреловидностью должно было обеспечить,
по расчетам конструктора, минимальную массу крыла, удачное
распределение циркуляции по размаху (близкое к эллиптическо-
му), хорошие противофлаттерные характеристики. Центроплан
крыла планера имел S-образный профиль М-6. На задней кром-
ке центроплана был установлен подвесной закрылок, который
предназначался для балансировки планера в полете и для про-
дольного управления. Кроме того, планер был снабжен горизон-
тальным оперением, установленным сзади над центропланом на
вертикальных килях1. Для обеспечения необходимой центровки
планера фюзеляж был сильно вынесен вперед. Это обеспечивало
хороший обзор из кабины, но в то же время вызывало путевую
неустойчивость планера (этому способствовала также отрица-
тельная стреловидность крыла). Для компенсации дестабилизи-
рующих моэдгёнтов крыла и фюзеляжа планер БП-2 был снабжен
двумя килями большой площади (19% от площади крыла), к ко-
торым крепились рули направления. Эти кили служили также
для улучшения поперечного демпфирования планера (как из-
вестно, крыло с большим сужением затрудняет решение вопроса
поперечного демпфирования летательного аппарата). Попереч-
ное управление обеспечивалось элеронами.
Планер БП-2 был подвергнут обширным испытаниям в воз-
духе (в частности, на нем был совершен перелет по маршруту
Коктебель — Москва) и в аэродинамической трубе. Результаты
этих испытаний выявили хорошую устойчивость и управляемость
планера [29]. Единственным замеченным недостатком была ма-
лая эффективность рулей направления. Однако вопреки ожида-
1 Как показывают материалы продувок [29], планер БП-2 обладал про-
дольной устойчивостью и без горизонтального оперения.
25
ниям аэродинамическое совершенство планера В. Н. Беляева
оказалось не очень высоким. Максимальное аэродинамическое
качество планера БП-2 равнялось 18, минимальная скорость сни-
жения (расчетная) — 1,15 м/с. Аэродинамику планера, несомнен-
но, ухудшало вертикальное оперение большой площади, наличие
горизонтального оперения, подвесной закрылок за центропланом.
Помимо этого, к недостаткам «бесхвостки» с крылом отрицатель-
ной стреловидности следует отнести склонность к срыву потока
в корневой части крыла на больших углах атаки.
На основе планера БП-2 были созданы рекордный планер
БП-3 и двухмоторный бомбардировщик ДБ-ЛК (см. под-
разд. 1.2.2).
«Бесхвостки» с нестреловидным крылом. С появлением аэро-
динамических лабораторий начались систематические исследо-
вания S-образпых самобалансирующихся профилей. В результа-
те большого объема экспериментальных и теоретических работ
были созданы самобалансирующиеся профили, обладающие хо-
рошими аэродинамическими характеристиками и позволяющие
значительно уменьшить требуемую площадь горизонтального
оперения или вообще устранить его1. Поэтому S-образные про-
фили начали применяться в конструкциях многих самолетов и в
первую очередь в конструкции «бесхвостой» с пестреловидным
крылом.
Самолет-«бесхвостка» с нестреловидпым самобалансирую-
щимся крылом впервые был построен в 1909 г. во Франции кон-
структором Р. Арну [7, с. 12]. Это был биплан без органов управ-
ления (Арну предполагал управлять самолетом путем изменения
частоты вращения винта). По-видимому, самолет не испыты-
вался.
Более совершенной была конструкция второго самолета Ар-
ну (рис. 1.11) [47]. Этот моноплан, построенный в 1912 г., уже
имел органы продольного и поперечного управления, располо-
женные по всему размаху задней кромки крыла S-образного
профиля. Для предотвращения нарушения балансировки крыла
при отклонении органов управления вниз их перемещение огра-
ничивалось упорами (впоследствии такие упоры применялись в
системе управления многих самолетов схемы «бесхвостка»).
Органы обеспечения путевой устойчивости и управляемости
отсутствовали. Самолет был испытан [7, с. 12]. Результаты этих
испытаний неизвестны (маловероятно, чтобы они были успешны,
так как из-за своих конструктивных особенностей этот самолет
не мог обладать удовлетворительной боковой устойчивостью и
управляемостью).
1 При изменении угла атаки центр давления S-образного профиля пере-
мещается таким образом, что создает момент, возвращающий крыло в исход-
ное положение.
26
Рис. 1.11. Самолет Р. Арпу
После окончания первой мировой войны Арну продолжил ра-
боту над «бесхвостками» с прямоугольным нестреловидным кры-
лом. В 1919—1920 гг. им был построен и испытан биплан без го-
ризонтального оперения с тянущим винтом [55]. В отличие от пер-
вых машин Арну самолет был снабжен вертикальным оперением.
Успешные испытания этого самолета побудили французского
конструктора выйти за рамки чисто экспериментальных работ.
В 1922 г. им совместно с фирмой «Симплекс» был построен го-
ночный моноплан-«бесхвостка» с двигателем мощностью 300 л. с.
Максимальная скорость самолета по расчетам должна была со-
ставлять 380 км/ч (абсолютный рекорд скорости в 1920 г. рав-
нялся 309 км/ч). Крыло самолета имело симметричный профиль,
продольная балансировка достигалась отклонением вверх руле-
вых закрылков, расположенных но всему размаху задней кромки.
По рекомендации летчика-испытателя были устранены ограничи-
тели отклонения поверхностей управления. Это наряду с чрезвы-
чайной чувствительностью самолета к изменению центровки и
плохим обзором из кабины летчика привело к тому, что в процес-
се летных испытаний самолет потерпел аварию.
Значение деятельности Р. Арну заключается в том, что им был
практически осуществлен принципиально новый тип «бесхвост-
ки», самый простой из всех самолетов данной схемы. Однако
анализ конструкций самолетов Арну, а также результаты их ис-
пытаний показывают, что на начальном этапе развития «бес-
хвосток» с нестреловидным крылом не были найдены надежные
методы обеспечения их устойчивости и управляемости.
Большой вклад в развитие «бесхвосток» с нестреловидным
крылом внесли работы французского конструктора III. Фовеля.
Как и Р. Арну, Фовель считал, что балансировку крыла бесхво-
стого самолета целесообразно осуществлять не с помощью стре-
ловидности и крутки крыла, а путем S-образного изгиба средней
линии профиля. В отличие от самолетов Арну крыло «бесхвос-
ток» Ш. Фовеля имело значительное сужение.
27
Рис. 1.12. Схема самолета Ш. Фовеля AV-2 (рисунок из патента)
Ш. Фовель построил свой первый самолет-«бесхвостку» AV-2
(рис. 1.12) в 1933 г. Центральная секция крыла самолета имела
симметричный профиль, а консоли, образующие поперечный угол
с центропланом, — S-образный самобалансирующийся профиль.
С целью повышения путевой устойчивости конструктор устано-
вил на центроплане самолета два вертикальных киля. Путевое
управление обеспечивалось аэродинамическими тормозами, рас-
положенными на концах крыла, поперечное — элеронами1. Руль
высоты был установлен в центроплане крыла.
Первые полеты самолета AV-2 показали, что характеристики
его устойчивости и управляемости в целом хорошие [73] (малая
величина продольного момента инерции способствовала улучше-
нию продольной динамической устойчивости). Однако изменение
тяги толкающего винта, расположенного из конструктивных со-
ображений на высоте более 1 м от крыла, существенно наруша-
ло продольную балансировку самолета. Поэтому после несколь-
ких полетов двигатель был снят и самолет испытывался как
планер.
Следующий бесхвостый самолет Фовеля AV-10 (1935 г.)
также имел нестреловидное крыло с большим сужением [74].
Для того чтобы избежать отмеченного недостатка самолета
AV-2, конструктор остановил свой выбор на более обычной схе-
ме: AV-10 представлял собой двухместный низкоплан с тяну-
щим винтом, большим вертикальным килем и обычными орга-
нами управления. Самолет с успехом прошел все испытания и
получил свидетельство о пригодности к полетам. На нем был
установлен ряд рекордов, в частности рекорд высоты полета
для самолетов данного класса.
В послевоенные годы на базе самолета AV-10 Фовель создал
несколько типов бесхвостых самолетов личного пользования.
Продолжая исследования своих соотечественников А. Пено
и Р. Арну по летательным аппаратам схемы «бесхвостка» с не-
стреловидным самоустойчивым крылом, Ш. Фовель впервые
создал удовлетворительно летающий самолет такой схемы.
Успех работ Фовеля можно объяснить тем, что конструктору уда-
1 Так как большое сужение крыла способствовало появлению срыва по-
тока, Фовель применял в конструкции своих «бесхвостой» элероны необычно
большой длины.
28
лось свести к минимуму основной недостаток «бесхвосток» с пря-
мым крылом — чрезвычайную чувствительность к изменению
центровки из-за малой величины средней аэродинамической хор-
ды (САХ)> и, следовательно, малой разности величин |хт—xF|.
Фовель применил в конструкции своих самолетов крыло с боль-
шим сужением (у самолета AV-10 т] = 8), что позволило увели-
чить САХ, не изменяя площадь крыла. Успеху деятельности
Фовеля способствовало также то, что к концу 20-х годов уже
были созданы самоустойчивые профили с хорошими, аэродина-
мическими свойствами, досконально изучены моментные харак-
теристики этих профилей.
Несмотря на лучшие несущие свойства крыла, схема «бес-
хвостка» с нестреловидным крылом получила весьма ограничен-
ное распространение, так как этой схеме свойственны такие су-
щественные недостатки, как высокая чувствительность к изме-
нению центровки, трудность обеспечения продольной и путевой
устойчивости и управляемости из-за малого плеча действия со-
ответствующих органов стабилизации и управления, плохой об-
зор из кабины летчика.
«Бесхвостки» с трапециевидным крылом. Применение трапе-
циевидного (а также параболического) крыла со стреловидной
передней и нестреловидной задней кромкой в конструкции са-
молетов схемы «бесхвостка» неразрывно связано с развитием
идеи «летающего крыла». Эта идея заключается в устранении
всех частей самолета, не участвующих в создании подъемной
силы (фюзеляжа, оперения, мотогондол и др.) и расположении
грузов и агрегатов внутри крыла. Для осуществления такой
идеи необходима достаточная высота корневой части крыла
(в первую очередь для размещения в ней экипажа), а следо-
вательно, большая длина корневой хорды. Оптимальное соче-
тание длины корневой хорды, площади крыла и его размаха да-
вало крыло трапециевидной формы в плане.
Другой причиной, способствующей применению трапециевид-
ного крыла в конструкции самолета, являлась возможность соче-
тания в таком крыле положительных свойств самобалансирую-
щегося стреловидного крыла (удовлетворительные характеристи-
ки устойчивости и управляемости, хорошие демпфирующие
свойства, сравнительно невысокая чувствительность к изменению
центровки самолета) и нестреловидного (хорошие несущие свой-
ства, простота конструкции, малые крутящие нагрузки, нестрело-
видное расположение органов управления). Линия фокусов
трапециевидного крыла имеет стреловидность, что позволяет
применять для продольной балансировки «бесхвостки» наряду с
отгибом кверху задней кромки крутку крыла по размаху.
Все это обусловило широкое применение трапециевидного
крыла со стреловидной линией фокусов в конструкции самолетов
схемы «бесхвостка».
29
Рис. 1.13. Рисунок из патента Г. Юнкерса 1910 г.
Появлению схемы «летающее крыло» предшествовала идея
бесфюзеляжного самолета. Эта идея впервые была выдвинута
русским ученым С. С. Неждановским более 100 лет назад. Уче-
ный поставил перед собой задачу — найти такую форму лета-
тельного аппарата, которая при наименьшем сопротивлении
давала бы наибольшую подъемную силу. В процессе поиска
формы, наилучшим образом соответствующей поставленной за-
даче, Неждановский в 1883 г. пришел к выводу, что в таком
аппарате двигатели должны быть расположены внутри крыла.
В своей рабочей тетради он привел схему размещения двигате-
ля в крыле и записал: «Ясно, что удовлетворительное устрой-
ство летательной машины зависит от ее легкости и формы (на-
клонная плоскость (крыло — Д. С.) должна быть гладкой) и от
силы двигателя» Ч
Изобретение Неждановского осталось неизвестным. Широ-
кую огласку получил патент немецкого конструктора Г. Юнкер-
са (1910 г.), в котором содержалась аналогичная идея1 2 (рис.
1.13). Неудивительно, что многие историки авиации считают
Юнкерса родоначальником идеи бесфюзеляжпого самолета [7,
с. 10; 82, с. 76].
Первые бесфюзеляжные самолеты были построены в 20-е го-
ды американским конструктором В. Бурнелли и французской
фирмой Диль и Бакалан (подробнее см. [2]).
Хотя начальный этап развития идеи бесфюзеляжпого само-
лета не оказал непосредственного влияния на прогресс самоле-
тов схемы «бесхвостка», появление этой идеи было необходимо
для разработки принципа «летающего крыла».
В начале XX в. появляются первые свободнонесущие моно-
планы. В связи с этим активизируется интерес к крыльям тол-
1 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, фонд С. С. Не-
ждановского, № 1079. с. 136.
2 Патент № 253788 (Германия). Gleitflieger mit zur Aufnahme von nicht
Auftrieb erzeugenden Teilen dienenden Hohlkoreprn./H. Junkers. 1.02.1910.
30
стого профиля. Изучение характеристик таких крыльев способ-
ствовало появлению самолетов «летающее крыло».
В 1919 г. был разработан первый проект самолета схемы
«летающее крыло»1. В этом проекте, автором которого является
В. Стаут (США), были объединены принципы бесхвостого и
бесфюзеляжного самолетов. Предложенный Стаутом самолет
имел нестреловидное крыло большого сужения. Подобная форма
крыла позволяла разместить в его корневой части моторы, эки-
паж, груз и при этом сохранить приемлемый размах крыла.
Практическая реализация идеи самолета типа «летающее
крыло» была впервые осуществлена в СССР. В конце 1920 г.
Б. И. Черановский независимо от В. Стаута разработал проект
большого пассажирского самолета схемы «летающее крыло»
(рис. 1.14) 2‘. В отличие от проекта Стаута крыло имело малое
удлинение и параболическую форму в плане, что, по мнению изо-
бретателя, позволяло уменьшить массу конструкции и лобовое
сопротивление самолета. Кроме этого, выбранная форма обеспе-
Рис. 1.14. Пассажирский самолет «летающее крыло». Рисунок из рабочей тет-
ради Б. И. Черановского. 1920 г.
1 Патент № 149708 (Англия). Aeronautics/Stout W. 17.02.19'19.
2 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского1, фонд Б. И. Че-
рановского. № 5320/2.
31
чивала большой внутренний объем крыла, улучшала путевую
устойчивость самолета и увеличивала плечо действия рулевых
закрылков. Профиль крыла должен был иметь S-образную
форму.
Идея самолета схемы «летающее крыло» была запатентована
Б. И. Черановским в 1923 г. В отличие от первоначального про-
екта в патенте рассматривался одномоторный самолет с тянущим
винтом и одноколесным шасси, который «..с целью уменьшения
общего веса и лобового сопротивления имеет несущую поверх-
ность, образованную лишь из одного крыла, т. е. самолет явля-
ется «бесхвостым», летающим крылом... Толщина крыла берет-
ся достаточной для того, чтобы вместить в нем моторы, баки с
горючим, груз, людей и механизмы управления»1.
Для проверки характеристик летательного аппарата схемы
«летающее крыло» в полете Черановский в 1923 г. построил
планер-«бесхвостку» БИЧ-1 с толстым параболическим крылом
малого удлинения. Планер не имел вертикального оперения,
управление должно было осуществляться элевонами, располо-
женными вдоль всей задней кромки крыла. Испытания планера
БИЧ-1 ограничились его буксировкой по аэродрому2.
Второй планер Б. И. Черановского — БИЧ-2 «Парабола» —
был построен в 1924 г. и явился первым поднявшимся в воздух
летательным аппаратом типа «летающее крыло». В отличие от
планера БИЧ-1 он был снабжен центральным вертикальным
оперением, имел большее удлинение крыла, менее толстый про-
филь. На планере БИЧ-2 было совершено 27 полетов, оставив-
ших в целом удовлетворительное впечатление [39, с. 135—136].
Однако при испытаниях выявилась недостаточная продольная
устойчивость планера на малых углах атаки, недостаточная эф-
фективность руля направления из-за малого плеча его дейст-
вия. В связи с последним из указанных недостатков на постро-
енных позже планерах-«бесхвостках» — БИЧ-4 (1925 г.) [39,
с. 135—136] и БИЧ-13 (1932 г.) [36] не устанавливалось верти-
кальное оперение. Путевая устойчивость в этом случае обеспе-
чивалась параболической формой крыла в плане, а путевая
управляемость — элевонами (БИЧ-4) или дифференциально от-
клоняющимися аэродинамическими тормозами, расположенны-
ми на концах крыла (БИЧ-13). Оба планера с успехом летали
на Всесоюзных планерных состязаниях.
В 1926 г. Б. И. Черановский на базе планера БИЧ-2 создал
легкомоторный самолет БИЧ-3 (рис. 1.15) с тянущим винтом,
который обдувал центрально-расположенное вертикальное опе-
1 Патент № 6676 (ССР). Самолет с применением одноколесного шас-
си/Б. И. Черановский. — Заявлено 31.0.1.1923 № 76651; опубл, в Вести, комит.
по делам изобр., 1928, № 10.
2 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, фонд Б. И. Чера-
новского, № 5320/4.
32
Рис. 1.15. Схема самолета Б. И. Черановского БИЧ-3
рение. Самолет совершил ряд испытательных полетов, дока-
завших возможность применения схемы «летающее крыло» в
авиации. По воспоминаниям Б. Н. Кудрина, проводившего испы-
тания самолета БИЧ-3, самолет обнаружил чрезвычайную
чуткость к органам управления и был устойчив в полете [15].
Однако окончанию испытаний препятствовала неудовлетвори-
тельная работа двигателя и затрудненный разбег из-за примене-
ния на самолете одноколесного шасси.
Таким образом, советским конструктором Б. И. Черановским
впервые был создан и испытан самолет схемы «бесхвостка» с
толстым свободнонесущим крылом — прообраз будущих «лета-
ющих крыльев». Схема свободнонесущего моноплана с тянущим
винтом и центрально-расположенным вертикальным оперением,
разработанная Черановским, явилась весьма рациональной и
впоследствии широко применялась в конструкции самолетов
схемы «бесхвостка». Самолет БИЧ-3 был первым бесхвостым
самолетом, построенным в СССР.
Дальнейшим развитием БИЧ-3 явился экспериментальный
двухместный самолет БИЧ-7 (1929 г.) [35]. В отличие от своего
предшественника самолет БИЧ-7 имел большие размеры, более
мощный двигатель, двухкилевое вертикальное оперение. Он имел
также крыльевой профиль с меньшей относительной толщиной
и подвесные закрылки с перевернутым профилем (для прида-
ния профилю крыла S-образной формы). Испытания самолета
выявили много недостатков, к основным из которых относились
малая эффективность рулей направления, не обдуваемых стру-
ей от тянущего винта, и неустойчивость при разбеге [37, с. 406].
Более успешные полеты были выполнены на модифицирован-
ном самолете БИЧ-7А в 1932 г., который имел центральное вер-
тикальное оперение, находящееся в потоке от винта, и двухколес-
ное шасси.
Исследования схемы «бесхвостка» с параболическим крылом,
проводимые Б. И. Черановским, вызвали большой интерес за
рубежом, особенно в Германии [113]. Поэтому неудивительно,
что немецкие конструкторы А. Липпиш и братья Хортен обраща-
лись в своих исследованиях к данной схеме. Липпиш в связи с
2—703 33
Таблица LI
Сравнение характеристик планеров «бесхвостой» с крылом различной формы
в плане
Планер Форма крыла 7.
«Шторх» 4 AV-2 БИЧ-13 X—удлинение крыла; го качества Стреловидное Прямое Параболическое Ктах — максимальное зна 8.3 8,3 10,0 чение аэроди 20 21 20 намическо-
поисками оптимальной схемы самолета «летающее крыло» рас-
сматривал проект пассажирского самолета схема «бесхвостка» с
толстым параболическим крылом1. Р. Хортен в 1938 г. построил
планер с параболическим крылом. В отличие от конструкции
Б. И. Черановского задняя кромка крыла этого планера также
имела параболическую форму [59]. Планер Хортена в полете не
испытывался.
Сравнение планеров-«бесхвосток», имеющих крыло параболи-
ческой формы, с «бесхвостками» других типов (табл. 1.1) и аэро-
динамические продувки [43] показывают, что применение пара-
болического крыла не давало каких-либо преимуществ.
Значительная толщина корневой части крыла, необходимая
для осуществления концепции «летающего крыла», могла быть
получена также применением крыла трапециевидной формы в
плане со стреловидной передней и прямой задней кромкой, кон-
струкция которого значительно проще, чем пароболического. По
этим причинам вместо параболического крыла в конструкциях
самолетов и планеров схемы «бесхвостка» стало применяться
трапециевидное крыло.
Крыло указанной формы впервые было установлено на пла-
нере Б. И. Черановского БИЧ-8, без горизонтального оперения,
построенном в 1929 г. (рис. 1.16). Продольное и поперечное уп-
равление планером осуществлялось подвесными элевонами, для
обеспечения путевой устойчивости и управляемости на концах
крыла были установлены вертикальные кили с рулями направ-
ления. Крыло имело обычный несамобалансирующийся профиль.
Поэтому для достижения продольной балансировки планера к
центральной части задней кромки крыла был подвешен стабили-
затор, угол установки которого мог быть изменен перед полетом.
Это позволяло сбалансировать планер при различных центров-
1 Патент № 615460 (Германия). Swanzloses Flugzeug/A. Lippisch
12.10.1930.
34
ках. В 1931 г. С. П. Королев ис-
пытал планер в полете и дал хо-
рошие отзывы о его устойчиво-
сти и управляемости [12].
Развитием этой машины яви-
лись планеры БИЧ-11 и БИЧ-12
(1931 г.) [36]. В отличие от пла-
нера БИЧ-8 эти планеры имели
раздельные рули высоты и эле-
роны, которые занимали всю зад-
нюю кромку крыла. Оба планера
принимали участие на девятом
Всесоюзном слете планеристов.
В связи с попыткой создания
ракетопланера на базе БИЧ-11
этот планер, как и БИЧ-8, неод-
нократно испытывал в полете
С. П. Королев. В отчете об испы-
таниях Королев отмечал: «...по-
лет оставляет очень благоприят-
ное впечатление. Разворачивает-
ся легко. Тенденции к самостоя-
тельным разворотам не имеет»1.
Попытка превращения плане-
ра БИЧ-11 в самолет путем ус-
тановки над крылом поршневого
мотора не привела к успеху, так
как изменение тяги значительно
влияло на продольную баланси-
ровку машины2.
В 1934 г. в ЦАГИ был
построен планер-«бесхвостка» с
трапециевидным крылом —
БП-1 (ЦАГИ-1) конструкции
А. А. Сенькова. В отличие от рас-
смотренных выше планеров Че-
рановского продольная баланси-
ровка планера БП-1 осуществля-
лась нс отклонением кверху за-
крылка, а применением в крыле
самобалансирующегося профиля
наряду с геометрической круткой
1 Архив АН СССР, разряд 4, оп. 4,
Д. 102.
2 Как (•!менялось, с аналогичной
трудностью сюлкпулся Ш. Фовель.
2*
35
крыла по размаху. Продольное и поперечное управление обеспе-
чивалось подвесными элевонами, путевая устойчивость и управ-
ляемость— шайбами на концах крыла.
Планер Сенькова неоднократно испытывался в полете [29].
Отмечалась хорошая статическая устойчивость, характеристики
динамической устойчивости были значительно хуже. Сущест-
венным недостатком планера БП-1, как и многих других «бес-
хвостой» с трапециевидным крылом, являлся плохой обзор из
кабины летчика вниз.
За рубежом практические работы по созданию «летающего
крыла» начались в 30-с годы. Эти работы возглавил А. Лип-
пиш. В результате поиска наиболее подходящей схемы самолета
этого типа исследователь остановил свой выбор на «бесхвостке»
с трапециевидным крылом толстого профиля со стреловидной
передней кромкой. Для проверки своей идеи Липпиш создал экс-
периментальный самолет с толкающим винтом. Этот самолет,
«Дельта» 1 (рис. 1.17), имел трапециевидное крыло большой от-
носительной толщины (толщина крыла составляла почти 3/4
высоты кабины) с самоустойчивым профилем в центроплане. Для
обеспечения продольной балансировки крыла Липпиш применил
также аэродинамическую крутку крыла по размаху. Путевая ус-
тойчивость и управляемость «Дельта» 1 обеспечивалась верти-
кальными шайбами на концах крыла. К задней кромке крыла
крепились две пары рулевых закрылков. Внутренняя пара дей-
ствовала как рули высоты, а наружная — как элероны. «Дель-
та» 1 имел двухместную закрытую кабину, для лучшего обзора
вниз в крыле были сделаны прорези. В 1931 г. самолет успешно
совершил демонстрационный перелет по Германии. Его полеты
получили широкую огласку во многих странах и имели большое
значение для развития самолетов схемы «бесхвостка» (в первую
очередь вследствие того, что вызывали интерес к подобным кон-
струкциям) .
Развивая схему «бесхвостки» с трапециевидным крылом, Лип-
пиш создал ряд модификаций «Дельты» — уменьшенный вариант
Рис. 1.17. Самолет А. Липпиша «Дельта» 1
36
«Дельта» 2, а также самолеты «Дельта» 3 и «Дельта» 4, снаб*
женные тянущими винтами. В этих модификациях Липпиш от-
ходит от концепции «летающего крыла» и уделяет основное
внимание повышению эксплуатационных характеристик само*
лета.
Попытка применения тянущих винтов в конструкции самоле-
тов схемы «бесхвостка», сделанная Липпишем1, не привела к
успеху. Вследствие дестабилизирующего путевого момента, вы*
зываемого таким расположением винта, самолеты «Дельта» 3 и
«Дельта» 4 имели значительную путевую неустойчивость. Ма-
лое плечо вертикальных килей, расположенных на концах тра-
пециевидного крыла, не позволяло получить достаточный ста*
билизирующий момент. Поэтому в своих дальнейших конструк-
циях Липпиш отказался от применения трапециевидного крыла.
Созданный им в 1936 г. самолет-«бесхвостка» «Дельта» 4с
(DFS.39) с тянущим винтом имел стреловидное крыло.
К самолетам типа «Дельта» 1 можно отнести самолет харь-
ковских конструкторов ХАИ-4. Он имел низкорасположенное
крыло, фюзеляж с закрытой трехместной кабиной и толкаю*
щим винтом, трехколесное шасси [4]. Продольная балансировка
самолета обеспечивалась S-образным профилем и круткой кры-
ла по размаху. Вся задняя кромка была занята органами
управления — элеронами и рулями высоты. Путевая устойчи-
вость и управляемость должны были обеспечиваться верти-
кальными килями, расположенными на концах крыла. Самолет
проходил испытания в 1934 г., которые выявили неудовлетвори-
тельные характеристики продольной динамической устойчиво-
сти и управляемости [38, с. 116]. Стремясь улучшить обзор из
кабины пилота, конструкторы удлинили носовую часть фюзеля-
жа, что привело к значительному увеличению продольного мо-
мента инерции и дестабилизирующего момента рыскания.
Кроме того, плечо действия органов управления имело очень
небольшую величину, так как крыло самолета ХАИ-4 характе*
ризовалось малым сужением (т] = 2). Все это приводило к про-
дольной раскачке самолета в полете, плохой приемистости дей-
ствия органов управления (задержка по времени 0,4—0,5 с) и,
как следствие, к волнообразной траектории полета. Малая эф-
фективность вертикального оперения не позволяла компенси-
ровать разворачивающий момент от действия опущенного эле-
рона. Это также затрудняло управление самолетом. В связи с
указанными недостатками испытания были прекращены после
третьего полета.
Несравненно лучшие результаты были получены при испыта-
1 Это было необходимо прежде всего для решения задачи практического
использования самолетов «бесхвосток», так как применение толкающего винта
не обеспечивало безопасного покидания самолета экипажем в воздухе.
37
ниях экспериментального самолета БОК-5 конструкции
В. А. Чижевского (1937 г.). Этот самолет был построен с целью
изучения свойств «бесхвостки» с трапециевидным крылом и
принятия решения о целесообразности дальнейших работ Бюро
особых конструкций (БОК) в этом направлении. Самолет пред-
ставлял собой одноместный низкоплан с тянущим винтом (рис.
1.18) [38, с. 72—73]. Фюзеляж за кабиной пилота постепенно
переходил в вертикальное оперение. Крыло самолета — трапе-
циевидное, с S-образиым профилем, разрезное по всему разма-
ху. Его задняя часть могла менять угол установки в полете
(—5...-ЬЗ°), выполняя функции переставного стабилизатора, что
позволяло обеспечить продольную балансировку самолета в
широком диапазоне центровок, уменьшить давление на ручку уп-
равления, улучшить маневренные свойства самолета. Сзади к
поворотной части крыла крепились подвесные элероны и рули
высоты, имеющие перевернутый крыльевой профиль.
БОК-5 — первый в СССР самолет-«бесхвостка», который
успешно прошел заводские и государственные испытания [38,
с. 72—73]. По воспоминаниям П. М. Стеф айовского, принимав-
шего участие в этих испытаниях, самолет отличался высокой
маневренностью и позволял выполнять фигуры высшего пило-
тажа [26, с. 70]. Полеты выявили необходимость лишь незначи-
тельной доработки этого самолета (улучшить аэродинамику,
увеличить площадь руля высоты, заменить подвесные закрылки
врезными). Его испытания убедительно доказали возможность
создания легкого самолета, без горизонтального оперения, не
уступающего по характеристикам легкомоторным самолетам
классической схемы.
Успешно детавший самолет-«бесхвостку» с трапециевидным
крылом построил в 1933 г. румынский конструктор Ф. Михаил
[81, с. 45—50]. Интересной особенностью этого самолета, полу-
чившего название «Стабилоплан» 4, являлась возможность пе-
ремещения крыла в полете вдоль продольной оси самолета для
сохранения продольной устойчивости при изменении центровки.
Рис. 1.18. Самолет В. А. Чижевского БОК-5
38
(Функционально это устройство было аналогично крылу изме-
няемой стреловидности самолета «Птеродактиль» 4 и крылу
изменяемой кривизны самолета БОК-5.) Перемещение крыла
осуществлялось из кабины с помощью червячной передачи.
В 1934 г. «Стабилоплан» прошел летные испытания, получил
сертификат о годности к полетам и эксплуатировался до 1937 г.
Как было показано выше, появление «бесхвостой» с трапе-
циевидным или параболическим крылом обусловлено стремле-
нием создать самолет типа «летающее крыло». Однако впослед-
ствии большинство конструкторов отказалось от разработок
«бесхвостки» с толстым крылом, приближающейся к схеме
«летающее крыло», и ограничилось постройкой обычных «бес-
хвостой», на основании испытаний которых изучались преиму-
щества и недостатки данной схемы. Это объясняется тем, что в
конце 20-х — начале 30-х годов вопросы устойчивости и управ-
ляемости бесхвостого самолета были отработаны еще недоста-
точно хорошо для перехода к разработке пассажирских и транс-
портных самолетов схемы «летающее крыло» и требовали про-
ведения дальнейших экспериментальных работ.
«Бесхвостки» с крылом малого удлинения. Особое место сре-
ди первых летательных аппаратов схемы «бесхвостка» занима-
ют самолеты с крылом малого удлинения. Как отмечалось,
проекты самолетов такой схемы появились еще в XIX в. В даль-
нейшем интерес к самолетам этого типа значительно упал. Пос-
ле окончания первой мировой войны получает всеобщее распро-
странение теория индуктивного сопротивления крыла, которая
доказала, что для освоенных тогда скоростей полета примене-
ние крыла малого удлинения аэродинамически невыгодно.
Интерес к самолетам с крылом малого удлинения вновь
возник в 30-е годы. Исследования, проведенные американским
аэродинамиком Ч. Циммерманом [131], показали, что примене-
ние крыла малого удлинения позволяет затянуть срыв потока
до очень больших углов атаки, обеспечивает улучшение продоль-
ной устойчивости и управляемости самолета без горизонтально-
го оперения, способствует уменьшению массы, габаритных раз-
меров и стоимости самолета1. Аэродинамические характеристи-
ки такого крыла повышали безопасность посадки самолета при
отказе двигателя. Все это делало привлекательным применение
крыла малого удлинения, например при разработке самолета
личного пользования.
1 На аналогичные преимущества крыла малого удлинения еще в 1921 —
1922 гг. указывал Б. И. Черановский, который отмечал также, что применение
треугольного крыла способствует повышению путевой устойчивости самолета.
Однако отсутствие в те годы достаточно совершенной техники эксперимента не
позволило доказать справедливость этих утверждений. (Архив Научно-мемори-
ального музея Н. Е. Жуковского, фонд Б. И. Черановского, № 5320/2).
39
Рис. 1.19. Схема самолета Р. Хоффмана «Эруп»
Первый бесхвостый самолет с крылом малого удлинения был
построен американским аэродинамиком Р. Хоффманом в 1933 г.
Этот экспериментальный самолет, получивший обозначение
«Эруп» 35, имел крыло полукруглой формы в плане с прямой пе-
редней кромкой и самобалансирующимся профилем М-6. Само-
лет был снабжен тянущим винтом, обдувающим центрально-
расположенное вертикальное оперение. Поперечная управляе-
мость обеспечивалась прикрепленными к концам крыла элеро-
нами (по-видимому, «плавающего» типа), для продольного
управления служили расположенные на задней кромке крыла
рулевые закрылки. Впоследствии Р. Хоффман, совместно с
С. Шнейдером, построил еще два самолета с крылом малого уд-
линения [128]. Эти самолеты были схожи с самолетом «Эруп» 35
и отличались главным образом мощностью двигателя и располо-
жением органов управления (рис. 1.19).
В Италии в 1935 г. под руководством конструктора Ф. Кановы
также был построен бесхвостый самолет с крылом малого удли-
нения. В отличие от самолетов Хоффмана и Шнейдера «бесхвост-
ка» Кановы имела крыло ромбовидной формы в плане (рис.
1.20). Выбор такой формы крыла был обусловлен, по-видимому,
стремлением улучшить обзор из кабины летчика и одновременно
увеличить плечо органов управления. Однако в случае ромбовид-
ного крыла исключалась возможность применения самобаланси-
рующихся профилей с отогнутой кверху задней кромкой, и про-
дольная балансировка самолета могла обеспечиваться только
отклонением руля высоты. В отличие от успешных испытаний са-
молетов серии «Эруп» «бесхвостка» Кановы потерпела катастро-
фу в одном из первых полетов [128].
Испытания «бесхвосток» с крылом малого удлинения показа-
ли, что эти самолеты по ряду параметров (йгп.н; Vmax/Vmin) пре-
восходят легкомоторные самолеты классического типа (табл.
40
Рис. 1.20. Схема самолета Ф. Кановы
1.2). Этому способствовали малая масса конструкции самолета
с крылом малого удлинения и существенное влияние близости
земли при посадке на увеличение cynvdx самолета, характерное
для крыльев малого удлинения. Однако аэродинамическое каче-
ство «бесхвостки» с таким крылом было значительно меньше.
К Другим недостаткам первых «бесхвосток» с крылом мало-
го удлинения следует отнести недостаточную боковую устойчи-
вость и управляемость таких самолетов, плохой обзор из каби-
ны летчика, трудности проектирования и компоновки шасси
(взлет и посадка происходят на больших углах атаки, значи-
тельная скорость снижения при посадке).
Указанные недостатки привели к временному прекращению
практических работ по «бесхвосткам» с крылом малого удлипе-
Таблица 1 .'2
Сравнение характеристик легкомоторных самолетов схемы «бесхвостка»
с крылом малого удлинения и самолета классического типа
Самолет Схема к сх0 су max К V max т « •
v max п.н
Легкомоторнып самолет 30-х го- дов (типа АИР-6) Хоффман «Эруп» с мотором мощ- ностью 85 л. с. (63 кВт), 1934 г. Москалев «Стре- ла» 1937 г. Условные обе ент лобового аэроди! НОЙ силы; Vmax, Vmi рость; йп.н — OTHOci Классическая «Бесхвостка» «Бесхвостка» значения: } яамического сощ in — соответстве! 1тельная масса г 6 2,2 1,0 - —удл )отивле тио мат юлезно 0,035 0,026 0,015 инение ния; съ ссимал] й norp? ^5 2,3 1,0 крыла 1 — КОЭ' эная и ^зки. 11,5 6,0 5,0 ; cxq — ффицие МИНИМ! 2,5 3,9 3,1 • коэфф :НТ ПОД альная 0,32 0,38 0,25 ици- ъем- ско-
41
ния. Дальнейшее развитие летательных аппаратов данной схемы
было связано с разработкой самолетов, рассчитанных на около-
и сверхзвуковые скорости полета.
К середине 30-х годов конструкторами разных стран было
создано большое количество экспериментальных самолетов и
планеров схемы «бесхвостка» различных типов (со стреловид-
ным, параболическим, трапециевидным, прямым крылом, с кры-
лом отрицательной стреловидности, с диффузорными законцов-
ками крыла и пр.). Такое разнообразие, характерное для многих
видов техники на начальном этапе их развития, объясняется по-
иском оптимальной формы летательного аппарата схемы «бес-
хвостка». В результате большого объема проведенных опытно-
конструкторских работ были созданы экспериментальные само-
леты, обладающие хорошими летными данными, удовлетвори-
тельными характеристиками устойчивости и управляемости
(БИЧ-7А, БОК-5, «Дельта»-!, AV-10, «Шторх» 5, «Птеродак-
тиль» 4, DFS.39).
Анализ рассмотренного материала показывает, что наиболее
удачное сочетание несущих свойств крыла с устойчивостью и
управляемостью самолета без горизонтального оперения было
достигнуто применением схемы с крылом умеренной стреловид-
ности, органов управления в виде элевонов и вертикальных ки-
лей, расположенных на концах крыла, и толкающего винта
(«Шторх» 5, «Птеродактиль» 4), а также при использовании в
конструкции «бесхвостки» трапециевидного крыла со стреловид-
ной передней кромкой или нестреловидного крыла с большим
сужением (БИЧ-7А, БОК-5, AV-10). В последнем случае приме-
нялось центрально-расположенное вертикальное оперение, нахо-
дящееся в потоке от винта, укороченная передняя часть фюзеля-
жа, шасси, обеспечивающие большой стояночный угол, раздель-
ные поверхности продольного и поперечного управления. Для
уменьшения нагрузки на ручку управления использовался S-об-
разный профиль, а также крыло с изменяемой кривизной
(БОК-5). Самолеты данных типов с успехом демонстрировались
перед авиационными специалистами, принимали участие в пере-
летах и состязаниях.
В то же время такие решения, как одноколесное шасси,
компоновка, вызывающая значительный разнос масс вдоль про-
дольной оси, удлиненная носовая часть фюзеляжа, располо-
жение мотора над крылом, нестреловидное крыло без сужения,
оказались неприменимы в конструкции винтомоторного самоле-
та схемы «бесхвостка». Попытки улучшения характеристик
летательных аппаратов схемы «бесхвостка» путем использова-
ния крыла малого удлинения, крыла с изломом (стреловидные
; или диффузорные законцовки), крыла отрицательной стрело-
видности и крыла параболической формы в плане не привели к
желаемым результатам.
42
Первые «бесхвостки» часто строились на личные средства
конструкторов при отсутствии научной и производственной ба-
зы. Несмотря на это, в 30-е годы в результате накопленного
опыта был достигнут достаточно высокий уровень проектирова-
ния в данной области, что позволило приступить к созданию
самолетов, предназначенных для практической эксплуатации.
1.2.2. Попытки практического применения винтомоторных самолетов
без горизонтального оперения
Уже на начальном этапе развития «бесхвосток» конструкто-
ры ясно представляли себе преимущества, характерные для этих
летательных аппаратов,— меньшее сопротивление, меньшая мас-
са фюзеляжа, простота конструкции, возможность надежной за-
щиты задней полусферы. Широкий спектр этих преимуществ
обусловил многонаправлепность поиска области практического
применения бесхвостых самолетов с поршневыми двигателями.
В 30—40-е годы были созданы бесхвостые истребители, бомбар-
дировщики, легкомоторные самолеты для туризма и спорта.
В рассматриваемый период были построены также военные и
транспортные самолеты схемы «летающее крыло».
Легкомоторные самолеты схемы «бесхвостка». В 30-е годы
большой популярностью пользовалась идея легкомоторного са-
молета типа «летающий автомобиль». Характерные для «бесхво-
стки» малые габариты, простота и дешевизна конструкции де-
лали се весьма подходящей для этой цели.
Первые бесхвостые самолеты личного пользования были по-
строены в США конструктором В. Уотерманом. Эти самолеты —
«Эрроуплейн» (1935 г.) [125] и «Эрроубил» (1937 г.) (рис. 1.21)
Рис. L21. Самолет В. Уотермана «Эрроубил»
43
[126] имели двухместную закрытую кабину, стреловидное крыло
с вертикальными килями на концах, толкающий винт. Второй
из указанных самолетов успешно прошел летные испытания, го-
товилось к выпуску еще пять самолетов. Однако серийное про-
изводство не велось. Одной из причин этого являлось то, что к
концу 30-х годов концепция «летающего автомобиля» утратила
популярность. Кроме того, по летным характеристикам самолеты
Уотермана не имели каких-либо преимуществ перед аналогичны-
ми самолетами классической схемы.
В последующие годы легкомоторные самолеты схемы «бес-
хвостка» личного пользования строились за рубежом В. Мак-
гинти (США, 1938 г.), Т. Хоффом (США, 1938 г.) и другими
конструкторами. Хотя отмеченные самолеты, как и «бесхвостки»
Уотермана, не получили распространения, идея самолета без
горизонтального оперения личного пользования оказалась жиз-
неспособной, такие самолеты строятся за рубежом и в настоя-
щее время.
В рассматриваемый период в СССР над проблемой практиче-
ского использования самолета схемы «бесхвостка» работал
Б. И. Черановский. В связи с конкурсом на легкий самолет, про-
водимым Осовиахимом, конструктор в 1938 г. создал одномест-
ный бесхвостый спортивный самолет предельно малых разме-
ров— БИЧ-20 «Пионер» [30] (рис. 1.22). БИЧ-20 был первым
самолетом Черановского, имевшим трапециевидное крыло.
В остальном самолет БИЧ-20 являлся развитием удачно зареко-
мендовавшего себя самолета БИЧ-7А. Центральное вертикаль-
ное оперение, являющееся обтекателем закрытой кабины пило-
та, располагалось в потоке от тянущего винта, подвесные руле-
вые закрылки имели перевернутый профиль. По отзывам летчи-
Рис. 1.22. Самолет Б. И. Черановского БИЧ-20
44
Рис. 1.23. Схема самолета Б. И. Черановского БИЧ-21 (СГ-1)
ка-испытателя В. Л. Расторгуева, этот самолет по управляемо-
сти и другим летным качествам никакой разницы в сравнении
с нормальным типом самолета не имел, несмотря на свою ори-
гинальную конструкцию, в управлении был прост, отличался
хорошим обзором
В том же 1938 г. Б. И. Черановский проектирует спортивно-
гоночный вариант самолета БИЧ-20 — БИЧ-21 (СГ-1). В отличие
от своего предшественника самолет БИЧ-21 имел значитель-
но более мощный двигатель, удлиненную носовую часть фюзеля-
жа, убирающееся шасси, высокое качество отделки внешней по-
верхности (рис. 1.23). Для уменьшения площади миделева сече-
ния фюзеляжа конструктором было предусмотрено полулежачее
положение летчика. Низкорасположенное крыло при виде спере-
ди имело форму «обратной чайки», что должно было уменьшить
сопротивление интерференции. Самолет испытывался в 1940 г.
По воспоминаниям летчика-испытателя Ф. С. Воейкова, самолет
БИЧ-21 имел недостаточную путевую устойчивость в полете
(сказывалось влияние выступающего вперед капота двигателя)
и малый противокапотажный угол. После нескольких полетов
самолет потерпел аварию при разбеге и больше не восстанавли-
вался.
Военные самолеты схемы «бесхвостка». Идея использования
бесхвостового самолета для военных целей возникла одновре-
менно с первыми проектами «бесхвосток» (например, самолеты
К. Адера). Однако лишь с появлением авиационного стрелкового
вооружения стали очевидны преимущества такого самолета, так
1 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, фонд Б. И. Чера-
новского, № 5320/14
45
как отсутствие хвоста позволяло обеспечить отличную защиту
задней полусферы при минимальном количестве огневых точек.
Поэтому уже в годы первой мировой войны создаются военные
бесхвостые самолеты Бэрджис-Данн [102, с. 127], которые, одна-
ко, не получили распространения из-за несовершенства «бесхво-
стой» тех лет. В 30-е годы, когда задача обеспечения удовлетво-
рительной устойчивости и управляемости «бесхвостки» была в
основном решена, идея создания военного самолета приобретает
актуальность. В эти годы большое значение начинает прида-
ваться и другому преимуществу «бесхвостки» — меньшему со-
противлению из-за отсутствия горизонтального оперения.
Первым самолетом схемы «бесхвостка» рассматриваемого
периода, предназначенным для военного применения, явился
разведовательный и учебно-тренировочный самолет немецкого
конструктора А. Куппера Go-147. Этот самолет имел высокорас-
положенное стреловидное крыло с вертикальными килями на
концах и тянущий винт [91, с. 2421. Испытания самолета Go-147
не дали положительных результатов и дальнейшая разработка
была прекращена.
Самолет уже известного читателю английского конструктора
Г. Хилла «Птеродактиль» 5, построенный в 1934 г., предназна-
чался для использования в качестве истребителя и разведчика
и представлял собой двухместный полутораплан-парасоль1 с
тянущим винтом (рис. 1.24). Все органы управления были уста-
новлены на верхнем стреловидном крыле, которое было обору-
довано также автоматическими предкрылками, служащими для
Рис. 1.24. Самолет Г. Хилла «Птеродактиль» 5
1 Очевидно, такая схема была выбрана для улучшения обзора из кабины.
46
повышения эффективности элевонов на больших углах атаки.
Небольшое нестреловидное нижнее крыло выполняло в основ-
ном функции дополнительной опоры — к нему крепились меж-
крыльевые стойки и боковые опоры велосипедного шасси. Заме-
на толкающего винта на тянущий была обусловлена
необходимостью размещения стрелка в задней части фюзеляжа
и обеспечения безопасности покидания самолета в воздухе.
Данные об испытаниях этого самолета не публиковались. По
словам А. Вейля [7, с. 22], «Птеродактиль» 5 обладал хороши-
ми летными данными и неоднократно испытывался в полете.
Однако применение бипланной схемы с подкосами и расчалками
сводило к нулю преимущества схемы «бесхвостка». «Птеродак-
тиль» 5 явно не соответствовал концепции боевого самолета се-
редины 30-х годов и неудивительно, что заказы на его серийное
производство не поступали.
В СССР в 1934 г. был построен истребитель-«бесхвостка»
САМ-7 «Сигма», который в отличие от «Птеродактиля» имел
вполне современные внешние обводы. Самолет являлся двухме-
стным низкопланом с испарительной системой охлаждения, тя-
нущим винтом и с нестреловидным трапециевидным крылом, на
концах которого были установлены вертикальные шайбы [38,
с. 100—102]. В задней части фюзеляжа располагалась закрытая
кабина стрелка (рис. 1.25).
Истребитель А. С. Москалева имел весьма малое сопротив-
ление (по расчету g,o = O,O2), однако анализ схемы самолета
показывает, что машина обладала существенными недостатками
в отношении устойчивости и управляемости. Необходимая путе-
вая устойчивость и управляемость не могли быть обеспечены с
помощью вертикальных шайб, расположенных вблизи центра
масс самолета и, к тому же, не находящихся в зоне обдува от
винта. Надо также учитывать значительный дестабилизирую-
щий момент носовой части фюзеляжа и тянущего винта. Кроме
того, сильная зависимость положения центра давления крыла
от угла атаки (крыло имело обычный несамобалансирующийся
профиль), а также значительный продольный момент инерции
не позволяли получить удовлетворительные характеристики про-
дольной устойчивости. Самолет САМ-7 не был допущен к поле-
Рис. 1.2'5. Самолет
А С. Москалева С AM-7
там, и его испытания сводились лишь к рулежкам и небольшим
подлетам по прямой [38, с. 102]. Отмеченные недостатки устой-
чивости и управляемости самолета САМ-7, а также снижение
его боевой живучести из-за применения испарительного охлаж-
дения не допустили дальнейшего развития этого бесхвостого
истребителя.
В 1935 г. в СССР, в Управлении спецработ, строился самолет
БИЧ-17 конструкции Б. И. Черановского — одноместный истре-
битель с тянущим винтом и пизкорасположенным параболиче-
ским крылом [37, с. 475]. На самолете предполагалась установка
двух динамореактивных пушек, для применения которых на са-
молете наиболее благоприятной являлась схема «бесхвостка*.
Постройка самолета БИЧ-17 была прекращена при 60%-ной
готовности в связи с расформированием Управления спецработ.
В период второй мировой войны стремление к превосходству
в скорости над самолетами противника привело к появлению
новых проектов истребителей схемы «бесхвостка».
В США фирмой Нортроп в 1943 г. был построен эксперимен-
тальный истребитель ХР-56 (рис. 1.26). Этот самолет-«бесхвост-
ка» имел ряд интересных конструктивных особенностей. Улуч-
шению путевой устойчивости самолета должен был способство-
вать дополнительный подфюзеляжный киль. Для увеличения
эффективности органов путевого управления на самолете были
применены расщепляющиеся элероны1 [106]. Всего было по-
строено два экземпляра самолета ХР-56. Данные о летных ха-
рактеристиках и об испытаниях этого самолета не публикова-
лись.
Рис. 1.26. Самолет Нортроп ХР-56
1 Впоследствии было установлено, что использование расщепляющихся эле-
ронов в качестве рулей направления нежелательно, так как на больших углах
атаки эти органы управления вызывают неблагоприятные моменты крена
[7, с. 76].
48
Рис. 1.27. Схема самолета К. А. Калинина К-12 (ВС-2)
Первый бомбардировщик схемы «бесхвостка» К-12 (ВС-2)
(рис. 1.27) был построен в СССР в 1936 г. в КБ, руководимом
К. А. Калининым [37, с. 492]. Согласно проекту этот самолет
должен был иметь два двигателя М-25 по 700 л. с. (518 кВт) и
убирающееся шасси. Две пулеметные турели, расположенные в
носовой и хвостовой частях фюзеляжа, должны были обеспечи-
вать хорошую защиту самолета в бою. Низкорасположенное
трапециевидное крыло имело подвесные рулевые закрылки об-
ратного профиля, расположенные по всему размаху задней
кромки крыла. Внутренняя пара закрылков работала как руль
высоты, внешняя — выполняла функции элеронов. Путевая
устойчивость и управляемость обеспечивались вертикальными
шайбами на концах крыла. Для повышения эффективности шайб
им был придан крыльевой профиль.
Для проверки теоретических расчетов был построен планер
без горизонтального оперения в половинном размере от нату-
рального самолета. Летчик В. О. Борисов выполнил на нем око-
ло ста испытательных полетов. По воспоминаниям А. Н. Гра-
цианского, многие годы работавшего вместе с К. А. Калининым,
планер обладал высокой устойчивостью. Об этом убедительно
свидетельствует необычный случай, произошедший в одном из
полетов: «...При испытаниях на высоте 3000 м из-за разрушения
качалки руля высоты планер сделал резкий клевок. Летчик
оборвал крепление ремнями, ударом головы вышиб фонарь и
вылетел из планера, после чего раскрыл парашют и благопо-
49
лучно спустился. Планер, освободившись от испытателя, выров-
нялся, перешел в пологое планирование по спирали и совершил
нормальную посадку невдалеке от места приземления летчика.
Подоспевшие к планеру механики нашли летчика в кабине за
выяснением причины столь необычного поведения планера. Пос-
ле замены качалки дальнейшие летные испытания продолжа-
лись» [9, с. 110].
К моменту испытаний самолета К-12 (1936 г.) КБ К. А. Ка-
линина не располагало двигателями М-25. На самолете были
установлены менее совершенные двигатели М-22 мощностью по
480 л. с. (355 кВт). Шасси было сделано неубирающимся, без
амортизации. Все это не могло не сказаться на результатах
испытаний. Летные характеристики значительно снижала пло-
хая аэродинамика самолета, его максимальная скорость состав-
ляла 220 км/ч, что для второй половины 30-х годов было явно
недостаточно. При испытаниях были также отмечены такие не-
достатки, как малая эффективность вертикального оперения,
«козление» при посадке и др. Дальнейшая доработка К-12 не
проводилась К
В СССР в 1940 г. был построен и испытан другой тип бес-
хвостого бомбардировщика — самолет конструкции В. Н. Бе-
ляева ДБ-ЛК (рис. 1.28). Этот самолет был создан на базе
ранних исследований Беляева с планерами БП-2 и БП-3 и на-
поминал их по схеме [37, с. 35—38]. Однако в отличие от этих
планеров ДБ-ЛК имел два фюзеляжа, в носовой части каждого
из которых были установлены двигатели, вращающие тянущие
Рис. 1.28. Схема самолета В. Н. Беляева ДБ-ЛК
1 Представляет интерес тот факт, что, несмотря на отмеченные недостат-
ки, доверие к самолету К-12 было столь велико, что он был допущен к учас-
тию в Тушинском авиационном параде 18 августа 1937 г.
50
винты. В фюзеляжах располагались кабины пилота и штурма-
на, которые замыкались конусообразными вращающимися
стрелковыми установками. Такая конструкция фюзеляжей за-
ставила конструктора отказаться от уже испытанной им двух-
килевой схемы и применить центральное вертикальное оперение.
Нагрузка на крыло у самолета ДБ-ЛК достигала 160 кгс/м2,
в связи с чем возникла необходимость применения механизации
крыла. Для уравновешивания пикирующего момента от поса-
дочных щитков, расположенных вдоль задней кромки крыла,
Беляев применил цельноповоротное горизонтальное оперение,
установленное сверху на киле. Дополнительная продольная ба-
лансировка самолета осуществлялась путем отклонения части
центроплана крыла (перед щитками) и зависания обоих элеро-
нов. Для повышения эффективности работы органов поперечно-
го управления на больших углах атаки перед элеронами были
расположены предкрылки. Кроме того, законцовки крыла были
отведены назад на 30° и несли небольшие дополнительные эле-
роны.
Самолет ДБ-ЛК испытывался в 1940 г. Летчик-испытатель
П. М. Стефановский в своих воспоминаниях положительно оха-
рактеризовал летные свойства самолета. Он писал: «По техни-
ке пилотирования он (ДБ-ЛК — Д. С.) мало чем отличался
от обычных самолетов. Был несколько неустойчив в путевом от-
ношении лишь при разбеге и пробеге: сказывалась короткая
база между колесами шасси и костылем... Испытания заверши-
лись успешно. ДБ-ЛК показал хорошие летные качества, на-
много лучшие, нежели у находившегося па вооружении бом-
бардировщика с такими же двигателями (очевидно, имелся в
виду самолет ДБ-ЗМ — Д. С.). Единственно, что помешало само-
лету Беляева пойти в серию — это недостаточность обзора у лет-
чика и штурмана при выходе на цель. Они находились за мото-
гондолами и впереди себя почти ничего не видели» [26, с. 64].
Самолет ДБ-ЛК являлся тщательно продуманной и хорошо
отработанной машиной. Однако примененная схема не могла
дать каких-либо преимуществ. Отрицательная стреловидность
крыла вызывала дополнительную путевую неустойчивость и за-
ставляла увеличивать площадь вертикального оперения (надо
также учитывать характерное для «бесхвосток» Беляева малое
плечо этого оперения).
Кроме того, применение посадочной механизации привело к
установке на самолете дополнительной поверхности для про-
дольной балансировки самолета на взлетно-посадочных режи-
мах. Все это обусловливало дополнительное аэродинамическое
сопротивление и делало бесперспективным использование схемы,
предложенной В. Н. Беляемым. Высокая скорость ДБ-ЛК была
получена благодаря увеличенной нагрузке на крыло (соответст-
венно посадочная скорость ДБ-ЛК была на 20—30 км/ч выше,
51
Рис. 1.29. Изменение толщины цен-
троплана крыла тяжелых самоле-
тов
чем у других самолетов тех лет)
и совмещения гондол двигателей
с фюзеляжем.
Самолеты схемы «летающее
крыло». В начале 30-х годов
наблюдается резкое увеличение
взлетной массы многомоторных
самолетов. Концепция нескорост-
ного тяжелого самолета-монопла-
на, распространенная в эти годы,
привела к тому, что толщина
крыла некоторых самолетов (Юн-
кере G. 38, АНТ-20, К-7) дости-
гала достаточно большой вели-
чины для размещения в нем пас-
сажиров, грузов, различных аг-
регатов самолета (рис. 1.29).
Данное обстоятельство вызвало
значительный интерес к самоле-
там схемы «летающее крыло (рис. 1.30). Проекты таких само-
летов были разработаны в СССР Б. И. Черановским К. Э. Ци-
олковским [34], А. И. Путиловым [37, с. 532], В. А. Чижевским
[38, с. 79] и за рубежом [66, 96]. В большинстве указанных про-
ектов рассматривалась схема моноплан с трапециевидным кры-
Рис. 1.30. Один из проектов размещения пассажиров в крыле самолета
1 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, фонд Б. И. Че-
рановского, № 5320/14.
52
лом и несколькими тянущими винтами. В некоторых из проектов
предусматривалась возможность взлета и посадки самолета на
воду [66].
Параллельно с изобретательской деятельностью проводились
также теоретические исследования концепции «летающего кры-
ла». Так, К. Э. Циолковский еще в 20-е годы отмечал такое
важное преимущество самолета «летающее крыло», как воз-
можность разгрузки крыла при распределении вдоль его разма-
ха полезной нагрузки [34]. Благодаря этому могла быть умень-
шена масса самолета. Исследование особенностей схемы «ле-
тающее крыло» получило дальнейшее развитие в работе
Р. Кокса [66]. Кокс отчетливо понимал, что все преимущества
«летающего крыла» могут быть выявлены лишь при очень
больших размерах самолета. В связи с этим он доказывал воз-
можность постройки самолета такой схемы с массой в 223 т и
даже в 680 т, отмечая при этом, что закон «квадрат — куб»,
ограничивающий массу самолета, неприменим для схемы «лета-
ющее крыло».
Постройка гигантского самолета необычной аэродинамиче-
ской схемы была связана с большим техническим риском. По-
этому первые шаги в направлении практического использова-
ния летательных аппаратов схемы «летающее крыло» ограничи-
вались созданием небольших транспортных самолетов с ча-
стично утопленным в крыле фюзеляжем, а также постройкой
планеров такой схемы.
Первые самолеты, приближающиеся по схеме к «летающему
крылу» и предназначенные для практического использования,
были построены в СССР в середине 30-х годов. Такими само-
летами являлись БИЧ-14 конструкции Б. II. Черановского и
ХЛИ-3 конструкции Л. Л. Лазарева. Оба самолета предназна-
чались для перевозки пассажиров и грузов.
Самолет БИЧ-14 (рис. 1.31) был построен в 1934 г. и отли-
чался от первых «бесхвосток» Черановского большими размера-
ми и наличием двух двигателей, установленных на передней
кромке крыла. Пятиместная кабина была полуутоплена в тол-
стом параболическом крыле (толщина у основания 0,8 м) и по-
степенно переходила в вертикальное оперение. Всю заднюю
кромку крыла занимали подвесные рулевые закрылки. При ис-
Рис. 1.31. Самолет Б. И. Черановского БИЧ-14
53
пытаниях выяснилось, что боковая устойчивость и управляе-
мость самолета были неудовлетворительными, так как его верти-
кальное оперение находилось вне зоны обдувки от винтов и,
кроме того, затенялось крылом на больших углах атаки. Не-
удовлетворительно был решен также вопрос продольной балан-
сировки самолета. П. М. Стефановский, участвующий в испыта-
ниях этой машины, отмечал, что с ростом скорости значительно
увеличивался расход рулей высоты на балансировку и возраста-
ли усилия на ручку управления [26, с. 67—69]. Действительно,
крыло самолета БИЧ-14 имело профиль одинарной кривизны
БИЧ-6 и рулевые закрылки симметричного профиля, что вызы-
вало увеличение пикирующего момента при уменьшении угла
атаки полета [14, с. 184]. В связи с указанными недостатками
испытания самолета БИЧ-14 были прекращены.
В 30-е годы в СССР весьма популярной была идея планеро-
лета. Под этим термином понимался большой планер с вы-
соким аэродинамическим качеством, снабженный маломощным
двигателем и предназначенный для перевозки пассажиров и
грузов. Приводились доводы в пользу высокой экономичности
такого летательного аппарата [18]. Применение схемы «летаю-
щее крыло» позволяло повысить аэродинамическое качество
планеролета. Поэтому такая схема была положена в основу
при разработке планеролета ХАИ-3 (1936 г.). Две пассажир-
ские кабины на десять человек были полуутоплены в центро-
плане трапециевидного крыла самолета ХАИ-3, между ними в
носке крыла был установлен двигатель с тянущим винтом и
центральнорасположенное вертикальное оперение (рис. 1.32).
Вопросы обеспечения устойчивости и управляемости самоле-
та были решены весьма успешно. Крыло трапециевидной фор-
Рис. 1.32. Схема самолета А. А. Лазарева ХАИ-3
54
мы в плане состояло из S-образных профилей и имело, кроме
того, геометрическую крутку по размаху. Была также преду-
смотрена регулировка продольной балансировки самолета с по-
мощью поворотных законцовок крыла (±10°), имеющих при-
вод от штурвала в кабине. Продольное и поперечное управление
осуществлялось врезными элевонами, эффективное управление
курсом обеспечивалось совместным действием руля направле-
ния и интерцепторов, расположенных на концах крыла. Испы-
тания самолета ХАИ-3 прошли в целом успешно. На большин-
стве режимов полета управляемость была признана удовлет-
ворительной, устойчивость — хорошей [37, с. 521]. Только на
больших углах атаки, когда незначительное по площади верти-
кальное оперение затенялось крылом, отмечалось ухудшение
путевой устойчивости самолета.
В 1937—1938 гг. ХАИ-3 осуществлял регулярные перевозки
грузов на местных авиалиниях Московской области [13, с. 17].
Таким образом, это был первый в мире практический самолет
типа «летающее крыло».
Значительно лучшие характеристики самолета ХАИ-3 по
сравнению с ХАИ-4 показывают, насколько большую роль иг-
рают удлинение носовой части фюзеляжа и величина продоль-
ного момента инерции. Кроме этого, результаты испытаний
самолета ХАИ-3 доказывают, что проблема устранения разво-
рачивающегося момента от действия опущенного элерона мо-
жет быть устранена применением аэродинамических тормозов,
расположенных па концах крыла.
Дальнейшие работы по самолету ХЛИ-3, а также по двух-
моторному варианту этой машины -ХЛИ-8 были прекращены
в связи с тем, что идея планеролета оказалась непрактичной.
Чрезвычайно большая нагрузка на мощность нс позволяла
планеролетам осуществлять самостоятельный взлет. Кроме того,
длительный полет в неспокойном воздухе при очень малой на-
грузке на крыло, характерной для планеролета, был весьма
затруднителен.
В рассматриваемый период в КБ, возглавляемом А. И. Пу-
тиловым, велась разработка двухмоторного 18-местного пасса-
жирского самолета «Сталь»-5 схемы «летающее крыло» [37,
с. 532]. Однако из-за неудачных полетов небольшого экспери-
ментального бесхвостого самолета «Сталь»-5М, являющегося
прототипом этой машины, интерес к указанному проекту был
утерян.
Работы по созданию сравнительно небольших самолетов
типа «летающее крыло» не выявили, да и не могли выявить
каких-либо преимуществ таких летательных аппаратов. Эти
самолеты имели недостатки схемы «бесхвостка» (малый
трудность обеспечения боковой устойчивости и др.) и, в то же
время, не обладали преимуществами, свойственными схеме
55
Таблица 1.3 Сравнение весового и аэродинамиче- ского совершенства пассажирских са- молетов схемы «бесхвостка» и клас- сической схемы идеального «летающего кры- ла» (меньшее сопротивление, высокое аэродинамическое ка- чество, меньшая масса конст- рукции). Данные табл. 1.3. по-
Самолет тл.в сх 0 расч называют, что самолет класси- ческой схемы не уступал им по весовому и аэродинамическо- му совершенству. Для выявления преиму- ществ самолетов схемы «лета- ющее крыло» необходимо бы- . ло полностью устранить йене-
БИЧ-14 ХАИ-3 Дуглас DC-2 (классическая схема) 0,33 0,36 0,35 0,045 0,027 0,026
сущие части конструкции, в
первую очередь фюзеляж. Это могло быть достигнуто либо зна-
чительным увеличением размеров самолета, когда крыло пол-
ностью поглотило бы фюзеляж, либо существенным уменьше-
нием габаритных размеров фюзеляжа. Второй из указанных спо-
собов более доступен и связан с меньшим техническим риском,
поэтому именно он лег в основу конструкции первых летатель-
ных аппаратов, полностью соответствующих концепции «летаю-
щего крыла».
Для небольших самолетов уменьшение размеров фюзеляжа
было связано, в первую очередь, с проблемой уменьшения габа-
ритных размеров кабины летчика. В связи с этим в 30-е годы
возникла идея размещать летчика в самолете в лежачем или
полулежачем положении. Кроме того, горизонтальное располо-
жение летчика позволяло увеличить перегрузки в полете, обес-
печивало хороший обзор из кабины в направлении вперед —
вниз. Работа но изучению данного вопроса велась в различ-
ных странах, в том числе и в СССР [1]. Применение подобного
принципа позволило создать первые летательные аппараты схе-
мы «летающее крыло».
В начале 30-х годов немецкие конструкторы братья Р. и В.
Хортен построили бесхвостый планер, практически не имею-
щий каких-либо выступающих из крыла частей, т. е. представ-
ляющий собой идеальное «летающее крыло». Этот планер, Но. 1
(рис. 1.33, а) имел трапециевидное крыло симметричного профи-
ля с геометрической круткой по размаху. Летчик, находившийся
в полулежачем положении, был расположен в толще крыла. Пла-
нер не имел вертикального оперения, отсутствовало также попе-
речное V крыла. На задней кромке крыла были установлены
органы продольного и поперечного управления, для управления
курсом применялись аэродинамические тормоза, расположенные
на нижней поверхности крыла. При испытаниях планера Но. 1
был обнаружен ряд недостатков — слабое демпфирование коле-
баний, склонность к штопору на больших углах атаки, появ-
56
Рис. 1.33. Схемы планеров и самолета Но.5 братьев Хортен:
а— Но..!; 6 — Но.2; в — Но.З; г — Но.4; д — Но.5; е — парабола
лепие неблагоприятных моментов крена при отклонении тор-
мозных щитков. Однако в целом планер получил высокую оцен-
ку, о чем свидетельствует первый приз, завоеванный им на пла-
нерных состязаниях, состоявшихся в Германии в 1934 г. [122].
В следующей конструкции были устранены отмеченные выше
недостатки. Планер Но. 2 (1935 г.) (рис. 1.33, б) имел крыло
большей стреловидности, что способствовало улучшению харак-
теристик путевой устойчивости. Аэродинамические тормоза бы-
ли установлены как на нижней, так и на верхней поверхности
крыла.
Дальнейшие работы братьев Хортен над планерами схемы
«летающее крыло» — Но. 3, Но. 4 (рис. 1.33, в и г) и другими
были направлены в основном на улучшение их летных характе-
ристик, в первую очередь аэродинамического качества. Приме-
нение схемы «летающее крыло» позволило получить хорошие
результаты. Например, планер Но. 4 имел максимальное аэро-
динамическое качество 37, а аэродинамическое качество плане-
ра Но. 6 достигало 43 [90, с. 328].
Братья Хортен уделяли также большое внимание вопросам
57
устойчивости и управляемости летательных аппаратов схемы
«бесхвостка». В частности, для предотвращения потери продоль-
ной балансировки при отклонении органов управления планер
Но. 3 был снабжен тремя парами рулевых закрылков. Внутрен-
няя пара могла отклоняться только вниз, средняя — только
вверх, внешняя пара выполняла функции элевонов. Это позволя-
ло сохранять аэродинамическую крутку крыла по размаху, необ-
ходимую для продольной балансировки «бесхвостки» со стрело-
видным крылом, при любых положениях рулевых закрылков.
Успешные полеты планеров позволили Хортенам приступить
к созданию самолетов схемы «летающее крыло». Первые само-
леты этой схемы, Но. 2М (1935 г.) и Но. 3D (1938 г.), представ-
ляли, по существу, моторизованные варианты построенных пла-
неров [120]. В центроплане крыла располагался двигатель, при-
водящие во вращение с помощью удлинительного вала толкаю-
щий винт (для соблюдения передней центровки мотор приходи-
лось размещать вблизи передней кромки крыла). Впоследствии
такая компоновка стала классической для поршневых самоле-
тов схемы «летающее крыло». ,
Полеты мотопланеров Но. 2М и Но. 3D показали, что нали-
чие толкающего винта не оказывает отрицательного воздействия
на устойчивость. После этого братьями Хортен была начата раз-
работка самолета схемы «летающее крыло», предназначенного
для решения практических задач. Таким самолетом явился бук-
сировщик планеров Но. 5 (рис. 1.33, д) [122]. Эта машина имела
трапециевидный центроплан, к которому крепились стреловид-
ные консоли крыльев с S-образным профилем. Внутри центро-
плана, имеющего толщину около одного метра (с=0,18), была
расположена кабина экипажа; обзор обеспечивался через окно
в передней кромке крыла. В крыле за кабиной размещались два
двигателя, приводящие в движение с помощью удлинительных
валов толкающие винты, которые вращались в разные стороны.
Органы управления были аналогичны тем, которые ранее при-
менялись на планерах.
Но. 5 был первым самолетом, в полной мере соответствую-
щим идее «летающего крыла». Он обладал высокими для своего
класса машин характеристиками.
Успешные работы братьев Хортен привлекли внимание воен-
ных кругов Германии. По заказу правительства конструкторами
на базе Но. 5 был построен учебно-тренировочный самолет для
летчиков ВВС, которых затем предполагалось использовать па
боевых самолетах схемы «летающее крыло». Этот самолет, Но. 7
(1943 г.), в отличие от Но. 5 имел более мощные двигатели и
новые органы путевого управления — стержни круглого сечения,
выдвигаемые вдоль размаха из законцовок крыла. Испытания
показали неудовлетворительные характеристики этих органов
управления [122].
58
Логичным продолжением рассмотренных работ был переход
к созданию большого многомоторного самолета «летающее кры-
ло», в котором в наибольшей степени воплотились бы преиму-
щества этой схемы. Проект такого самолета был разработан
братьями Хортен в конце второй мировой войны. Самолет, полу-
чивший обозначение Но. 8, предполагалось снабдить шестью
поршневыми двигателями и толкающими винтами. Внутри кры-
ла должна была располагаться пассажирская кабина на 60 че-
ловек [104]. К маю 1945 г. первый экземпляр этого самолета на-
ходился в стадии постройки.
Известный немецкий конструктор самолетов-«бесхвосток»
А. Липпиш в конце 30-х годов в своих работах также обратился
к схеме «летающее крыло». Для изучения этой схемы в 1938 г.
был построен двухместный экспериментальный самолет «лета-
ющее крыло» DFS-40 («Дельта» 5). При испытаниях самолет
потерпел аварию и не восстанавливался.
Первый тяжелый многомоторный самолет схемы «летающее
крыло» был создан американским конструктором Д. Нортропом,
который, как и братья Хортен, являлся приверженцем этой
схемы.
Систематические работы по самолетам типа «летающее кры-
ло» Нортроп начал в 1939 г. В результате многочисленных про-
дувок и опытов на моделях была выявлена оптимальная конфи-
гурация такого самолета. Для проверки полученных данных и
дальнейшей отработки вопросов устойчивости и управляемости
в 1940 г. фирмой был построен экспериментальный самолет
N-1M [106]. Этот самолет представлял собой «летающее крыло»
и имел два толкающих винта, приводимых во вращение от дви-
гателей, расположенных в толще крыла. Как и братья Хортен,
Нортроп применил стреловидное крыло с симметричным про-
филем и геометрическую крутку по размаху, вертикальное опе-
рение Нортроп заменил отогнутыми книзу концами крыла. Рас-
положенные за изломом органы управления выполняли функции
и элеронов, и рулей направления. В центральной части крыла
размещались рули высоты. Благодаря обширным испытаниям
самолета N-1M были получены новые данные по особенностям
пилотирования самолетов схемы «летающее крыло», исследова-
ны различные типы органов управления. Полеты показали, что
удовлетворительная путевая устойчивость и управляемость до-
стигается и без помощи отогнутых законцовок крыла Функции
органов путевого управления могли выполнять аэродинамиче-
ские тормоза, расположенные на концах крыла. Существенной
трудностью, с которой столкнулись разработчики этой машины,
1 Применение отогнутых вниз законцовок помимо конструктивных слож-
ностей требует значительного поперечного V крыла, что ухудшает характе-
ристики боковой устойчивости «бесхвостки» [69, с. 11—12].
59
являлась сложность охлаждения расположенных внутри крыла
двигателей. Эта задача была решена путем установки новых дви-
гателей с измененной формой оребрения.
Одновременно с испытаниями экспериментального самолета
Нортроп анализирует возможность создания военного варианта
подобной машины. В связи с идеей создания сверхдальнего
бомбардировщика, который мог бы совершать налеты на Гер-
манию с территории США или Канады, указанные работы
Нортропа вызвали большой интерес со стороны командования
ВВС США. В сентябре 1941 г. конструктору был дан заказ на
постройку двух опытных экземпляров стратегического бомбар-
дировщика схемы «летающее крыло». Работы по созданию та-
кого самолета начались в 1942 г. Под руководством Нортропа
было построено несколько опытных самолетов N-9M, которые
являлись уменьшенными в 3 раза аналогами стратегического
бомбардировщика. При испытаниях были исследованы различ-
ные типы органов управления (в первую очередь, путевого), об-
щее поведение самолета при различных атмосферных условиях
и различной центровке, а также его штопорные характеристи-
ки [106].
В начале 1943 г. была выбрана окончательная конфигу-
рация бомбардировщика и началась постройка самолета, на-
званного Нортроп В-35. Планировалось построить три опытных
самолета ХВ-35 и пятнадцать прсдсерийных УВ-35 [31]. В июне
1946 г. состоялся первый полет самолета ХВ-35.
Самолет Нортроп ХВ-35 (рис. 1.34) не имел выступающих
из крыла частей, кроме обтекателей удлинительных валов при-
вода толкающих винтов, обтекателей пулеметных турелей и
фонаря кабины летчика, суммарное сопротивление которых, по
материалам фирмы [106], составляло лишь 10% общего сопро-
тивления самолета, и являлся, таким образом, наибольшим
приближением к схеме идеального «летающего крыла» из всех
Рис. 1.34. Самолет Нортроп ХВ-35
60
построенных ранее самолетов. Этот самолет был снабжен че-
тырьмя поршневыми двигателями и толкающими винтами. Стре-
ловидное крыло самолета цельнометаллической конструкции
имело симметричный профиль (с=0,2), геометрически закручен-
ный по размаху. В центральной части крыла располагался от-
сек экипажа, обзор из которого обеспечивался через окна в но-
ске крыла и через незначительно выступающий над крылом фо-
нарь кабины. По бокам от отсека экипажа имелись двигатель-
ные и бомбовые отсеки, отсеки для размещения шасси. В кон-
солях крыла были расположены топливные баки. Самолет имел
трехколесное убирающееся шасси с носовым колесом. Путевая
устойчивость самолета обеспечивалась стреловидностью крыла,
а также стабилизирующими характеристиками толкающих вин-
тов и обтекателей их привода. Улучшению характеристик устой-
чивости машины на больших углах атаки способствовали рас-
положенные на концах крыла щели, автоматически открыва-
ющиеся при скорости полета менее 225 км/ч1, а также обтека-
тели валов винтов, которые уменьшали перетекание погранич-
ного слоя по размаху крыла. Органы управления самолета
ХВ-35 включали в себя элевоны и расщепляющиеся щитки
на концах крыла, которые заменяли рули направления.
Стремясь повысить нагрузку на крыло самолета, Нортроп
применил посадочную механизацию — щитки, установленные на
задней части центроплана. Для компенсации пикирующего мо-
мента, возникающего при отклонении посадочного щитка, за-
крылки па концах крыла должны были отклоняться вверх. Это,
конечно, снижало эффект применения посадочной механизации.
Использование механизации позволило Нортропу в полтора
раза увеличить максимальную подъемную силу крыла. Однако
значения су ПОс, характерные для самолетов классической схемы,
но-прежнему оставались недостижимыми (сУ1Юс самолета ХВ-35
составлял 1,5; с^пос самолета В-29 — 2,3) [106].
По параметру дальность—бомбовая нагрузка самолет
ХВ-35 превосходил все американские стратегические бомбарди-
ровщики тех лет, не уступая им при этом по другим характери-
стикам (табл. 1.4). Как следует из отчета фирмы «Нортроп»
[106], самолет ХВ-35 обладал удовлетворительной устойчивостью.
Работа органов управления тангажем и креном не вызывала
нареканий. Высокая эффективность органов путевого управле-
ния была доказана в полете с односторонним выключением обо-
их двигателей.
Однако необходимо иметь в виду, что по величине нагрузки
на крыло и высоте полета самолет ХВ-35 значительно превос-
ходил экспериментальные самолеты схемы «бесхвостка». Это не-
1 Эти органы механизации крыла были впервые испытаны на самолете
N-9M. По действию они аналогичны автоматическим предкрылкам.
61
Таблица 1.4
Характеристики стратегических бомбардировщиков США с поршневыми
двигателями
Самолет Год поле- та Двигатели ^max- км/" ь/ия S с ^бомб^’ кг/км
чис- ло мощ- ность, л.с. (кВт)
Нортроп В-35 1946 4 3000 73 500 605 445 10 700 4500/10000
(2210) 93 300 555 435 9 150 4500/14500
Боинг В-29 1942 4 2200 (1625) 54 500 560 420 10 000 4500/7700
Боинг В-50А 1946 4 3500 (2590) 3500 61 200 620 460 10 400 4500/9300
Конвэр В-36А 1946 6 136 000 515 400 9 150 4500/13000
(2590)
избежно ухудшало характеристики устойчивости этого самолета
по сравнению с экспериментальными легкомоторными «бесхво-
стками»1 * *. Кроме того, отсутствие вертикального оперения за-
трудняло демпфирование колебаний рыскания. Все это привело
к тому, что характеристики самолета ХВ-35 перестали отвечать
требованиям к устойчивости бомбардировщика па таких режи-
мах, как полет в сомкнутом строю, полет но боевому курсу при
бомбометании и др.
Для устранения указанных недостатков самолета ХВ-35
Нортроп планировал использовать автоматическую систему по-
вышения устойчивости. Им также предусматривалось создание
пассажирского и транспортного вариантов этого самолета [106;
108], требования к устойчивости которых были бы не столь вы-
соки. Однако понимая, что эра винтомоторной авиации закан-
чивается и самолет с поршневыми двигателями уже не имеет
перспектив дальнейшего развития, Нортроп вскоре прекратил
работы по доводке самолета ХВ-35 (несмотря на то, что уже
строилось 15 таких самолетов) и направил все усилия на созда-
ние реактивного варианта этого самолета.
1 С увеличением высоты полета и нагрузки па крыло возрастает коэф-
2/и
фициент относительной плотности самолета р- = ——— > (где т—масса; g—ус-
корение свободного падения; S— площадь крыла; Ьа — длина аэродинамиче-
ской хорды), который существенно влияет на устойчивость летательного ап-
% z
парата ~тсу 4----------(где тсу—коэффициент продольной статической ус-
z ft 4 Z
тойчивости; m^z—коэффициент момента продольного демпфирования).
Так, если для экспериментального самолета БОК-5 ц = 5,9 и оп = —0,14, то для
бомбардировщика ХВ-35 и ц = 82 и оп = —0,06 (при равных тсу =—0,05).
62
Таблица 1.5
Относительные параметры тяжелых самолетов различных аэродинамических
схем
Самолет Страна Год полета Схема А Сх0 К лшах Утах УтШ "С.н
Нортроп ХВ-35 США 1946 «Летающее крыло» 7,4 0,011 22,6 3,56 0,46
Беляев ДБ-ЛК СССР ! 1940 «Бесхвост- ка» 8,2 0,020 18,7 3,25 0,34
Бурнелли СВУ-3 США 1942 Бесфюзе- ляжная 8,0 0,020 15,6 3,35 0,41
Боинг В-29 США 1942 Классиче- ская 10,7 0,023 19,1 3,25 0,35
Опыт постройки самолета ХВ-35 показал, что схема «лета-
ющее крыло» в аэродинамическом и весовом отношениях явля-
ется наиболее совершенной. По величинам аэродинамического
качества, весового совершенства и другим параметрам самолет
ХВ-35 превосходил лучшие образцы винтомоторных самолетов
классической, бесхвостой и бесфюзеляжиой схем (табл. 1.5).
* *
*
В период 30—40-х годов винтомоторные самолеты схемы
«бесхвостка» получили дальнейшее развитие. В частности, в
этот период наблюдается значительное увеличение размеров,
массы и энерговооруженности «бесхвосток», появляются много-
моторные самолеты схемы «летающее крыло». Благодаря раз-
витию органов управления и механизации крыла «бесхвостки»
(дифференциально отклоняющиеся элероны, применение интер-
цепторов, автоматических предкрылков, изменяемой кривизны
профиля) были улучшены характеристики управляемости само-
летов без горизонтального оперения на различных режимах по-
лета. Среди новых типов «бесхвосток», разработанных в эти
годы, следует отметить схему со стреловидным крылом толстого
профиля и расположенными внутри крыла двигателями, кото-
рые через удлинительные валы приводили во вращение толкаю-
щие винты. Данная схема была положена в основу конструкции
большинства успешно летавших самолетов «летающее крыло»
(Но.2М, Н.5, N-1M, N-9M, ХВ-35). Испытания этих самолетов
доказали, что для освоенных в те годы скоростей полета приме-
нение схемы «летающее крыло» обеспечивает наибольшие пре-
имущества в аэродинамическом и вековом отношениях.
Однако, несмотря на отмеченный прогресс в области кон-
струирования самолетов схемы «бесхвостка» и создание ряда
удачных легкомоторных самолетов этого типа, рассматривае-
63
мый вид летательного аппарата не получил распространения
в винтомоторной авиации. Анализ приведенного материала пока-
зывает, что это обусловлено различными факторами. Неудачная
конструкция многих самолетов-«бесхвосток», предназначен-
ных для практической эксплуатации, в ряде случаев объясняет-
ся недостаточным опытом их разработчиков в области проекти-
рования летательных аппаратов без горизонтального оперения.
Но существовали также и другие причины, препятствовавшие
распространению винтомоторных «бесхвостой» в авиации. Как
показали расчеты [24, с. 141], такие самолеты могли стать кон-
курентоспособными с самолетами классического типа только при
успешном решении задачи повышения с^пос1, а также при усло-
вии улучшения ряда характеристик устойчивости и управляемо-
сти (особенно на больших высотах). Методы, предлагаемые в
30—40-е годы для решения указанных задач (принцип статиче-
ски неустойчивого самолета, конвертируемая в полете схема,
автоматы повышения устойчивости и др.), не могли быть осу-
ществлены при техническом уровне тех лет.
Стимулом к дальнейшему развитию самолетов схемы «бес-
хвостка» послужило появление реактивного двигателя и его
распространение в авиации.
1.3. РАЗВИТИЕ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
СХЕМЫ «БЕСХВОСТКА»
1.3.1. Развитие реактивных самолетов схемы «бесхвостка»
со стреловидным крылом
Первые реактивные «бесхвостки». Появление реактивного
двигателя и его применение в авиации вновь вызвало интерес
к самолетам схемы «бесхвостка». Это объясняется в первую оче-
редь тем, что данная схема как по компоновочным, так и по аэ-
родинамическим особенностям являлась наиболее благоприятной
при разработке реактивного самолета. Отсутствие хвостового
оперения и короткая задняя часть фюзеляжа, характерные для
схемы «бесхвостка», позволяли избежать трудностей, связанных
с расположением реактивного двигателя в фюзеляже и устране-
нием нежелательного воздействия горячей струи из сопла на го-
ризонтальное оперение и фюзеляж. Кроме того, при установке
реактивного двигателя в хвостовой части фюзеляжа крыло са-
молета по условиям центровки должно было быть смещено назад.
В связи с этим при применении классической аэродинамической
схемы плечо действия оперения оказывалось весьма незначи-
1 Для соблюдения требуемой посадочной скорости приходилось увеличи-
вать площадь крыла «бесхвостой», что влекло за собой возрастание массы
конструкции, топлива и силовой установки. Меньшая масса фюзеляжа и опе-
рения, а также несколько меньший коэффициент лобового сопротивления
не компенсировали указанный недостаток.
64
тельным. Поэтому в ряде случаев могло оказаться целесообраз-
ным вообще отказаться от горизонтального оперения. Отсутствие
дополнительных горизонтальных поверхностей должно было спо-
собствовать увеличению максимальной скорости самолета.
Исследования особенностей полета на около- и сверхзвуковых
скоростях показали, что одним из способов снижения волнового
сопротивления является придание крылу стреловидности. Поэто-
му такая особенность большинства «бесхвостой», как стреловид-
ное крыло, также способствовала применению этой схемы при
создании высокоскоростных реактивных самолетов.
Первые реактивные самолеты-«бесхвостки» были построены
в Германии (где, как известно, были достигнуты значительные
успехи в разработке реактивных двигателей) под руководством
А. Липпиша. За основу будущего реактивного самолета Липпиш
взял конструкцию самолета DFS.39. После ряда изменений, обус-
ловленных заменой поршневого двигателя ракетным и предпо-
лагаемыми высокими скоростями полета, этот самолет получил
обозначение DFS.194. Летпые испытания самолета с ЖРД были
начаты в августе 1940 г.1.
Успешные испытания самолета DFS.194, появление ракетного
двигателя с большей тягой («Вальтер» 2-203, тяга 7500 Н),
а также поддержка со стороны фирмы «Мессершмитт» позволили
Липпишу приступить к созданию на основе этого самолета высо-
коскоростного реактивного истребителя-перехватчика. Такой
самолет, Ме-163А (рис. 1.35), был построен в 1941 г. Он пред-
ставлял собой одноместный самолет-«бесхвостку» со среднерас-
положсниым стреловидным крылом, сбрасываемой после взлета
Рис. 1.35. Самолет Ме-163А
1 Технические данные зарубежных реактивных самолетов схемы «бес-
хвостка» приведены в приложении 2.
3—703
65
тележкой шасси и убираемой посадочной лыжей. Продольная
балансировка самолета обеспечивалась сочетанием стреловидно-
сти и отрицательной крутки крыла. Кроме того, центроплан имел
S-образный самобалансирующийся профиль. Для изменения ба-
лансировки самолета при различных центровках и различных
режимах полета служили закрылки, установленные в корневой
части крыла. В качестве органов управления применялись элево-
ны и руль направления, расположенный на центральном верти-
кальном оперении.
Применение двигателя с большей тягой, увеличенные запасы
топлива, установка вооружения, дополнительное оборудование,
увеличение запаса прочности конструкции — все это вызвало зна-
чительное увеличение взлетной массы и нагрузки на крыло по
сравнению с самолетом DFS.194. Поэтому для уменьшения поса-
дочной скорости и повышения маневренности в конструкции са-
молета Ме-163 было применено механизированное крыло. В ка-
честве взлетно-посадочной механизации Липпиш использовал по-
садочные щитки, расположенные под крылом вблизи центра масс
самолета.
Задача повышения эффективности элевонов на больших
углах атаки была решена путем применения щелей, расположен-
ных в районе передней кромки крыла. Хотя при этом наблюдал-
ся некоторый прирост общего сопротивления самолета (1,5%) на
малых углах атаки, адоп возрос до 20—24° [28].
Испытания самолета Ме-163А, начавшиеся в июле 1941 г.,
доказали большие возможности реактивного бесхвостого само-
лета со стреловидным крылом. В октябре 1941 г. самолет достиг
скорости 1004 км/ч и при этом не наблюдалось каких-либо ослож-
нений в отношении устойчивости полета. Но, так как в этом
полете самолет получил значительные повреждения от воздейст-
вия скоростного напора, его максимальная скорость из условий
прочности конструкции впоследствии была ограничена до 840—
880 км/ч.
Успешные полеты самолета Me-ЮЗА позволили приступить
к его серийному производству под обозначением Me-163В. Са-
молет Ме-163В был первым серийным самолетом схемы «бесхво-
стка» и первым серийным реактивным самолетом. Всего за пе-
риод второй мировой врйны в Германии было построено 364
самолета Ме-1631 [91, с. 446]. С 1944 г. самолет в ограниченных
масштабах использовался в боевых действиях в качестве истре-
бителя-перехватчика, в основном на западном фронте.
Существенным недостатком самолета Ме-163В была очень
малая продолжительность полета (около 10 мин) вследствие низ-
кой экономичности ЖРД. Весьма трудным являлось пилотирова-
1 Под обозначением Ki-200 этот самолет строился также фирмой «Ми-
цубиси» в Японии [Ю, с. 74].
66
ние самолетов Ме-163В на взлетно-посадочных режимах. Высо-
кая для тех лет посадочная скорость, необычное взлетно-поса-
дочное устройство, вероятность взрыва ракетного топлива при
ударе во время посадки — все это было причиной многих ката-
строф этих самолетов.
Несмотря на указанные недостатки, появление самолета
Ме-163 вызвало значительный интерес. На самолете Ме-163 были
решены вопросы компоновки самолета с ракетным двигателем,
достигнута очень высокая для тех лет скорость полета. Опыт экс-
плуатации и продувки в аэродинамической трубе показал, что
реактивный бесхвостый самолет обладает достаточно хорошей
устойчивостью и управляемостью в широком диапазоне скоро-
стей и углов атаки. По этим причинам в конце второй мировой
войны только в Германии было выдвинуто более 10 проектов
скоростных реактивных самолетов, выполненных по схеме «бес-
хвостка» [91].
В годы второй мировой войны в связи с разработкой реактив-
ных истребителей повысился интерес к самолетам с расположе-
нием летчика в лежачем положении. Помимо возможности умень-
шить сопротивление самолета вследствие ликвидации фюзеляжа
лежачее положение летчика позволяло повысить маневренность
самолета, так как летчик в таком положении мог переносить зна-
чительно большие перегрузки. Очевидно, оптимальной схемой
для такого реактивного истребителя являлась схема «летающее
крыло».
Самолет указанной схемы, ХР-79, был построен в США фир-
мой «Нортроп». Работы над этим самолетом, на котором плани-
ровалось установить ЖРД, начались в 1942 г. [106]. Для изуче-
ния особенностей пилотирования самолета с летчиком, располо-
женным в лежачем положении, было построено три эксперимен-
тальных планера, один из которых имел ЖРД с тягой 900 Н
(рис. 1.36). Планер с ЖРД, получивший обозначение МХ-324, со-
Рис. 1.36. Самолет Нортроп МХ-324
67
3*
вершил первый полет в июле 1944 г. Испытания показали хоро-
шие результаты. В частности, о высокой устойчивости самолета
МХ-324 говорит тот факт, что в одном из полетов планер совер-
шил благополучную посадку без летчика, который из-за собст-
венной ошибки вынужден был покинуть планер на парашюте
[106]. Однако затруднения с доводкой ЖРД заставили модерни-
зировать конструкцию самолета МХ-324 для установки двух тур-
бореактивных двигателей. Этот вариант, ХР-79В, имел сущест-
венные отличия от прототипа и являлся, по существу, новым са-
молетом. Его особенностями была конструкция из магниевых
сплавов, четырехколесное шасси (расположение летчика в пе-
редней части центроплана крыла затрудняло применение шасси
с передней носовой стойкой), а также необычные органы путе-
вого управления, которые представляли собой трубы овального
сечения, расположенные на концах крыла параллельно продоль-
ной оси самолета. Для создания момента рыскания проходное се-
чение одной из труб перекрывалось клапаном. В сентябре 1945 г.
во время первого испытательного полета самолет ХР-79В потер-
пел аварию (предположительно из-за неполадок в системе уп-
равления [106]).
Реактивный самолет схемы «летающее крыло» был построен
также в Германии под руководством братьев Р. и В. Хортен.
Большие размеры этого самолета, получившего обозначение Но.9
(Go.229) (рис. 1.37), позволяли разместить летчика в обычном,
сидячем, положении. Созданный на базе самолета Но.5, он имел
идентичные органы устойчивости и управляемости, но в отличие
от своего предшественника характеризовался значительно боль-
шими размерами и большей стреловидностью крыла. В связи с

Рис. 1.37. Схема самолета Хортен Но.9 (Go.229)
68
высокими скоростями полета, на которые был рассчитан этот
самолет, на нем было применено катапультируемое сиденье лет-
чика и изменяемое в зависимости от скорости передаточное чис-
ло системы управления [59].
На заводах фирмы Гота планировалось срочное изготовление
20 самолетов Но.9, производство которых было включено в чрез-
вычайную программу обороны Германии [91, с. 333], однако ка-
тастрофа единственного построенного самолета прервала эти
работы.
В период подготовки к производству самолета Но.9 фирма
Гота разработала проект реактивного истребителя Р.60, являю-
щегося дальнейшим развитием Но.9. В отличие от самолетов
братьев Хортен Р.60 должен был иметь более тонкое крыло с
большей стреловидностью, внутри которого предполагалось раз-
местить летчика в лежачем положении [91, с. 251].
Во второй половине 40-х годов интерес к истребителям с ле-
жачим положением летчика был утрачен. Одной из причин этого
было появление радиолокатора на самолете, применение которого
было несовместимо с рассматриваемой компоновкой.
После окончания второй мировой войны были продолжены
исследования перспектив применения реактивных двигателей на
самолетах схемы «бесхвостка».
В 1946 г. в Англии фирмой «Де Хевилленд» был построен экс-
периментальный реактивный самолет «бесхвостка» DH.108. Он
представлял собой одноместный среднеплан с крылом большой
стреловидности и стреловидным центрально-расположенным вер-
тикальным оперением (рис. 1.38). Крыло имело предкрылки и по-
садочные закрылки. Всего в 1946—1947 гг. было построено три
самолета DH.108, отличающихся мощностью двигателя, длиной
69
Рис. 1.39. Самолет Нортроп Х-4
фюзеляжа и конструкцией предкрылков. Каждый из последую-
щих самолетов DH.108 предназначался для исследования устой-
чивости и управляемости «бесхвостки» на более высоких скоро-
стях, чем предыдущий. На третьем экземпляре самолета DH.108
в апреле 1948 г. был установлен международный рекорд скоро-
сти при полете по замкнутому кругу на дистанции 100 км, а в
сентябре того же года впервые среди самолетов с турбореактив-
ными двигателями в пикировании была достигнута скорость зву-
ка [10, с. 106].
На базе самолета DH.108 предполагалось создать скоростной
пассажирский реактивный самолет DH.106 [28]. Однако катаст-
рофы самолетов DH.108 прервали эти работы.
Исследования фирмы «Де Хевилленд» в Англии и данные
материалов по реактивным самолетам схемы «бесхвостка», вы-
везенных из Германии, стимулировали исследования реактивных
«бесхвостой» в США. В 1948 г. фирмой «Нортроп» был построен
экспериментальный реактивный самолет без горизонтального
оперения Х-4 «Бэнтэм» [10, с. 150]. По сравнению с DH.108 са-
молет Х-4 имел значительно меньшие размеры, низкорасполо-
женное крыло тонкого профиля, вертикальное оперение большого
удлинения (рис. 1.39). Испытания двух построенных самолетов
Х-4 продолжались около двух лет и в отличие от испытаний са-
молета DH.108 прошли успешно [107]. Этому, несомненно, спо-
собствовал более тонкий профиль крыла самолета Х-4, что позво-
лило замедлить наступление волнового кризиса. Кроме того,
полеты самолета Х-4 происходили на два года позже, чем испы-
тания DH.108, когда уже имелось достаточно данных об особен-
ностях полета в околозвуковом диапазоне скоростей.
70
Полеты экспериментальных реактивных самолетов «бесхво-
стой» DH.108 и Нортроп Х-4 способствовали изучению особенно-
стей обтекания стреловидного крыла, а также исследованию ус-
тойчивости и управляемости «бесхвостки» на околозвуковых ско-
ростях полета. Была доказана возможность использования дан-
ной аэродинамической схемы в конструкции скоростных само-
летов с турбореактивными двигателями. В то же время печальный
опыт испытаний самолетов DH.108 показал, что применение схе-
мы «бесхвостка» отнюдь не дает гарантии от нежелательных яв-
лений, связанных с полетом на околозвуковых скоростях.
Наряду с экспериментальными «бесхвостками» в США фир-
мой Чанс Воут был построен реактивный палубный истребитель
с двумя двигателями F7U «Катлэсс». На конструкцию этого са-
молета, как и в предыдущих случаях, оказали влияние немецкие
исследования в области скоростных реактивных самолетов *.
Самолет F7U имел среднерасположеиное стреловидное кры-
ло сравнительно небольшого удлинения, на полуразмахе которого
были размещены два вертикальных киля большой площади (рис.
1.40). На крыле имелись также предкрылки и элевоны. Профиль
крыла — симметричный2. Небольшие стреловидность и удлине-
Рис. 1.40. Схема самолета Чанс Воут E7U «Катлэсс»
1 Это подтверждается схожестью схем самолета F7U и проекта немецко-
го истребителя «Арадо» [92, с. 77], а также данными работ [10, с. 146; 123].
3 Отказ от самоустойчивого профиля крыла на реактивных «бесхвостках»
был вызван тем, что применение симметричного профиля обеспечивало мень-
шее волновое сопротивление.
71
ние крыла не позволяли получить большое плечо действия орга-
нов управления. В связи с этим значительно возрастали нагруз-
ки на ручку управления, поэтому на самолете было применено
бустерное управление. Для улучшения характеристик устойчиво-
сти устанавливались демпферы тангажа и рыскания.
Разработка проекта самолета F7U была начата в августе
1945 г. [ 123], а в сентябре 1948 г. совершил первый полет опыт-
ный прототип XF7U-1. Благодаря наличию гидроусилителей и
демпферов колебаний самолет, по-видимому, обладал удовлетво-
рительной устойчивостью и управляемостью, так как в последую-
щие годы различные модификации F7U выпускались серийно.
Всего было построено около 300 самолетов.
Основным недостатком реактивных «бесхвосток» по-прежне-
му являлась малая величина с?уПос. Неэффективность применения
посадочной механизации крыла заставляла уменьшать нагрузку
на крыло (для сохранения требуемой посадочной скорости), а это
приводило к возрастанию взлетной массы «бесхвостки» по срав-
нению с однотипным самолетом классической схемы (при усло-
вии одинаковых летных данных обоих самолетов).
Кроме того, к началу 50-х годов были успешно разработаны
вопросы компоновки реактивного самолета классической аэро-
динамической схемы. Вопросы устойчивости и управляемости та-
ких самолетов в околозвуковом диапазоне скоростей были реше-
ны благодаря применению стреловидного крыла, использованию
цельноповоротпого горизонтального оперения, правильному вы-
бору его расположения относительно крыла, введению гидроуси-
лителей и автоматики в систему управления. В связи с этим на-
чиная с 50-х годов работы по дозвуковым реактивным «бесхвост-
кам» практически прекратились.
Работы по созданию реактивных самолетов дальнего действия
схемы «летающее крыло». Появление реактивного двигателя и
его применение в авиации обусловило интерес к тяжелым само-
летам схемы «летающее крыло». Еще в начале 40-х годов появ-
ляются работы (например, [117]), в которых отмечаются такие
преимущества реактивного «летающего крыла» по сравнению с
поршневыми самолетами этой схемы, как большие высота и ско-
рость полета, удобство компоновки ТРД внутри крыла, возмож-
ность ламинаризации обтекания путем отсоса или сдува погра-
ничного слоя, уменьшение высоты шасси (при применении порш-
невых двигателей высота шасси обусловливалась диаметром вин-
тов). Интересу к схеме «летающее крыло» способствовала также
тенденция к увеличению размеров и массы самолетов.
Первые тяжелые реактивные самолеты «летающее крыло»
было построены в Англии и США во второй половине 40-х годов.
В Англии работы по реактивным самолетам схемы «летающее
крыло» возглавила фирма «Армстронг-Уитворт». В 1943 г. ею
был разработан проект многомоторного трансконтинентального
72
самолета, который должен был иметь полностью ламинарное об-
текание. Наиболее подходящим для осуществления этого проекта
являлся самолет схемы «летающее крыло» с реактивными дви-
гателями. В 1945 г. был построен планер данной схемы
(AW.52G), на котором отрабатывались устойчивость и управляе-
мость будущего самолета. Успешные полеты планера позволили
приступить к постройке экспериментального самолета AW.52,
снабженного двумя ТРД.
В отличие от ранее рассмотренных английских и американ-
ских реактивных самолетов-«бесхвосток», построенных в боль-
шинстве случаев на основе проектов, разработанных в Германии,
самолет AW.52 имел оригинальную схему (рис. 1.-41), а его кон-
струкция отличалась многими новшествами [103]. Самолет имел
стреловидное крыло с ламинарным профилем, относительная
толщина которого менялась от 0,18 до 0,15 (на концах). В связи
с задачей ламинарного обтекания обшивка крыла была очень
гладкой, имела большую толщину и с внутренней стороны под-
креплялась гофром. С целью предотвращения срыва потока с
концов крыла на больших углах атаки на самолете был применен
отсос (Пограничного слоя с поверхности консолей крыла (наличие
предкрылков нарушило бы ламинарное обтекание крыла). Отсос
пограничного слоя осуществлялся при помощи турбореактивных
двигателей (ТРД), причем система отсоса включалась автома-
тически в зависимости от положения ручки управления и поло-
жения дросселя двигателей.
Самолет AW.52 имел обычные для «бесхвостки» органы обес-
печения балансировки, устойчивости и управляемости — отрица-
тельную крутку стреловидного крыла, вертикальные кили на коп-
Рис. 1.41. Схема самолета Армстронг-Уитворт AW.52
73
цах крыла, элевоны. Для уменьшения посадочной скорости
применялись посадочные закрылки, а возникающий при их от-
клонении пикирующий момент компенсировался соответствую-
щим отклонением особых поверхностей (так называемых «кор-
ректоров»), расположенных на концах крыла перед элевонами 1.
Кроме того, «корректоры» могли служить для балансировки са-
молета на различных режимах полета. Первый полет самолета
AW.52 состоялся в ноябре 1947 г.
Одновременно с полетом AW.52 начались испытания амери-
канского опытного реактивного стратегического бомбардиров-
щика схемы «летающее крыло» Нортроп УВ-49. Этот самолет
являлся модификацией самолета ХВ-35 с поршневыми двигате-
лями. В отличие от прототипа в крыле самолета УВ-49 было ус-
тановлено восемь ТРД, а для компенсации уменьшившейся из-за
отсутствия толкающих винтов путевой устойчивости самолета на
крыле размещалось восемь небольших вертикальных килей.
Полеты реактивных «летающих крыльев» AW.52 и УВ-49 вы-
звали большой интерес. В частности, командование ВВС США
предполагало использовать самолет конструкции Нортропа в
качестве основного стратегического бомбардировщика страны
[51]. Однако в 1949 г. контракт на его серийное производство
был аннулирован. Примерно в это же время прекратились работы
по дальнейшему развитию самолета AW.522.
Таким образом, применение реактивных двигателей привело,
несмотря на благоприятные прогнозы, к отказу от использования
схемы «летающее крыло» в авиации. Основной причиной этого
являлись малые величины Л1крит, характерные для самолетов схе-
мы «летающее крыло», так как в силу специфики схемы такие
самолеты должны были иметь крыло большой относительной
толщины. Это приводило к тому, что при скорости свыше 800 км/ч
волновое сопротивление самолета данной схемы резко возраста-
ло и сводило к нулю все аэродинамические и весовые преимуще-
ства «летающего крыла». Указанная причина вела к ухудшению
летных характеристик «летающего крыла» по сравнению с са-
молетами классической схемы, имеющими топкое стреловидное
крыло (табл. 1.6).
Большая высота полета, характерная для реактивных само-
летов, ухудшала их динамическую устойчивость. Этот факт был
особенно неблагоприятен для самолетов схемы «летающее кры-
ло», задача достижения требуемой динамической устойчивости
которых стояла весьма остро. Однако указанный недостаток в
1 При этом была достигнута рекордная для «бесхвосток» величина супос=
= 1,6 [103, с. 144].
2 Стремясь спасти положение, Нортроп переоборудовал третий экземпляр
самолета УВ-49 (первые два разбились во время испытаний) в фоторазведчик
YBR-49A с 6ТРД и Ушах = 885 км/ч. Но заказа на серийное производство не
поступило.
74
Таблица 1.6
Характеристики реактивных стратегических бомбардировщиков США
УВ-49 и ХВ-47
Самолет Год поле- та Схема ТРД /По, Т h/WM ‘хвшд 1,/ия 1 Vy max’ м/с * se го D.
чис- ло тяга, ДаН
Нортроп УВ-49 1947 «Летающее крыло» 8 1870 96,8 835 650 10 11,7 13,5/8700
Боинг ХВ-47 1947 Классиче- ская 6 1870 70,0 935 750 11 11.0 17/9000
какой-то степени мог компенсироваться введением в систему уп-
равления самолетом демпферов колебаний. Такие системы по-
вышения динамической устойчивости появились в авиации в кон-
це 40-х годов благодаря значительному повышению надежности
радиоэлектронной аппаратуры и уменьшению ее массы.
Из рис. 1.29 следует, что, несмотря на постоянное увеличение
массы самолетов, такие процессы, как резкое уменьшение отно-
сительной толщины крыла и возросшая нагрузка на крыло, ха-
рактерные для авиации 40-х годов, привели к значительному
уменьшению строительной высоты крыла. Дальнейшее развитие
самолетов «летающее крыло» требовало либо существенного уве-
личения размеров самолета (однако при этом трудно сохранить
требуемую жесткость тонкого крыла), либо перехода к крыльям
небольшого удлинения. Последнее из указанных мероприятий
было связано с меньшими техническими трудностями и, кроме
того, позволяло уменьшить волновое сопротивление самолета.
Поэтому в начале 50-х годов в Англии был построен страте-
гический бомбардировщик Авро «Вулкан», приближающийся по
схеме к «летающему крылу», но, в отличие от рассмотренных
выше реактивных самолетов этого типа, имеющий трапециевид-
ное крыло небольшого удлинения (рис. 1.42). Такое крыло даже
при незначительной относительной толщине (ё=0,1) имело до-
статочную высоту для размещения внутри него двигателей, топ-
лива, шасси. Большая стреловидность (52°) и весьма малая от-
носительная толщина крыла позволили значительно снизить вол-
новое сопротивление самолета на околозвуковых скоростях
полета
Проект самолета «Вулкан» был разработан фирмой «Авро» в
1947 г. [10, с. 228]. Изучение особенностей обтекания трапецие-
видного крыла, впервые применяемого в конструкции английских
1 «Вулкан» нельзя отнести к полноценному «летающему крылу», так как
этот самолет имел частично выступающий из крыла фюзеляж.
75
Рис. 1.42. Самолет Авро «Вулкан»
«бесхвостой», проводилось на экспериментальном самолете «Ав-
ро 707», который был внешне подобен «Вулкану», но имел в три
раза меньшие размеры [10, с. 170].
Самолет «Вулкан» совершил первый полет в 1952 г. и затем
несколько лет находился в серийном производстве. Однако дан-
ная разновидность «летающего крыла» также не нашла широко-
го применения в авиации. Это объясняется тем, что наличие кры-
ла небольшого удлинения вело к увеличению схиид и снижению
аэродинамического качества. Кроме того, трапециевидная форма
крыла не позволяла применить посадочную механизацию. Это
заставляло увеличивать площадь крыла самолета.
В рассматриваемый период появляются проекты сверхзвуко-
вых самолетов схемы «летающее крыло» с изменяемой в полете
конфигурацией. В данных проектах предлагалось увеличивать
угол стреловидности крыла и уменьшать его удлинение на боль-
ших скоростях путем изменения геометрии крыла, что позволяло
значительно уменьшить прирост волнового сопротивления на око-
лозвуковых режимах полета. Изменение конфигурации «летаю-
щего крыла» предполагалось осуществлять изменением стрело-
видности консолей крыла (проект Б. Уоллиса, Англия [52]),
применением так называемого «скользящего крыла» 1.
Практическая реализация всех этих проектов была связана с
большими трудностями. Так, при изменении стреловидности рез-
ко меняется балансировка самолета, что особенно нежелатель-
но при отсутствии горизонтального оперения. В случае примене-
ния раздвижного крыла использование его внутренних объемов
становится чрезвычайно затруднительным. Кроме того, все ука-
1 Нестреловидное крыло становится стреловидным вследствие поворота са-
молета по отношению к набегающему потоку. При этом вертикальные кили, от-
сек экипажа и гондолы двигателей поворачиваются относительно крыла в на-
правлении «по потоку».
76
занные идеи вели к значительным весовым издержкам, снижали
надежность самолета, увеличивали его стоимость. Поэтому прак-
тическая деятельность в области разработки «летающего крыла»
с изменяемой в полете конфигурацией ограничилась испытания-
ми летающих моделей этих аппаратов [52].
Требования, обусловленные значительным увеличением ско-
рости самолетов, вызвали существенные изменения в конструк-
ции «бесхвостки» — переход к симметричному профилю крыла и
центрально-расположенному вертикальному оперению большой
площади, увеличение стреловидности крыла и оперения, приме-
нение цельнометаллической конструкции, появление гидроуси-
лителей в системе управления и пр. Однако дальнейшее увели-
чение стреловидности крыла и нагрузки на площадь, необходи-
мое для повышения скорости реактивных самолетов, могло быть
достигнуто только в случае применения мощной посадочной ме-
ханизации крыла. В рассматриваемый период данное мероприя-
тие не могло быть осуществлено при отсутствии горизонтального
оперения. Это обстоятельство препятствовало повышению совер-
шенства реактивных «бесхвосток» со стреловидным крылом, не
позволяло достичь сверхзвуковой скорости полета. Кроме того,
большая высота полета, свойственная самолетам с ТРД, затруд-
няла обеспечение требуемой устойчивости и управляемости ре-
активных «бесхвосток».
Принцип тяжелого самолета схемы «летающее крыло», тре-
бующий применения крыла толстого профиля, оказался несовме-
стимым с аэродинамическими особенностями реактивного само-
лета.
Все это привело к отказу от применения схем «бесхвостка» и
«летающее крыло» в дозвуковой реактивной авиации. Дальней-
шее развитие самолетов без горизонтального оперения было свя-
зано с появлением сверхзвуковой авиации и с широким исполь-
зованием треугольного крыла малого удлинения в конструкции
сверхзвуковых самолетов.
1.3.2. Развитие сверхзвуковых самолетов схемы «бесхвостка»
с треугольным крылом малого удлинения 1
Как известно, схема «бесхвостка» с треугольным крылом ма-
лого удлинения нашла применение при создании современных
сверхзвуковых самолетов. Первые исследования по самолетам
данной схемы были выполнены в СССР авиаконструктором
А. С. Москалевым в 30-е годы. К этому времени наибольший
1 Несмотря на то, что разд. 1.3 посвящен истории реактивных самолетов
схемы «бесхвостка», в данном подразделе рассматриваются также и работы по
винтомоторным бесхвостым самолетам с треугольным крылом малого удлине-
ния, так как эти работы неразрывно связаны с развитием исследуемого типа
сверхзвуковых самолетов.
77
материал по особенностям обтекания тел сверхзвуковым потоком
был накоплен в результате изучения полета артиллерийских сна-
рядов. Основываясь на этих данных, А. С. Москалев и его со-
трудники полагали, что если скорость самолета будет прибли-
жаться к скорости снаряда, то и его форма должна соответство-
вать форме снаряда. Согласно этой концепции в 1934 г. был
разработан проект истребителя-перехватчика «Сигма» с расчет-
ной скоростью полета около 1000 км/ч. В проекте предлагался
самолет схемы «летающее крыло» с крылом чрезвычайно малого
удлинения треугольной (точнее готической) формы в плане [21].
Такая схема, выбранная в основном интуитивным путем (иссле-
дования самолетов в аэродинамических сверхзвуковых трубах
начались позже), позволяла расположить в толще крыла два
спаренных поршневых двигателя, шасси, топливо, оборудование,
вооружение и кресло летчика при сохранении небольших разме-
ров самолета и умеренной относительной толщины профиля. Для
уменьшения лобового сопротивления предполагалось применить
испарительную систему охлаждения. Два соосных тянущих вин-
та, вращающихся в противоположных направлениях для устра-
нения реактивного момента, должны были иметь саблевидную
форму. Управление самолетом должно было осуществляться эле-
вонами и вертикальными рулями, расположенными па концах
крыла.
Для изучения особенностей самолета столь необычной формы,
как «Сигма», А. С. Москалеву было предложено построить его
уменьшенный аналог и испытать в полете на небольших скоро-
стях. Такой самолет, получивший название «Стрела», был пост-
роен в 1937 г. [2; 38, с. 102—104].
В отличие от «Сигмы» «Стрела» имела выступающий из кры-
ла фюзеляж (что было обусловлено значительно меньшими раз-
мерами самолета) и центральнорасположенное вертикальное опе-
рение (рис. 1.43). Испытания первого в мире самолета-«бесхвост-
ки» с треугольным крылом малого удлинения показали прин-
ципиальную возможность полета такого типа самолетов и выя-
вили ряд особенностей его пилотирования — затягивание срыва
потока с крыла до очень больших углов атаки, дополнительное
увеличение подъемной силы вследствие влияния близости земли
при посадке, необходимость выдерживать в полете значительно
больший угол атаки, чем на самолетах обычной схемы. Послед-
няя из указанных особенностей приводила к уменьшению эффек-
тивности вертикального оперения и к появлению боковой коле-
бательной неустойчивости типа «голландский шаг» [21].
Таким образом, еще в 30-е годы в СССР А. С. Москалевым
впервые была найдена и экспериментально проверена одна из
наиболее рациональных аэродинамических схем сверхзвукового
самолета.
Несмотря на положительные в целом результаты испытаний
78
Рис. 1.43. Самолет А. С. Москалева «Стрела» (рисунок)
самолета «Стрела», был сделан вполне справедливый вывод, что
применение подобной схемы при небольших скоростях полета не-
рационально L Преимущества «бесхвостки» с крылом малого уд-
линения могли выявиться лишь на около- и сверхзвуковых ско-
ростях. В конце 30-х годов стало очевидно, что достижение таких
скоростей возможно только при использовании реактивного дви-
гателя. Однако работы по созданию такого самолета в то время
не велись, так как для этого не было технических предпосылок.
По указанным выше причинам не получили дальнейшего раз-
вития проекты поршневых истребителей схемы «бесхвостка» с
треугольным крылом малого удлинения, разработанные в по-
следующие годы в СССР (А. К. Таскаевым)1 2 и за рубежом [84].
В начале 40-х годов развитие реактивного авиационного дви-
гателестроения привело к появлению ракетных самолетов
(М.е-163, БИ-1). В связи с этим вновь возрос интерес к схеме
«бесхвостка» с треугольным крылом малого удлинения, приме-
нение которой в сочетании с ракетным двигателем позволяло
надеяться на достижение очень высоких скоростей полета. На-
ряду с появившимися техническими предпосылками (создание
достаточно мощных и надежных жидкостных ракетных двигате-
1 Как показывают данные табл. 1.2, самолет «Стрела», несмотря на незна-
чительный Схэ по величине и особенно Кщах существенно уступал само-
летам обычной аэродинамической схемы.
2 А» с. № 67213 (СССР). Самолет/A. К. Таскаев. — Заявл. 26.10.1943»
Опубл. зБ И, 1946, № 10.
79
лей — ЖРД) задача создания высокоскоростных самолетов в
период второй мировой войны стала чрезвычайно актуальной.
Первый проект реактивного самолета-«бесхвостки» с крылом
малого удлинения был разработан в СССР Р. Л. Бартини в на-
чале 1942 г. Этот самолет («Р») должен был представлять собой
околозвуковой истребитель-перехватчик схемы «летающее кры-
ло» [38, с. 372]. Интересной особенностью проекта самолета «Р»
была идея использования внешних отсеков крыла в качестве пло-
ских прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД).
Благодаря этому предполагалось увеличить тягу и подъемную
силу крыла, уменьшить сопротивление самолета.
В годы Великой Отечественной войны проекты скоростных
реактивных истребителсй-«бссхвосток» с крылом малого удли-
нения разрабатывались также С. П. Королевым \ А. С. Моска-
левым [38, с. 104] и Б. И. Черановским 2. Проект А. С. Москалева
РМ-1, отличающийся наибольшей проработанностью, был создан
в 1944 г. на основе упомянутого выше проекта «Сигма». Особен-
ностью схемы самолета, предложенного Черановским, были не-
стреловидные законцовки крыла, являющиеся рулевыми поверх-
ностями (рис. 1.44). Предполагалось, что это решение позволит
улучшить управляемость самолета на околозвуковых скоростях.
Предлагаемая в указанных проектах форма уменьшала труд-
ности, связанные с компоновкой реактивного двигателя на само-
лете, позволяла применить схему «летающее крыло», способст-
вовала повышению прочности и жесткости конструкции. Однако
Рис. 1.44. Схема реактивного самолета Б. И. Черановского (проект)
1 Архив АН СССР, разряд 4, оп. 17, д. 101.
2 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, фонд Б. И. Че-
рановского, № 5320/10.
80
ни один из указанных проектов реактивных «бесхвостою» с кры-
лом малого удлинения не был реализован. Опыт применения ра-
кетных самолетов показал, что такие самолеты не обладают не-
обходимой продолжительностью полета. Кроме того, выяснилось,
что полеты в околозвуковом диапазоне скоростей связаны с ря-
дом опасных неизученных явлений (в частности, с так называе-
мым затягиванием в пикирование).
Для дальнейшего развития сверхзвуковых самолетов требо-
валось создание мощных турбореактивных двигателей и изучение
особенностей устойчивости и управляемости самолета на около-
и сверхзвуковых скоростях полета. Только в случае решения ука-
занных задач схема «бесхвостка» с треугольным крылом малого
удлинения могла найти применение в авиации.
Первые исследования крыла малого удлинения в сверхзвуко-
вых аэродинамических трубах были выполнены в Германии в го-
ды второй мировой войны [116]. Эти исследования показали, что
применение крыла малого удлинения способствует уменьшению
волнового сопротивления и снижает изменение устойчивости са-
молета на околозвуковых скоростях.
Данное обстоятельство, а также интенсивная разработка ре-
активных двигателей, проводимая в этот период в Германии,
позволили приступить к практическим работам по созданию
сверхзвуковых реактивных самолетов. Работы в этом направле-
нии возглавил А. Липпиш. Конструктор начал проводить иссле-
дования аэродинамической схемы самолета, обеспечивающей
приемлемые характеристики и на дозвуковых, и на сверхзвуко-
вых скоростях. Для решения этой задачи Липпиш разработал
проект «бесхвостки» с крылом изменяемой стреловидности [101,
с. 170]. Вскоре из-за многих конструктивных проблем, возникаю-
щих при создании такого самолета, Липпиш прекратил работу
над этим проектом и занялся исследованием схемы «бесхвостка»
с треугольным крылом малого удлинения. В связи с тем, что кры-
ло такой формы, как выяснилось, позволяет сочетать большую
стреловидность с сохранением устойчивости и управляемости
самолета на значительных углах атаки, конструктор в 1943—
1944 гг. создал ряд проектов сверхзвуковых самолетов-«бесхво-
сток» с крылом малого удлинения, среди которых наиболее про-
работанным являлся проект реактивного истребителя-перехват-
чика LP-13 [90, с. 409].
В проекте самолета LP-13, как и в проектах скоростных ист-
ребителей А. С. Москалева и Р. Л. Бартини, предлагалась схема
«летающее крыло» с крылом малого удлинения. Стремясь свести
к минимуму сопротивление самолета путем размещения в кры-
ле двигателя, кабины летчика и других агрегатов, Липпиш оши-
бочно считал выгодным использование крыла толстого профиля
(г0—0,15). Но, даже несмотря на большую относительную тол-
щину профиля, продувки модели крыла LP-13 показали, что ин-
81
тенсивность прироста сопротивления в околозвуковом диапазоне
скоростей была значительно меньшей, чем в случае применения
обычного нестреловидного крыла [116].
Для изучения устойчивости, управляемости и других особен-
ностей рассматриваемой схемы на малых скоростях полета Лип-
пиш в 1944 г.создал безмоторный вариант самолета LP-13 — пла-
нер DM-1 [112]. Отличительной особенностью этого летательного
аппарата помимо треугольного крыла малого удлинения был
киль необычно больших размеров (площадь вертикального опе-
рения составляла 0,42 площади крыла) также треугольной фор-
мы (рис. 1.45). Столь большая площадь вертикального оперения
была выбрана для предотвращения потери путевой устойчиво-
сти и управляемости планера на больших углах атаки, а также
для размещения внутри киля кабины летчика. В отличие от «бес-
хвосток», предназначенных для сравнительно небольших скоро-
стей полета, в конструкции планера DM-1 был применен симмет-
ричный профиль без крутки. Продольная балансировка и управ-
ление по тангажу и крену обеспечивались щелевыми элевонами.
Для компенсации перебалансировки планера на больших скоро-
стях (при пикировании) была предусмотрена перекачка в полете
воды в хвостовой бак. К моменту капитуляции Германии строи-
тельство планера DM-1 было практически завершено, но испыта-
ния не проводились.
Если выбор конструкции первых проектируемых сверхзвуко-
вых самолетов основывался во многом на опыте и интуиции кон-
Рис. 1.45. Планер А. Липпиша DM-1
82
структора, то после окончания второй мировой войны были раз-
вернуты систематические исследования методов снижения вол-
нового сопротивления сверхзвукового самолета.
На основании этих исследований было установлено, что для
уменьшения сопротивления крыла самолета на около- и сверх-
звуковых скоростях полета необходимо увеличить стреловид-
ность крыла, уменьшить удлинение крыла и толщину профиля.
При этом требовалось обеспечить высокую жесткость крыла, уст-
ранить опасность срыва потока на больших углах атаки, умень-
шить перебалансировку самолета на околозвуковых скоростях
полета.
Единственным видом крыла, удовлетворяющим всем этим тре-
бованиям, являлось треугольное крыло малого удлинения. Свой-
ственная такому крылу большая корневая хорда способствовала
улучшению характеристик продольного демпфирования самолета
и увеличивала плечо действия элевонов, в связи с чем отпала
необходимость в горизонтальном оперении. Это позволяло умень-
шить сопротивление и массу самолета, получить технологические
преимущества, а также устраняло трудности, связанные с ком-
поновкой горизонтального оперения на самолете с треугольным
крылом. Малоэффективность применения посадочной механиза-
ции на «бесхвостке» компенсировалась в данном случае положи-
тельным влиянием близости земли при посадке и большой пло-
щадью треугольного крыла (следовательно, сравнительно малой
удельной нагрузкой на крыло).
Полученные выводы значительно стимулировали развитие
реактивных «бесхвостой» с треугольным крылом малого удли-
нения.
Конструкторские разработки таких самолетов на начальном
этапе их развития велись в двух направлениях. Некоторые кон-
структоры при создании высокоскоростных «бесхвостой» поло-
жили в основу своей деятельности концепцию А. Липпиша, со-
гласно которой наилучшие результаты следовало ожидать от
схемы «летающее крыло» малого удлинения *. При этом внутри
треугольного крыла весьма большой относительной толщины
предполагалось размещать топливо, двигатели и другие агрега-
ты. В частности, в соответствии с этим принципом конструктора-
ми фирмы «Дуглас» (США) Р. Смитом и Э. Хейнеманом в на-
чале 1947 г. был разработан проект истребителя D-571 схемы
«летающее крыло» малого удлинения.
1 Американские конструкторы и ученые имели возможность ознакомиться с
результатами исследований по сверхзвуковым самолетам с крылом малого уд-
линения, выполненных в Германии в годы второй мировой войны. В частности,
б США был переправлен планер А. Липпиша DM-1, который изучался в ряде
аэродинамических центров США [84; 112]. Липпиш после окончания войны
продолжил свои работы в США и неоднократно участвовал в совместных раз-
работках реактивных сверхзвуковых «бесхвостой» [10].
83
Рис. 1.46. Самолет Конвер XF-92A
Значительно более перспективной оказалась концепция сверх-
звукового самолета схемы «бесхвостка» с тонким треугольным
крылом. Аэродинамические исследования показали, что приме-
нение такой схемы позволяет получить меньшее волновое сопро-
тивление, чем в случае применения схемы «летающее крыло»
малого удлинения.
Первый реактивный самолет с крылом малого удлинения был
построен в США в 1948 г. Этот самолет, Конвер XF-92A, являлся
опытным образцом сверхзвукового истребителя, требования на
который были разработаны ВВС США в сентябре 1945 г. [10,
с. 142]. Самолет XF-92A схемы «бесхвостка» имел крыло тре-
угольной формы в плане со стреловидностью 60° по передней
кромке. В отличие от проектов сверхзвуковых «бесхвостой» преж-
них лет относительная толщина его крыла составляла всего
0,065. XF-92A имел центрально-расположенный воздухозаборник
ТРД, треугольное вертикальное оперение большой площади
(0,275кр) и элевоны на задней кромке крыла (рис. 1.46).
Результаты испытаний самолета, проводившихся до 1953 г.,
имели большое значение для дальнейшего развития реактивных
сверхзвуковых «бесхвостой» в США, хотя из-за отсутствия в те
годы достаточно мощного реактивного двигателя сверхзвуковая
скорость на самолете XF-92A не была достигнута. Как и при ис-
пытаниях самолета А. С. Москалева «Стрела», у самолета
XF-92A отмечались необычно большие углы атаки полета на
взлетно-посадочных режимах [130].
На базе самолета XF-92A фирмой «Конвер» были построены
экспериментальный гидросамолет Конвер XF2Y-1 «Си Дарт»
(1953 г.) [10, с. 248] и ряд серийных сверхзвуковых истребите-
лей. Появлению серийных сверхзвуковых «бесхвостой» с тре-
угольным крылом малого удлинения помимо развития авиаци-
онного двигателестроения способствовало распространение в
авиации необратимых бустерных систем управления и автоматов
улучшения устойчивости и управляемости.
84
Первый сверхзвуковой самолет схемы «бесхвостка» был по-
строен в США в 1953 г. Этот самолет, Конвер YF-102 «Дельта
Деггер», был разработан на основе самолета Конвер XF-92A и
вначале мало чем отличался от своего прототипа. Однако лишь
после ряда существенных конструктивных изменений — удлине-
ния носовой части фюзеляжа, применения так называемого пра-
вила площадей и других мероприятий (эта модификация полу-
чила обозначение YF-102A) самолет смог достигнуть сверхзву-
ковой скорости полета— 1500 км/ч.
Самолет Конвер YF-102A имел обычные для «бесхвостки»
органы управления (элевоны и руль направления) и бустерную
систему управления, снабженную системой автостабилизации и
демпферами колебаний. Применение автоматики обеспечивало
приемлемую устойчивость и управляемость самолета на дозву-
ковых и сверхзвуковых скоростях, что наряду с хорошими для
своего времени летными характеристиками позволило начать
серийное производство истребителя-перехватчика.
Дальнейшим развитием самолета F-102 стал сверхзвуковой
истребитель-перехватчик Конвер F-106 «Дельта Дарт» (1956 г.)
(рис. 1.47), который отличался большим удлинением фюзеляжа
и более мощным двигателем. Его скорость достигала 2400 км/ч.
Самолеты F-102 и F-106 строились серией и в течение многих
лет составляли основу авиационной противовоздушной обороны
США. Успешному применению схемы «бесхвостка» на этих са-
молетах способствовало уменьшение требований к маневренно-
сти истреби гелей-перехватчиков, снабженных управляемыми ра-
кетами «воздух—воздух».
Рассмотренные выше машины отличались малыми значения-
ми Сио и /Пконстр и представляли собой законченный тип бесхво-
стого сверхзвукового истребителя-перехватчика с тонким тре-
угольным крылом малого удлинения. Поэтому большинство по-
Рис. 1.47. Самолет Конвер F-106
85
Рис. 1.48. Самолет Дуглас F4D «Скайрэй»
строенных позже реактивных «бесхвостою» не имело принципи-
альных отличий по схеме от этих самолетов.
Одновременно с фирмой «Конвер» другая американская фир-
ма— «Дуглас» работала над созданием палубного истребителя.
Как отмечалось, в 1947 г. фирмой «Дуглас» был разработан
проект реактивного «летающего крыла» малого удлинения, од-
нако вскоре фирма отошла от этой схемы, неоправдавшей себя
на около- и сверхзвуковых скоростях. Если первый построенный
фирмой в 1951 г. палубный истребитель-«бесхвостка» Дуглас
F4D «Скайрэй» (рис. 1.48) по аэродинамической схеме еще пред-
ставлял собой компромисс между «летающим крылом» и «бес-
хвосткой» с тонким крылом, то его дальнейшее развитие—сверх-
звуковой палубный истребитель Дуглас F5D «Скайлансер»
(1956 г.) уже полностью соответствовал современной концепции
сверхзвукового самолета-«бесхвостки». Отличительной особенно-
стью самолетов Дуглас F4D и F5D являлась форма крыла, кото-
рая при виде в плане несколько отличалась от треугольной и
имела стреловидную заднюю кромку и закругление законцовки.
На задней кромке крыла помимо обычных элевонов располага-
лись дополнительные поверхности для продольной балансировки
самолета, которые позволяли увеличить диапазон действия эле-
вонов на больших углах атаки.
Самолет Дуглас F4D был первым реактивным самолетом-
«бесхвосткой» с крылом малого удлинения, поступившим на
вооружение.
86
После окончания второй мировой войны работы по изучению
характеристик «бесхвостки» с треугольным крылом малого уд-
линения и созданию сверхзвуковых истребителей данной схемы
велись помимо США и в других странах. В 1948 г. фирма «Мар-
тин-Бейкер» (Англия) разработала проект сверхзвукового истре-
бителя типа LP-13 конструкции Липпиша, по с более тонким кры-
лом [75]. Несколько позже в Англии было построено два экспе-
риментальных реактивных самолета без горизонтального опере-
ния с треугольным крылом малого удлинения, предназначенных
для исследования характеристик данной схемы на дозвуковых
и сверхзвуковых скоростях полета.
Первый из этих самолетов, Боултон-Пол Р. 111, впервые под-
нялся в воздух в 1950 г. Самолет имел формы, характерные для
дозвуковых самолетов (фюзеляж малого удлинения, крыло со
стреловидностью 45°), и предназначался для изучения характе-
ристик тонкого треугольного крыла при М=1. Крыло и верти-
кальное оперение имели съемные законцовки, с помощью кото-
рых изменялось их сужение [10, с. 192].
Значительно более совершенными аэродинамическими форма-
ми отличался экспериментальный самолет-«бесхвостка» Фейри
FD.2 (1954 г.) (рис. 1.49). Фюзеляж большого удлинения с заос-
тренной носовой частью, треугольное крыло большой стреловид-
ности с тонким профилем и другие конструктивные особенности
[95] позволили свести к минимуму волновое сопротивление само-
лета и достигнуть рекордной для тех лет скорости полета —
1822 км/ч. Особенностью самолета FD.2 была поворотная носовая
часть фюзеляжа, отклоняемая на 10° вниз при посадке. Это по-
зволило улучшить обзор из кабины летчика на больших углах
Рис. 1.49. Самолет Фейри FD.2
87
атаки, характерных для взлетно-посадочных режимов самолетов
с крылом малого удлинения1. Испытания выявили некоторую
продольную неустойчивость по скорости в околозвуковом диапа-
зоне скоростей полета, но в целом дали положительные резуль-
таты.
В середине 50-х годов во Франции также велись работы по
изучению возможностей применения схемы «бесхвостка» с тре-
угольным крылом малого удлинения при создании сверхзвукового
самолета. Фирмами «Сюд-Уэст» и «Дассо» были построены опыт-
ные самолеты данной схемы, получившие обозначение соответст-
венно SE «Дюрандаль» (1956 г.) и MD.550 «Мираж» 1 (1955 г.).
Оба самолета имели тонкое треугольное крыло одинаковых очер-
таний, но отличались формой носовой части фюзеляжа. Благода-
ря более совершенным аэродинамическим формам самолет
«Мираж» 1 развивал большую скорость, хотя и имел не столь
высокую тяговооружепность, как «Дюрандаль». Видимо, поэтому
именно «Мираж» 1 был выбран в качестве прототипа будущего
серийного сверхзвукового истребителя «Мираж» 3.
Истребитель «Мираж» 3 (рис. 1.50) и его модификации —
«Мираж» 5, «Мираж» 50 находятся на вооружении многих стран.
Разработка сверхзвуковых «бесхвосток» с треугольным кры-
лом малого удлинения проводилась и в других странах—Кана-
де (CF-105 «Эрроу», 1958 г.), Испании (НА-300, 1957 г.), Арген-
тине. В связи с недостаточно развитой научно-технической и про-
мышленной базой этих стран и отсутствием необходимых
финансовых средств данные работы не вышли из стадии экспери-
ментальных.
Наряду со сверхзвуковыми маневренными самолетами с кры-
лом малого удлинения, получившими распространение в 50-е го-
Рис. 1.50. Самолет Дассо «Мираж» 3
1 Как известно, аналогичное конструктивное решение было использовано
при создании первых сверхзвуковых пассажирских самолетов.
88
Рис. 1.51. Самолет Конвер В-58 «Хастлер»
ды, в этот период создаются тяжелые сверхзвуковые самолеты
схемы «бесхвостка» — стратегические бомбардировщики Кон-
вер В-58 «Хастлер» (США, 1956 г.) и Дассо «Мираж» 4 (Фран-
ция, 1959 г.). Применение этой схемы в конструкции сверхзвуко-
вых бомбардировщиков было обусловлено тем, что самолеты
без горизонтального оперения с крылом малого удлинения отли-
чаются сравнительно небольшими потерями аэродинамического
качества из-за прироста балансировочного сопротивления при
полете сМ~2, что является основным режимом полета указан-
ных самолетов.
Указанные сверхзвуковые бомбардировщики-«бесхвостки»
были разработаны на базе находящихся в серийном производст-
ве и хорошо зарекомендовавших себя в эксплуатации истребите-
лей. Однако, если самолет «Мираж» 4 являлся, по существу, уве-
личенной копией истребителя «Мираж» 3, то самолет В-58 (рис.
1.51) значительно отличался от своего прототипа F-102. В част-
ности, бомбардировщик В-58 имел четыре ТРД, расположенных
под крылом на пилонах (впервые па сверхзвуковом самолете), и
более значительную коническую крутку крыла. Для меньшего
изменения балансировки самолета при переходе на сверхзвуко-
вую скорость применялась перекачка топлива в полете.
Самолеты Конвер В-58 и Дассо «Мираж» 4 находились в се-
рийном производстве непродолжительное время (всего построе-
но 148 самолетов обоих типов). Основным недостатком этих
стратегических бомбардировщиков была малая дальность поле-
89
та из-за невысокого аэродинамического качества и большого
удельного расхода топлива на сверхзвуковой скорости. Кроме
того, в связи с развитием средств ПВО концепция малоуязвимо-
сти высотного сверхзвукового бомбардировщика стала в 60-е го-
ды несостоятельной.
Определенные компоновочные преимущества и дополнитель-
ное уменьшение балансировочного сопротивления самолета на
сверхзвуковой скорости могли быть получены при использовании
крыла малого удлинения переменной стреловидности.
Как отмечалось, идея реактивного самолета-«бесхвостки» с
треугольным крылом переменной по передней кромке стреловид-
ности впервые была предложена в СССР Б. Й. Черановским в
1944 г. В послевоенный период конструктор продолжил работу в
этом направлении. Испытания созданных им экспериментальных
планеров-«бесхвосток» Че-22 (1948 г.) и Че-23 (1949 г.) 1 с кры-
лом переменной стреловидности показали, что выбранная схема
обеспечивает хорошую устойчивость и управляемость летатель-
ного аппарата и может найти применение в скоростной авиации2.
В этот же период Б. И. Черановский разработал проект сверх-
звукового истребителя БИЧ-26 (Че-24) с треугольным крылом
малого удлинения и переменной стреловидности по передней
кромке [38, с. 109]. Крыло самолета имело развитые зализы на
передней кромке в местах изменения стреловидности (рис. 1.52)
Рис. 1.52. Модель самолета Б. И. Черановского БИЧ-26
(Че-24)
1 Планер Че-23 отличался от Че-22 большей стреловидностью консолей
крыла и двухместной кабиной.
2 Архив Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, фонд Б. И. Че-
рановского, № 5320/12; 5320/13.
90
и весьма напоминало крыло оживальной формы, примененное в
конструкции сверхзвуковых пассажирских самолетов Ту-144 и
«Конкорд». Однако указанные работы Б. И. Черановского слиш-
ком опережали свое время и не получили в те годы должной
оценки.
Большой интерес представляет научная и конструкторская
деятельность советского авиаконструктора Р. Л. Бартини в об-
ласти проектирования сверхзвуковых немапевренпых «бесхвос-
ток» с крылом малого удлинения переменной стреловидности.
С начала 50-х годов Бартини занимался разработкой сверхзву-
кового самобалапсирующего крыла с минимальным сопротив-
лением, оптимизированного по форме в плане и деформации
срединной поверхности [33]. Эти исследования значительно опе-
режали зарубежные исследования по аэродинамике неплоских
сверхзвуковых крыльев. В середине 50-х годов Р. Л. Бартини
разработал проект сверхзвукового неманевренного самолета
схемы «бесхвостка», крыло которого наряду с переменной стре-
ловидностью по передней кромке имело отрицательную крутку
вдоль размаха [5].
Анализ деятельности Б. И. Черановского и Р. Л. Бартини в
области сверхзвуковых самолетов схемы «бесхвостка» опровер-
гает распространенное мнение, что в период 40—50-х годов в
СССР практически не проводилось работ по летательным аппа-
ратам этой схемы (например, [44, с. 231]). Теоретические и экс-
периментальные исследования, выполненные конструкторами в
рассматриваемый период, явились передовыми для своего време-
ни. Правильность предложенных ими решений была подтвержде-
на дальнейшим опытом развития сверхзвуковой авиации.
Треугольное крыло малого удлинения переменной по размаху
стреловидности (50—70°) было применено в конструкции швед-
ского экспериментального самолета схемы «бесхвостка»
SAAB-210 (1951 г.) (рис. 1.53) [121]. Благодаря увеличению дли-
ны корневой хорды крыла появилась возможность использовать
внутренний объем центроплана для размещения воздухозаборни-
ков, топливных баков и других агрегатов.
Успешные испытания самолета SAAB-210 позволили создать
па его базе истребитель SAAB-35 «Дракен» (1955 г.). Этот само-
лет строился большой серией (около 600 экз.) и много лет состо-
ял на вооружении ВВС Швеции. Опыт его эксплуатации показал
такие положительные особенности крыла малого удлинения с пе-
ременной стреловидностью, как малое перемещение центра дав-
ления при переходе на сверхзвуковой режим полета, хорошие
срывные характеристики, значительное уменьшение посадочной
скорости благодаря влиянию близости земли.
Первый сверхзвуковой самолет с неплоским крылом малого
удлинения и переменной стреловидности Локхид YF-12A был по-
строен в США в 1961 г. Этот дорогостоящий самолет, сконструи-
91
Рис. 1.53. Самолет SAAB-210
рованный как истребитель и стратегический разведчик (модифи-
кация SR-71, 1964 г.), строился очень ограниченной серией и
остался, по существу, экспериментальным (рис. 1.54). С точки
зрения аэродинамики самолет помимо крыла отличался такими
особенностями, как создающий подъемную силу фюзеляж (для
повышения аэродинамического качества), развитой системой
обтекателей и наплывов, складывающимися при посадке подфю-
зеляжными килями (для улучшения путевой устойчивости на
сверхзвуковой скорости), целыюповоротными надфюзеляжными
килями. На самолетах YF-12A и SR-71 были установлены миро-
вые рекорды скорости, но, несмотря на это, они не нашли практи-
ческого применения. Одной из основных причин этого была их
чрезвычайно высокая стоимость.
В 50-е годы схема «бесхвостка» впервые нашла широкое при-
менение в авиации. Самолеты этой схемы, имеющие треугольное
Рис. 1.54. Схема самолета Локхид SR-71
92
крыло малого удлинения, использовались (и используются до сих
пор) в сверхзвуковой военной авиации ряда стран — США, Фран-
ции, Швеции и др. Из восемнадцати типов зарубежных сверхзву-
ковых самолетов, строившихся серийно в то время, семь имело
схему «бесхвостка». Всего в период 50—60-х годов было построе-
но свыше 2500 боевых самолетов данной схемы, в основном ист-
ребителей. Большинство этих самолетов характеризовалось хоро-
шей устойчивостью и управляемостью, относительной простотой
конструкции, высокой технологичностью. Как отмечалось, на са-
молетах схемы «бесхвостка» был установлен ряд мировых рекор-
дов скорости.
Несмотря на это, в 60-е годы интерес к военным самолетам
схемы «бесхвостка» значительно снизился. Об этом свидетельст-
вует как уменьшившееся количество типов вновь разрабатывае-
мых самолетов этой схемы, так и сокращение их производства
(рис. 1.55). Это объясняется, в первую очередь, возросшим вни-
манием к характеристикам маневренности военных самолетов.
В 50-е годы и в начале 60-х годов основными требованиями,
предъявляемыми к истребителю, были наибольшие высота и
скорость полета. Применение схемы «бесхвостка» вполне отве-
чало этим требованиям. Однако опыт военных действий показал,
что маневренность самолета играет чрезвычайно большую роль
в воздушных боях. Малые значения коэффициента подъемной
силы (с^тах) сбалансированного крыла «бесхвостки» приводили
к худшим характеристикам по сравнению с самолетами класси-
ческой схемы.
Однако даже без учета характеристик маневренности низкое
значение си шах сбалансированного самолета без горизонтального
Рис. 1.55. Диаграмма производства самолетов схемы «бесхвостка» за рубе-
жом [10, 91, 92]:
1— самолеты со стреловидным крылом; 2 — самолеты с треугольным крылом
93
оперения ограничивало потенциальные возможности сверхзвуко-
вого истребителя. Как показывают результаты расчета, несмотря
на меньшие сопротивление и массу некоторых частей конструк-
ции «бесхвостки», для достижения той же дальности, скорости
и других летных характеристик взлетная масса истребителя-
«бесхвостки» должна была быть больше, чем у истребителя клас-
сической схемы. Даже с учетом благоприятного влияния земли
при посадке величина су пос самолета «бесхвостки» с треуголь-
ным крылом малого удлинения оставалась весьма небольшой.
Этот недостаток усугубился тем, что очень большие углы атаки,
на которых могло быть реализовано максимальное значение су
такого самолета, были неприменимы на взлетно-посадочных ре-
жимах из-за ограничений, связанных с опасностью касания хвос-
товой частью фюзеляжа поверхности взлетно-посадочной полосы
(ВПП) и с неудовлетворительным обзором из кабины летчика
при посадке (последнее из ограничений устранялось, если носо-
вая часть фюзеляжа выполнена отклоняемой вниз при посадке).
Следовательно, неэффективность механизации крыла, прису-
щая самолету схемы «бесхвостка», и вызванные этим малые
величины Сушах и Су пос были основными факторами, ограничи-
вающими применение этой схемы в сверхзвуковой военной ави-
ации.
Для увеличения супос «бесхвостки» требовалось устройство,
позволяющее компенсировать пикирующий момент от действия
посадочных закрылков. Таким устройством могла служить го-
ризонтальная поверхность, расположенная перед основным кры-
лом. Закрылок, отклоняющийся на этой поверхности, создавал
подъемную силу, уравновешивающую момент от применения по-
садочной механизации на крыле. Кроме того, расположенная впе-
реди поверхность могла выполнять роль дестабилизатора на
сверхзвуковой скорости, уменьшая балансировочное сопротивле-
ние самолета.
Использование расположенной перед крылом поверхности
выгодно не на всех режимах полета. В связи с этим на француз-
ском истребителе схемы «бесхвостка» «Милан» (1970 г.), моди-
фикации самолета «Мираж» 5, было установлено балансировоч-
ное крылышко, убираемое в полете в носовую часть фюзеляжа
(рис. 1.56). Аналогичное решение было применено на советском
сверхзвуковом пассажирском самолете Ту-144А [20, с. 204].
Идея выдвижного балансировочного крылышка не нашла ши-
рокого применения. По-видимому, причиной этого было неизбеж-
ное усложнение конструкции «бесхвостки», что сводило на нет
одно из основных достоинств этой схемы. Кроме того, наличие
выдвигаемой при посадке балансировочной поверхности не ре-
шало проблемы повышения маневренности истребителей без го-
ризонтального оперения.
Несмотря на ряд нерешенных проблем, относящихся к само-
94
Рис. 1.56. Балансировочная поверхность самолета Дассо «Милан» и механизм
ее выпуска и уборки
летам схемы «бесхвостка» с треугольным крылом малого удли-
нения, в 60-е годы эта схема вновь привлекла к себе внимание
авиационных специалистов, на этот раз в связи с разработкой
сверхзвукового пассажирского самолета.
В отличие от большинства военных сверхзвуковых самолетов
сверхзвуковой пассажирский самолет имеет МКрейс>1. Достиже-
ния авиационной пауки и техники, в частности создание тонкого
крыла малого удлинения и специальных сверхзвуковых профи-
лей, позволили уменьшить волновое сопротивление самолета и
увеличить его аэродинамическое качество на сверхзвуковых ско-
ростях примерно до 6,5, что, однако, было по-прежнему
значительно меньше Каэр дозвуковых самолетов. Поэтому иссле-
дования в области разработки сверхзвуковых пассажирских са-
молетов были направлены в первую очередь на повышение аэро-
динамического качества при М>1. Для этого необходимо было
найти такую конфигурацию самолета, которая обеспечивала бы
минимальное балансировочное сопротивление на сверхзвуковой
скорости1. Поэтому в большинстве проектов предлагалась схема
«бесхвостка» с треугольным крылом малого удлинения, что по-
зволило снизить величину Хбал по сравнению с Хбал самолета
классической аэродинамической схемы. Кроме того, приме-
нение такой схемы позволяло получить наиболее простую и тех-
1 Снижение волнового сопротивления путем дальнейшего уменьшения уд-
линения и относительной толщины крыла и увеличения его стреловидности
приводило к значительному ухудшению других характеристик самолета (Схвнд,
('у пос, ТПкр И Пр.)
95
нелогичную конструкцию. Существенное значение в выборе схе-
мы «бесхвостка» имело также то обстоятельство, что данная схе-
ма была с успехом применена на многих военных сверхзвуковых
самолетах.
В последующие годы было установлено, что форма крыла
сверхзвуковых самолетов-«бесхвосток» 50-х годов не является
оптимальной для достижения минимального балансировочного
сопротивления и максимального аэродинамического качества на
сверхзвуковой скорости. Данные аэродинамических исследова-
ний показали, что дополнительное уменьшение балансировочно-
го сопротивления сверхзвукового самолета может быть достиг-
нуто путем применения корневых наплывов на треугольном
крыле малого удлинения (так называемая «двойная дельта»).
Дополнительные преимущества (например, увеличение су)
могли быть получены в случае применения крыла готической
формы в плане с корневыми наплывами (оживальное крыло).
Летные характеристики «бесхвостки» с таким крылом были ис-
следованы в полетах экспериментальных самолетов СССР [20,
с. 200] и Англии (ВАС.221), построенных по программе разра-
ботки сверхзвуковых пассажирских самолетов Ту-144 (рис. 1.57)
и «Конкорд» Ч
Рис. 1.57. Самолет Ту-144 и самолет-аналог
1 Испытаниям самолета ВАС.221 предшествовали полеты эксперименталь-
ного самолета-«бесхвостки» HP. 114 (Англия), также созданного по программе
разработки сверхзвукового пассажирского самолета. В отличие от ВАС.221 са-
молет HP.115 имел прямолинейное треугольное крыло очень большой стрело-
видности. Он предназначался для изучения особенностей обтекания такого кры-
ла на малых скоростях [60], результаты которого оказали влияние на выбор
формы корневых наплывов крыла самолета «Конкорд».
96
Исследования, проведенные в СССР [33] и за рубежом, по-
казали, что в случае определенной аэродинамической и геомет-
рической крутки можно получить крыло, самосбалансирован-
ное на крейсерском сверхзвуковом режиме полета без увеличе-
ния его волнового сопротивления. Это также позволило
уменьшить потери на балансировку сверхзвукового бесхвостого
самолета и повысить его аэродинамическое качество в крейсер-
ском полете.
Указанные мероприятия, направленные на повышение аэро-
динамического качества сверхзвукового пассажирского самолета,
вызвали значительные изменения первоначального облика тако-
го самолета. Если первые сверхзвуковые «бесхвостки» имели
плоское треугольное крыло, то в конструкции самолетов Ту-144
и «Конкорд» было применено неплоское крыло оживальной
формы в плане. Эти самолеты имели такие конструктивные
особенности, как расположенные под крылом гондолы двигате-
лей, систему перекачки топлива в полете. Кроме того, на само-
лете Ту-144 применялась отклоняемая при посадке носовая часть
фюзеляжа. Все это позволило повысить их аэродинамическое
качество на дозвуковых и сверхзвуковых режимах полета
(табл. 1.7), улучшить взлетно-посадочные характеристики.
Однако, несмотря на высокое аэродинамическое и конструк-
тивное совершенство первых сверхзвуковых пассажирских само-
летов, они не получили распространения. Такой недостаток этих
самолетов, как низкая топливная экономичность, усугубившийся
все возрастающей трудоемкостью добычи нефти, сделал их экс-
плуатацию нерентабельной 1.
Достижения науки и техники последних лет открыли новые перспективы
развития самолетов схемы «бесхвостка». К таким достижениям следует в пер-
1 Эксплуатация 16 построенных самолетов «Конкорд» уже в 1979 г. при-
несла убыток в 57 млн. долл. [61].
Таблица 1.7
Изменение аэродинамического качества первых сверхзвуковых пассажирских
самолетов схемы «бесхвостка»
Название проекта или самолета Форма крыла ^кр ^тах при М<1 ^тах при М^2
Проект фирмы Бристоль (Англия, 1959 г.) Треугольное крыло с плос- кой срединной поверхно- стью 2 — 6
Проект фирмы Локхид L-2000 (США, 1964 г.) Самолет «Конкорд» Крыло типа «двойная дель- та» с плоской срединной поверхностью 1,8 12 7
(Англия — Франция, 1969 г.) Оживальное крыло с не- плоской срединной поверх- ностью 1,8 14 8
4—703
97
вую очередь отнести создание и начало практического применения систем
искусственной устойчивости самолета. Действительно, в случае расположе-
ния центра масс «бесхвостки» позади ее аэродинамического фокуса появля-
ется возможность увеличить подъемную силу сбалансированного самолета,
так как при этом для балансировки самолета рули высоты должны откло-
няться вниз, а не вверх, как в случае статически устойчивого самолета. Это
устраняет такие недостатки самолета с треугольным крылом малого удли-
нения, как невозможность увеличения нагрузки на крыло, недостаточно вы-
сокая маневренность. В то же время истребитель схемы «бесхвостка» по
сравнению с истребителями других схем по-прежнему сохраняет такие преиму-
щества, как простота и меньшая стоимость конструкции.
Все это объясняет причины, по которым французская авиационная фирма
«Дассо», отказавшаяся в 60-е годы от дальнейшей разработки истребителей
схемы «бесхвостка», в последнее время вновь проявила интерес к данной схе-
ме. В 1978 г. совершил первый полет сверхзвуковой истребитель схемы «бес-
хвостка» с треугольным крылом Дассо «Мираж» 2000 (рис. 1.58), снабжен-
ный системой искусственной устойчивости. Большинство агрегатов этой сис-
темы имело четырехкратное резервирование, что позволило отказаться от
принципа статически устойчивого самолета.
Помимо системы искусственной устойчивости самолет «Мираж» 2000
отличается от сверхзвуковых истребителей схемы «бесхвостка» прежних лет
следующими особенностями:
на передней кромке крыла расположены двухсекционные предкрылки, ав-
томатически выдвигаемые вперед и вниз в зависимости от режима полета и
положения элевонов. Предкрылки предназначены для обеспечения плавности
обтекания крыла на больших углах атаки. Принцип изменяемой в полете
кривизны крыла в отличие от метода постоянной конической крутки перед-
ней’ кромки не приводит к увеличению сопротивления самолета на больших
скоростях, позволяет в нужный момент увеличить его маневренность;
применено интегральное сочленение крыла и фюзеляжа;
в носовой части фюзеляжа расположены дополнительные аэродинамиче-
ские поверхности, служащие для улучшения боковой устойчивости самолета
на больших углах атаки.
Результаты испытаний показали, что благодаря указанным усовершен-
ствованиям «Мираж» 2000 по сравнению с прежними бесхвостыми истреби-
телями серии «Мираж» имеет на 20% меньшую посадочную скорость (при
равных нагрузках на крыло) и почти вдвое большую величину коэффициента
перегрузки (путах), характеризующую маневренность в вертикальной плос-
кости, не уступая по этим показателям лучшим зарубежным истребителям
Рис. 1.58. Схема самолета Дассо «Мираж» 2000
98
Рис. 1.59. Один из возможных вариантов самолета Нортроп АТВ (В-2)
классической схемы. Самолет «Мираж» 2000 с начала восьмидесятых годов
строится серийно.
Успехи авиационной науки возродили интерес к забытой схеме «летаю-
щее крыло» [53 и др.], которая может найти применение при разработке перс-
пективных высокоэкономичных транспортных самолетов и при создании бу-
дущих боевых самолетов. С середины 80-х годов на вооружение США по-
ступает истребитель фирмы «Локхид» F-19 с уплощенным фюзеляжем, плав-
но переходящим в крыло, а фирма «Нортроп» (США) работает в настоящее
время над созданием стратегического бомбардировщика АТВ (В-2) схемы
«летающее крыло» (рис. 1.59). Благодаря аэродинамической компоновке и
использованию неметаллических конструкционных материалов эти самолеты
обладают чрезвычайно малой заметностью для радиолокационных станций.
Все сведения о самолетах F-19 и АТВ засекречены. По неофициальным све-
дениям, к 1987 г. выпущено 50 самолетов Г-19, самолет АТВ планируется
строить в количестве 132 экземпляров [89].
В связи с задачей освоения космического пространства с помощью кры-
латых летательных аппаратов открылись новые перспективы применения схемы
«бесхвостка» при создании воздушно-космических самолетов.
1.4. КРАТКИЕ ВЫВОДЫ
Развитие самолетов схемы «бесхвостка», в процессе которого
было построено свыше 100 типов таких летательных аппаратов,
представляет собой сложный и неоднородный процесс. Измене-
ние целевой направленности работы по «бесхвосткам» приводило
к значительным изменениям в их конструкции (табл. 1.8). Это
вызывало, в свою очередь, скачкообразное изменение парамет-
ров и характеристик самолетов.
Исторический анализ зарождения и развития летательных
аппаратов схемы «бесхвостка» показывает, что этот процесс но-
сил интернациональный характер (табл. 1.9). Весомый вклад
в прогресс данного типа самолетов сделан отечественными кон-
структорами и учеными. Существенную роль в развитии «бес-
4
99
Периоды развития самолетов схемы «бесхвостка»
Период Подпериод Основная цель применения схемы «бесхвостка» Характерные особенности конструкции
I. Развитие винтомо- торных самолетов схе- мы «бесхвостка» (на- чало XX в. — 40-е годы) 1. Начало XX в. — 30-е годы Развитие первых эксперимен- тальных летательных аппара- тов схемы «бесхвостка» Поиск способа улучшения аэро- динамических характеристик, устойчивости и управляемости летательных аппаратов Применение малой нагрузки на крыло. Большое разнооб- разие аэродинамических ком- поновок — «бесхвостки» со стреловидным, прямым, трапе- циевидным крылом
2. 30—40-е годы Работы по практическому при- менению винтомоторных бес- хвостых самолетов Создание серийных самолетов, превосходящих по характерис- тикам однотипные самолеты классической схемы Появление многомоторных са- молетов. Увеличение энергово- оруженности и нагрузки на крыло. Применение механиза- ции крыла
II. Развитие реак- тивных самолетов схемы «бесхвостка» (начиная с 40-х го- дов по настоящее время) 1. 40—50-е годы Развитие реактивных самоле- тов схемы «бесхвостка» со стреловидным крылом Облегчение компоновки ТРД на самолете. Улучшение харак- теристик на околозвуковых скоростях Установка ТРД. Применение стреловидного крыла, планер цельнометаллической конструк- ции
2. 50—60-е годы Развитие сверхзвуковых само- летов схемы «бесхвостка» пер- вого поколения Уменьшение волнового сопро- тивления в полете Применение тонкого треуголь- ного крыла малого удлинения. Изменение формы фюзеляжа. Введение в систему управле- ния автоматов улучшения ус- тойчивости
3. С 70-х годов Развитие сверхзвуковых само- летов схемы «бесхвостка» вто- рого поколения Создание высокоманевренного сверхзвукового самолета с ма- лым волновым сопротивлением Применение электродистанци- онной системы искусственной устойчивости
чтюх_
Чпос
10
8
6
*Н5
xFZ/5 „Мираж112000
F-106 А „Минин1'
А Д
Г-11 х „Мираж" ЗЕ
„Метеор^ ^F_1QZ
А
F7U
А г. 96 В
4 —АНИТО-1 *г*п
АИР-7*
•< оО
, , , ,
1930 19W 1950 1960. 1970
Годы
Рис. 1.60. Сравнение диапазона скоростей маневренных самолетов схемы
«бесхвостка» и классической схемы:
—« винтомоторные самолеты классической схемы; О — винтомоторные самолеты схе-
мы «бесхвостка»; X — реактивные самолеты классической схемы; А — реактивные са-
молеты схемы «бесхвостка»
Г!Злп
&F-106
./\J~35F
X.F-101C
KF-105D
Mlin^
0,7 - р//О
• Р51
® Л XF-92
F7U
0.6 р а
ХГ-89В
х
F-86A
0,5 -
1 А „Мираж 5
Г-15
_________I_______J_________I_______1________
1930 1990 1950 1960 1970
Годы
Рис. 1.61. Сравнение относительной массы конструкции маневренных самоле-
тов схемы «бесхвостка» и классической схемы (обозначения те же, что и на
рис. 1.60)
101
Вклад отдельных исследователей и организаций
Предмет изобретения Цель изобретения Автор идеи
Нестреловидное самоба- лансирующееся крыло Создание устойчивого самолета без горизон- тального оперения А. Пено (Франция, 1876 г.)
Самобалансирующееся крыло положительной стреловидности То же С. С. Неждановский (Россия, 1898 г.)
Самобалансирующееся крыло отрицательной стреловидности > Г. Ландверлин, Г. Бер- рер (Франция, 1922 г.)
Элевоны Управление самолетом без горизонтального опе- рения Р. Харт (Англия, 1870 г.)
Совмещение функций крыла, фюзеляжа, опе- рения («летающее кры- ло») Повышение аэродинами- ческого совершенства са- молета В. Стаут (США, 1919 г.)
Треугольное крыло мало- го удлинения Достижение сверхзвуко- вой скорости полета А. С. Москалев (СССР, 1934 г.)
Система искусственной устойчивости Улучшение характерис- тик самолета без гори- зонтального оперения Д. Нортроп (США, 1946 г.)
хвосток» сыграла также деятельность авиационных специалистов
Англии, Франции, Германии и США.
Развитие самолетов схемы «бесхвостка» оказало значитель-
ное влияние на прогресс всей авиации. В частности, такие конст-
руктивные особенности, как стреловидное крыло, самобаланси-
рующийся S-образный профиль, треугольное крыло малого удли-
нения, крыло изменяемой стреловидности, примененные впервые
на самолетах и планерах схемы «бесхвостка», получили впослед-
ствии широкое распространение и на летательных аппаратах дру-
гих схем.
Сравнение диапазона скоростей и относительной массы кон-
струкции самолетов схемы «бесхвостка» и классической аэроди-
102
Таблица 1.9
в развитие самолетов схемы «бесхвостка»
Первое испытание Применение в серийном производстве
на модели на планере на самолете с ПД на самолете с ТРД
В. В. Котов, (Россия, 1890 г.) — Р. Арну (мо- ноплан Арну, Франция, 1912 г.) — Ш. Фовель (AV-36, Фран- ция, 1951 г.)
С. С. Неж- И. Этрих, Д. Данн А. Липпиш А. Липпиш
дановский Ф. Веле (D.5, Англия, (DFS-194, Герма- (Me-163В, Гер-
(Россия, 1899 г.) (Германия, 1906 г.) 1910 г.) ния, 1940 г.) мания, 1942 г.)
А. Липпиш (Германия, 20-е годы) В. Н. Беля- ев (БП-2, СССР, 1934 г.) В. Н. Беляев (ДБ-ЛК, СССР, 1940 г.) — —
Д. Даны (D.1A, Англия, 1907 г.) Д. Дани (D.5, Англия, 1910 г.) А. Липпиш (DFS-194, Герма- ния, 1940 г.) А. Липпиш (Me-163В, Гер- мания, 1942 г.)
Б. И. Чера- новский (БИЧ-2, СССР, 1924 г.) Б. И. Черанов- ский (БИЧ-3, СССР, 1926 г.) Р. и В. Хортен (Но. 9, Германия, 1945 г.)
— — А. С. Москалев («Стрела», СССР, 1937 г.) <Конвэр» (XF-92A, 1948 г.) «Конвэр» (F-102A, США, 1953 г.)
«Дассо» («Мираж» 2000, Франция, 1978 г.) «Дассо» («Мираж» 2000, Франция, 1978 г.)
памической схемы (рис. 1.60, 1.61) показывает, что по этим пара-
метрам, в некоторой степени характеризующим общее совершен-
ство летательного аппарата, самолеты без горизонтального
оперения обычно уступали лучшим образцам самолетов класси-
ческого типа. Причины данного обстоятельства, ограничивающе-
го распространение схемы «бесхвостка» в авиации, рассмотрены
выше.
Научно-технические достижения последних лет в областях
аэродинамики и систем управления позволяют в значительной
мере устранить недостатки, присущие схеме «бесхвостка» в
прошлом. Это должно способствовать более широкому примене-
нию самолетов этой схемы в реактивной авиации.
103
2.1. РАЗВИТИЕ ВИНТОМОТОРНЫХ САМОЛЕТОВ
СХЕМЫ «УТКА»
На заре развития авиации, когда знакомый нам облик само-
лета еще не сформировался, схема «утка» 1 часто встречалась в
конструкции летательных аппаратов. Именно эту аэродинами-
ческую схему имели самолет братьев Райт и самолет А. Сантос-
Дюмона «14 bis», совершивший первый в Европе официально
зарегистрированный полет (1906 г.).
Как известно, идея самолета возникла на основе наблюде-
ния за полетом птиц. Копируя их форму, пионеры авиации соз-
давали проекты самолетов, в которых горизонтальное оперение
должно было располагаться позади крыла. По этой так назы-
ваемой классической схеме создавали летающие модели Д. Кей-
ли, А. Пено, строил самолет А. Ф. Можайский.
Чем же объяснить, что первые поднявшиеся в воздух само-
леты имели иную аэродинамическую схему?
Первые летательные аппараты не имели никакого приборно-
го оборудования. Расположение стабилизирующих и управляю-
щих поверхностей перед крылом помогало летчику ориентиро-
ваться в пространстве, следить за действием руля при маневри-
ровании. Это сыграло существенную роль при выборе схемы
самолетов братьями Райт и А. Сантос-Дюмоном.
1 Название «утка», характеризующее схему самолета с расположенным спе-
реди горизонтальным оперением, произошло из-за внешней схожести таких
аппаратов с летящей уткой.
1.04
Как известно, балансировочная сила, возникающая на пе-
реднерасположенном горизонтальном оперении (ПГО) на ре-
жимах взлета, набора высоты и горизонтального полета, направ-
лена вверх и увеличивает общую подъемную силу системы кры-
ло + оперение. Не исключено, что это обстоятельство также при-
нималось во внимание пионерами авиации.
Одним из первых, кто предложил располагать горизонталь-
ный стабилизатор перед крылом, был выдающийся русский
изобретатель в области авиации и ракетной техники С. С. Неж-
дановский. В 1894 г. на IX съезде естествоиспытателей и врачей
он показал полеты модели планера схемы «утка». Один из оче-
видцев этих полетов писал: «С. С. Неждановский демонстриро-
вал модель очень устойчивого планера, который представлял
собой два плана (крыла — Д. С.): один впереди другого, и пе-
редний был несравненно меньше... Вторая поверхность аэропла-
на, дающая ему устойчивость, называлась стабилизатором. Чем
расстояние между главным, поддерживающим планом и стабили-
затором больше, тем устойчивее аэроплан» [6, с. 32].
В конце XIX в. широкое распространение получил принцип
балансирного управления летательным аппаратом, впервые осу-
ществленный в планерных опытах О. Лилиенталя. Сторонники
этого принципа считали, что устойчивость и управляемость пла-
нера или самолета может быть обеспечена только с помощью
непрерывного изменения положения тела летчика относительно
крыла. Компенсацией недостаточной устойчивости летатель-
ного аппарата, на котором не предполагалось устанавливать
стабилизирующие поверхности, должно было служить мастерст-
во пилота.
У. и О. Райт, являясь приверженцами школы О. Лилиенталя,
усовершенствовали разработанный им способ балансирного
управления. Понимая, что с увеличением размеров и массы
летательного аппарата возможности управления им с помощью
перемещения тела летчика становятся все более ограниченными,
они стали устанавливать на планерах поверхности управления:
спереди — горизонтальный руль для продольного управления,
сзади — руль направления, а также применили перекашивание
крыла для поперечного управления. Таким образом удалось
добиться управления летательным аппаратом относительно всех
трех осей, причем величина управляющих моментов уже не
зависела от физических возможностей летчика.
На основе успешных испытаний планеров в 1900—1902 гг.
братья Райт в конце 1903 г. создали первый самолет, пригод-
ный для полетов. Этот самолет явился также первым самолетом
схемы «утка».
Конструкция и полеты самолета братьев Райт широко извест-
ны, поэтому мы не будем останавливаться на их изложении1.
1 Технические данные самолетов схемы «утка» приведены в приложении 3.
105
Рис. 2.1. Самолет А. Сантос-Дюмона «14 bis»
Сведения о полетах братьев Райт стимулировали активность
европейских пионеров авиации. В конце 1905 г. французская
газета «Ауто» поместила зарисовку самолета американских изо-
бретателей. На основании этих данных состоятельный бразилец
А. Сантос-Дюмон, работавший во Франции над проблемой по-
лета, построил самолет, который получил обозначение «14 bis»1
(рис. 2.1).
Как и самолет братьев Райт, «14 bis» имел бипланное крыло,
толкающий винт, переднерасположенное оперение. Однако в
целом конструкция самолета Сантос-Дюмона была значитель-
но менее совершенна, чем конструкция самолета американских
изобретателей. Первоначальный вариант «14 bis» не имел попе-
речного управления (по мнению Сантос-Дюмона, поперечная ус-
тойчивость должна была полностью обеспечиваться значитель-
ным поперечным V крыла), цельноповоротное вертикальное
оперение, представляющее собой вертикальные стенки коробчато-
го крылышка, было расположено перед крылом и не обеспечива-
ло путевую устойчивость. Кроме того, в отличие от самолета
братьев Райт рули «14 bis» были установлены на большом рас-
стоянии от центра масс аппарата, что вызывало их чрезмерную
эффективность и затрудняло пилотирование. Несмотря на ука-
занные недостатки, Сантос-Дюмону удалось в октябре 1906 г.
совершить полет на расстояние более 50 м. Месяц спустя была
достигнута дальность в 220 м [32, с. 110—112]. Однако техни-
ческое несовершенство самолета в конце концов дало о себе
знать — в апреле 1907 г. «14 bis» разбился при попытке очеред-
ного полета.
Первые полеты самолета Сантос-Дюмона оказали большое
1 Самолет первоначально испытывался подвешенным к построенному Сан-
тос-Дюмоном дирижаблю № 14, откуда и происходит его обозначение.
106
Рис. 2.2. Самолет Блерио-5 «Канар» (после аварии)
влияние на пионеров французской авиации и способствовали
активизации их работ.
По примеру бразильского авиаконструктора самолет с перед-
ним рулем высоты и толкающим пропеллером (рис. 2.2) постро-
ил Л. Блерио — конструктор и летчик, получивший впоследствии
мировую известность своим перелетом через пролив Ла-Манш.
Аппарат, названный Блерио «Канар» (по-французски «утка»),
оказался очень неустойчивым в полете, и его испытания сопро-
вождались частыми авариями. При первой же попытке взлета
весной 1907 г. самолет поломал шасси. Когда, наконец, Блерио
удалось подняться на нем в воздух, аппарат перевернулся в
полете и упал, причем сам конструктор лишь чудом остался
невредим.
Недостаточная устойчивость первых самолетов схемы «утка»
заставила их создателей обратиться к иным аэродинамическим
схемам. А. Сантос-Дюмон в 1907 г. построил и успешно испы-
тал моноплан классической схемы, в том же году аналогичную
конфигурацию при создании нового самолета применил и
Л. Блерио.
В конце первого десятилетия XX в. получает распростране-
ние схема самолета, в которой горизонтальное и вертикальное
оперения располагались на балках за крылом, а перед крылом
устанавливался руль высоты (самолеты «Фарман», «Вуазен»
и др.). Это позволяло добиться удовлетворительной продольной
и путевой устойчивости и при этом сохранить преимущества
переднерасположенного руля высоты. Положительные стороны
такой конструкции оценили братья Райт, которые в 1910 г. до-
бавили к своему самолету горизонтальное оперение за крылом.
107
Рис. 2.3. Относительное число самолетов
схемы «утка» в общем количестве новых ти-
пов самолетов
Несмотря на общую
тенденцию к отказу от
применения схемы «утка»
в авиации (рис. 2.3), до
начала первой мировой
войны имели место от-
дельные работы по само-
летам этого типа.
В 1908 г. в Германии
В. Фокке получил патент
на самолет-моноплан схе-
мы «утка» с толкающим
винтом \ а год спустя
вместе с инженером Аль-
берти воплотил свой за-
мысел в жизнь.
Самолет Фокке и Аль-
берти имел цельнопово-
ротное переднее горизон-
тальное оперение, фюзе-
ляж из сварных труб и
был снабжен двигателем
мощностью 40 л. с. (29 кВт). Аппарат был установлен на трех-
колесном шасси с носовым колесом, применявшимся впослед-
ствии практически на всех самолетах типа «утка».
Самолет испытывался в сентябре 1909 г. Результаты этих
испытаний были весьма скромными — самолет совершил «под-
лет» длиной 40 м на высоте в несколько метров.
Спустя три года в Германии был построен еще один само-
лет схемы «утка» (конструктор И. Зольман) [109]. Этот лета-
тельный апарат отличался применением раздельных горизон-
тальных поверхностей стабилизации и управления (руль высо-
ты располагался между стабилизатором и крылом) (рис. 2.4).
Сведений о полетах самолета Зольмаиа не обнаружено.
В Англии в 1910 г. конструктор Г. Барбер построил моно-
план с вынесенным вперед на балках горизонтальным опере-
нием бипланного типа (рис. 2.5). Верхняя поверхность опере-
ния представляла собой неподвижный стабилизатор, а
нижняя—являлась рулем высоты. Удачная центровка (двигатель
и летчик располагались вблизи передней кромки крыла) и двой-
ное заднерасположенное вертикальное оперение1 2 обеспечили
успешные полеты этого самолета, названного «Валькирия».
1 Патент № 238542 (Германия). Drachenflieger mit hintereinander liegen-
den verschieden grofien Tragflachen/W. Focke. 18.12.1908.
2 Напомним, что самолеты «утка» А. Сантос-Дюмона и Л. Блерио имели
вертикальное оперение перед крылом.
108
Рис. 2.4. Схема самолета И. Зольмапа
Только за 1911 г. на трехместном варианте «Валькирии» Бар-
бер без единой аварии поднял в воздух 151 пассажира, общий
налет за год составил 11000 км. В том же году на самолете
была выполнена первая коммерческая перевозка груза по воз-
духу [102, с. 100—101].
Всего с 1910 по 1912 гг. конструктор построил 12 самолетов
«Валькирия». Однако, несмотря на успешный опыт их эксплуа-
тации, правительство Англии не проявило интереса к необычным
самолетам, и Барбер из-за недостатка средств прекратил свою
деятельность в авиации.
Рис. 2.5. Схема самолета Г. Барбера «Валькирия»
109
Самолеты Барбера можно считать первыми успешно летав-
шими монопланами схемы «утка».
В 1911 г. Л. Блерио вновь построил самолет-моноплан схемы
«утка». В отличие от его первой конструкции крыло имело пря-
моугольную форму и было снабжено элеронами. На крыле име-
лись поворотные вертикальные кили. Как и четыре года назад,
испытания самолета не дали положительных результатов.
Незадолго до начала первой мировой войны самолет схемы
«утка» был создан в России. Его конструктор — А. В. Шиуков —
заинтересовался авиацией еще будучи гимназистом в г. Тифлисе.
В 1908—1910 гг. он построил и испытал несколько планеров раз-
личных схем. Наилучшие результаты были достигнуты при поле-
тах на планере схемы «утка». На его основе в 1912 г. Шиуков
построил самолет-моноплан с ротативным двигателем «Гном».
После ряда доработок (установка элеронов, киля, применение
шасси с носовым колесом) самолет получил обозначение «Ка-
нар-1бис» (рис. 2.6). Он имел расчалочный четырехгранный
фюзеляж до кабины прямоугольного, а перед ней — трапециевид-
ного (широкой стороной вниз) сечения; каркас был выполнен из
ясеня. Крылья — двухлонжеронные, лонжероны были изготовле-
ны из сосны, нервюры — из бамбука, носок крыльев обшит кар-
тоном. Крылья имели S-образный профиль с толстым носком и
резко вогнутой нижней стороной за носком. Концы крыльев были
отогнуты вверх (против скольжения и для поперечной устойчиво-
сти), но после переделки наклон их был уменьшен, так как при
наличии элеронов это стало излишним. Горизонтальное опере-
ние— с плавающими рулями высоты. (Первоначально руль вы-
соты был впереди стабилизатора, что оказалось неудачным.)
Вертикальное оперение было выполнено сначала в виде руля, но
потом было заменено килем и рулем за ним. Шасси состояло из
Рис. 2.6. Схема самолета А. В. Шиукова
«Канар-1 бис»
N-образных стоек, к
нижним концам кото-
рых крепились рессо-
ры, несшие сквозную
ось с колесами. Носо-
вое колесо поднима-
лось в полете.
На самолете «Ка-
нар-бис» в течение
1913 г. было соверше-
но 30 полетов. Однако
ненадежная работа
двигателя ограничива-
ла продолжительность
полетов до 8 мин и
высоту до 100 м [37, с.
98—99].
НО
В 1914 г. А. В. Шиуков стал проектировать второй самолет
той же схемы, но с более мощным двигателем. Самолет дол-
жен был иметь военное назначение, поэтому вертикальное опе-
рение предполагалось сделать двойным, разнесенным — для луч-
шего обзора вперед и для возможности установки пулемета и
прицела. Постройка самолета не была завершена, так как в
связи с началом первой мировой войны Шиуков был призван
в армию.
Первые поднявшиеся в воздух гидросамолеты также были
выполнены по схеме «утка».
Самолет французского конструктора А. Фабра «Гидроавион»
представлял собой необычную даже для первых лет самолето-
строения конструкцию (рис. 2.7). Крыло монопланного типа и
расположенное перед ним бипланное горизонтальное оперение
соединялись плоской фермой, образованной двумя деревянными
брусками.
Летчик должен был располагаться верхом примерно на се-
редине этой фермы. Горизонтальное оперение состояло из распо-
ложенных один над другим руля высоты и стабилизатора. Все
горизонтальные поверхности были сделаны гибкими и крепились
передними кромками к ферменным лонжеронам. По аналогии с
парусом корабля обшивка крыла при стоянке могла быть под-
тянута к лонжерону (Фабр родился и вырос в семье судовла-
дельцев.) В центре крыла имелось вертикальное оперение, за
ним — двигатель с толкающим пропеллером. Поплавки (один
спереди под горизонтальным оперением, два других — под кры-
лом) представляли собой видоизмещающие тела, плоские снизу
и выпуклые сверху, установленные под углом к горизонту. Как
и крыло, они при движении создавали направленную вверх си-
лу, выталкивающую самолет из воды.
В марте 1910 г. вблизи Марселя Фабр совершил свой первый
полет. После пробега по воде приблизительно в 300 м самолет
выполнил полет протяженностью 500 м на высоте около 2 м.
В одном из последующих полетов дальность составила уже 6, км
[102, с. 132—134].
Осенью 1910 г., готовясь к авиационной выставке в Париже,
Фабр модифицировал свой самолет. В частности, считая, что
аппарат слишком устойчив, он уменьшил площадь переднего
горизонтального оперения, а его изогнутый профиль заменил
плоским.
В 1911 г. самолет Фабра потерпел аварию при посадке вбли-
зи Монако. «Гидроавион» был сильно поврежден и больше не
восстанавливался.
Значительно более высоким конструктивным совершенством
отличался гидросамолет схемы «утка» Г. Вуазена (Франция,
1911 г.). Этот аппарат был весьма больших для тех лет разме-
ров (он был рассчитан на экипаж 2—3 человека). В отличие от
111
Рис. 2.7. Схема самолета А. Фабра «Гидроавион»
«Гидроавиона» этот самолет имел бипланное крыло, закрытый
фюзеляж четырехгранного сечения, горизонтальное оперение в
виде одной плоскости. В связи с большой рзлетной массой само-
лета под крылом было установлено не два, а три поплавка.
Два экземпляра гидросамолета Вуазена закупило военно-
морское ведомство России. В 1912—1913 гг. в Севастополе на
этих самолетах было совершено много полетов [37, с. 147].
В скором времени благодаря изменению формы и размеров
поплавков удалось осуществлять взлет и посадку на воду на
самолетах обычной классической схемы. Гидросамолеты с пе-
редним оперением больше не строились.
Несмотря на создание удовлетворительно летавших самоле-
тов схемы «утка», к моменту начала первой мировой войны ра-
боты по летательным аппаратам этого типа полностью прекра-
тились. Все усложняющиеся требования, предъявляемые к само-
летам, вызвали возросшее внимание к их устойчивости. В этом
отношении первые самолеты схемы «утка», несомненно, усту-
пали самолетам обычного типа.
В годы первой мировой войны началось массовое производ-
ство самолетов, сформировалась наиболее рациональная для
этого периода аэродинамическая схема — биплан с тянущим
пропеллером и хвостовым оперением позади крыла. К 1918 г.
подавляющее большинство выпускаемых самолетов имело имен-
но эту схему.
К концу 20-х годов авиационная техника достигла весьма
высокого совершенства. В связи с этим возникла идея создания
легкомоторного самолета личного пользования, который был бы
также прост в управлении, как автомобиль, сравнительно дешев
и мог бы найти массовый рынок сбыта.
Основным требованием к «летающему автомобилю» была
безопасность эксплуатации. По этой причине в конце 20-х и в
30-е годы вновь возродился интерес к самолетам схемы «утка».
Опыт показывал, что расположение горизонтального оперения
перед крылом способствует уменьшению опасности попадания
самолета в срывной режим при большом угле атаки. Действи-
тельно, при перетягивании летчиком ручки управления срыв сна-
чала наступал не на крыле, как на самолетах классической
схемы, а на горизонтальном оперении, имеющем из условия про-
дольной балансировки летательного аппарата схемы «утка»
больший, чем у крыла, угол атаки. В связи с этим возникал
пикирующий момент, автоматически выводящий самолет из
опасного положения.
Другой особенностью самолета схемы «утка», повышающей
безопасность его эксплуатации, было удобство компоновки трех-
колссного шасси с носовым колесом, исключающего возможность
капотирования при посадке. Расположение оперения впереди
крыла уменьшало также опасность касания фюзеляжем земли
5—-703
113
при посадке на больших углах атаки (из-за укороченной задней
части фюзеляжа).
Все это делало весьма привлекательным применение схемы
«утка» при создании самолетов массового пользования, рассчи-
танных на малоопытных летчиков.
Первый самолет схемы «утка», появившийся после оконча-
ния первой мировой войны, был построен в Германии конструк-
тором Г. Фокке совместно с Г. Вульфом. Интерес к летатель-
ным аппаратам этого типа появился у Г. Фокке еще в юности,
когда его старший брат В. Фокке построил и испытал самолет
с передним горизонтальным оперением. В 1909—1910 гг. Г. Фок-
ке и его товарищи построили примитивный самолет схемы
«утка» с мотором в 8 л. с. (6 кВт). Но самолет так и не оторвал-
ся от земли.
В 1925 г. Г. Фокке и Г. Вульф основали самолетостроитель-
ную фирму. Одной из первых работ этой фирмы стал двухмотор-
ный моноплан схемы «утка», который получил обозначение F-19
(рис. 2.8). Конструкция самолета была выполнена в основном из
стальных труб, обтянутых полотняной обшивкой. Деревянную
обшивку имели только горизонтальное оперение и передняя
часть крыла. В центральной части фюзеляжа располагалась
закрытая кабина на трех человек, перед ней имелась откры-
тая кабина пилота. Самолет был снабжен трехколесным шас-
си с носовым управляемым колесом.
Горизонтальное оперение, установленное на ферме из сталь-
ных труб над носовой частью фюзеляжа, состояло из стабилиза-
Рис. 2.8. Самолет Фокке-Вульф F-19
114
тора и щелевого руля высоты. Для обеспечения продольной
устойчивости самолета при различных положениях центра масс
стабилизатор был сделан переставным (угол его установки мог
быть изменен перед полетом). В связи с влиянием скоса потока
за оперением на обтекание крыла центральная часть крыла была
расположена под большим углом атаки, чем его концы.
В 20-е годы значительно усовершенствовались методы расче-
та устойчивости самолетов. Конструкторы F-19 в отличие от пер-
вых создателей самолетов схемы «утка» отчетливо представляли
себе, что удлиненная передняя часть самолета (необходимая для
достаточного плеча действия горизонтального оперения) вызы-
вает значительный дестабилизирующий момент рыскания. По-
этому при проектировании F-19 большое внимание было уделено
обеспечению удовлетворительной путевой устойчивости в поле-
те— задняя часть фюзеляжа плавно переходила в киль боль-
ших размеров, под крылом были установлены дополнительные
вертикальные кили. Общая площадь вертикального оперения
составляла примерно 25% площади крыла, что в 2...3 раза
больше, чем у самолетов обычной схемы.
Самолет F-19 был снабжен двумя двигателями по 75 л. с.
(55 кВт) с тянущими пропеллерами. Двигатели были установле-
ны в гондолах под крылом. Для компенсации разворачивающего
момента в случае отказа одного из двигателей была предусмот-
рена возможность отклонить в полете горизонтальное оперение
относительно продольной оси, вследствие чего образовывался
боковой момент, дополняющий момент от руля направления.
Испытания самолета начались осенью 1927 г. В одном из
полетов самолет потерпел аварию, во время которой погиб
Г. Вульф. В 1930 г. был построен самолет F-19a, снабженный
более мощными двигателями. В отличие от его предшественника
полеты самолета F-19a проходили вполне успешно. Самолет ис-
пытывался с 1930 по 1939 гг. В ходе испытаний выяснилось, что
при полетах в безветренную погоду пилотирование самолета ма-
ло отличается от пилотирования самолетов обычной схемы, на-
пример самолета Юнкере F-13. Отмечалась высокая эффектив-
ность руля высоты, малая нагрузка на ручке управления, воз-
можность управляемого полета при су= 1,2, простота взлета и
посадки. В качестве недостатков самолета F-19a указывалось на
тенденцию к продольным колебаниям в ветреную погоду и «про-
садка» самолета при выходе из срыва 1 1[58].
В рассматриваемый период самолеты схемы «утка» строи-
лись также в США, Италии и во Франции.
В 1931 г. в США братья Гранвилл под влиянием сообщений
о полетах F-19a сконструировали легкий одномоторный самолет
1 Так как для схемы «утка» в горизонтальном полете б = УКр+Уг.о, то при
срыве потока с горизонтального оперения б>УКр.
5* 115
Рис. 2.9. Самолет Джи Би «Асспдер»
Джи Би «Асендер» (рис. 2.9). Он имел одноместную закрытую
кабину, переходящую в вертикальный киль, монопланное крыло,
тянущий пропеллер. Конструкторы установили также дополни-
тельное вертикальное оперение над передним горизонтальным
стабилизатором, что оказалось ошибочным. После нескольких
коротких испытательных полетов самолет попал в плоский што-
пор и упал с высоты около 15 м на поле аэродрома. Пилот остал-
ся жив. Причиной аварии послужила недостаточная путевая
устойчивость самолета 1[85].
Итальянский инженер С. Стоффанатти в 1936 г. построил ма-
ленький экспериментальный самолет SS-2. Это был цельнодере-
вянпый одноместный моноплан с полотняной обшивкой.. Само-
лет был снабжен двигателем мощностью 16 л. с. (12 кВт), при-
водившим во вращение толкающий пропеллер. Крыло и
переднерасположенное горизонтальное оперение имели треуголь-
ную форму в плане, что способствовало улучшению путевой
устойчивости и демпфированию продольных колебаний. Пример-
но по середине каждого полукрыла были расположены верти-
кальные кили. Рули направления, установленные на килях, по-
мимо своих основных функций могли отклоняться одновременно
в разные стороны, действуя в этом случае в качестве аэродина-
мических тормозов. Горизонтальное оперение было снабжено
щелевым рулем высоты. Для поперечного управления, как обыч-
но, применялись элероны. Самолет был установлен на трехколес-
ном шасси с носовым колесом.
Сообщения, появившиеся в авиационной периодике [65], гово-
рили об успешных полетах этого самолета. Отмечались, в част-
ности, легкий взлет самолета, короткий пробег (шасси с носо-
вым колесом позволяло осуществлять интенсивное торможение
без опасности капотирования), автоматический выход из срыва
на больших углах атаки.
116
На основе самолета SS-2 Стоффанатти построил туристский
самолет SS-3. Известно, что этот самолет был показан на авиа-
ционной выставке во Франции в 1937 г. [49], однако сведений о
его полетах обнаружить не удалось.
Год спустя после постройки самолета SS-2 в Италии появил-
ся еще один самолет схемы «утка». Его конструктор К. Бельтра-
ме стремился максимально уменьшить размеры самолета (не
случайно этот летательный аппарат получил название «Колиб-
ри») и предельно упростить управление им. «Колибри» (рис.
2.10) представлял собой миниатюрный одноместный моноплан
(масса пустого самолета составляла всего 70 кг) с толкающим
винтом. Планер был выполнен из дерева и полотна. Двухколес-
ное шасси велосипедной схемы имело управляемое переднее ко-
лесо.
Особенностью самолета Бельтраме была система управле-
ния — все управление осуществлялось цельноповоротным гори-
зонтальным оперением, расположенным впереди крыла. Для
управления относительно поперечной оси горизонтальное опере-
ние могло отклоняться вниз на 2,5° и вверх на 12,5°, причем углы
отклонения были рассчитаны так, что при любом положении
управляющей поверхности срыв потока наступал на оперении
раньше, чем на крыле. Боковое управление должно было дости-
гаться поворотом переднего крылышка относительно продольной
оси на угол 30° (как отмечалось, аналогичная идея была исполь-
зована ранее на самолете F-19). Единственным органом управ-
ления в кабине являлась ручка.
Никаких данных о результатах испытаний самолета «Колиб-
ри» и о продолжении работ в этом направлении нет, что косвен-
но свидетельствует о неуспехе его полетов.
Рис. 2.10. Самолет К. Бельтраме «Колибри»
117
Во Франции в 1936 г. Л. Клод построил цельнодеревянный
одномоторный двухместный самолет «Канар» (рис. 2.11) [19].
Как и итальянские конструкторы, Клод стремился создать
безопасный самолет, пригодный для пилотирования без прохож-
дения специальной подготовки. В конструкции этого самолета
были использованы многие принципы популярного в 30-е годы
французского самолета А. Минье «Пудюсьель» («Небесная
блоха»). Клод применил цельноповоротное переднее крыло, зна-
чительно разнесенное по высоте с задним. «Канар» был снабжен
тянущим пропеллером. Дифференциальные элероны, размещен-
ные на крыле, были связаны с передним горизонтальным опере-
нием и при повороте его на увеличение угла атаки отклонялись
вверх. Это должно было способствовать улучшению маневрен-
ности самолета, особенно на больших углах атаки. Исследования
на модели показали, что при одновременном отклонении руля
высоты и элеронов возможен полет под углом атаки около 55°.
Увлечение идеей «безопасного» самолета схемы «утка» не
миновало и нашу страну. В середине 30-х годов В. К. Грибов-
ский и В. Л. Моисеенко разработали проекты легких монопла-
нов с переднерасположенным горизонтальным оперением [16;
19]. Самолеты были рассчитаны на установку двигателя М-11 в
100 л. с. (74 кВт). В результате опытов с моделями выявилась
недостаточная путевая устойчивость этих летательных аппара-
тов, и оба проекта так и остались на бумаге.
В конце 30-х годов, на пороге второй мировой войны, инте-
рес к идее легкомоторного самолета личного пользования зна-
чительно снизился. Усилия авиационных конструкторов сосре-
доточились на проектировании новых боевых самолетов.
К моменту начала второй мировой войны аэродинамическое
совершенство винтомоторных самолетов приблизилось к своему
пределу. Некоторое увеличение скорости могло быть достигну-
то дальнейшим увеличением мощности двигателей, однако этот
118
путь вел к возрастанию взлетной массы, а следовательно, к
ухудшению маневренности и взлетно-посадочных характеристик.
Поэтому в различных странах были предприняты попытки ис-
пользования необычных схем для создания скоростных само-
летов.
Определенные преимущества при разработке военных само-
летов обещало использование схемы «утка». Применение гори-
зонтального оперения перед крылом позволяло уменьшить по-
требную площадь крыла и увеличить максимальную скорость
полетаРасположение горизонтального оперения в невозму-
щенном потоке способствовало улучшению продольной манев-
ренности; особенности схемы обеспечивали удобство размеще-
ния бомбовой нагрузки вблизи центра масс и позволяли приме-
нить несинхронизированное стрелковое вооружение в носовой
части фюзеляжа. (Последнее обстоятельство способствовало уве-
личению точности и скорострельности).
Первый военный самолет схемы «утка», SS-4, был построен
в Италии в 1939 г. на основе самолетов SS-2 и SS-3 и имел
сходную компоновку (рис. 2.12) [109]. Эта машина должна была
использоваться в качестве легкого истребителя и была воору-
жена двумя пушками калибра 20 мм. В ходе испытаний в
1941 г. самолет SS-4 потерпел аварию и больше не восстанав-
ливался.
В США в годы второй мировой войны также была предпри-
нята попытка создать истребитель схемы «утка». В 1940 г. ру-
ководство армии, стремясь найти новые пути повышения скоро-
сти винтомоторных самолетов, обратилось к самолетостроитель-
Рис. 2.12. Схема самолета Стоффатти SS-4
1 В отличие от обычной схемы в схеме «утка» на горизонтальном опере-
нии создается не отрицательная, а положительная подъемная сила. По оцен-
ке С. Гейта [79], в этом случае мог быть достигнут прирост ^ = 0,5. Следо-
вательно, при равных посадочных скоростях максимальная скорость полета
самолета схемы «утка» была бы примерно на 4% выше, чем у самолета с
заднерасположенным горизонтальным оперением.
119
Рис. 2.13. Схема самолета Кертисс ХР-55 «Асендер»
ным фирмам с предложением разработать ряд истребителей
необычных схем. В результате фирмой «Нортроп» был создан
рассмотренный в гл. 1 самолет схемы «бесхвостка» ХР-56, а
фирма «Кертисс» построила опытный истребитель схемы «утка»
ХР-55 «Асендер» (рис. 2.13) [62, с. 466—469].
Созданию самолета ХР-55 предшествовали испытания его
уменьшенного аналога CW-24B. Этот самолет был выполнен
из дерева и полотна и снабжен двигателем мощностью 275 л. с.
(202 кВт). Самолет CW-24B проходил испытания с конца
1941 г. по май 1942 г., в ходе которых самолет претерпел ряд
изменений, направленных в основном на повышение его путевой
устойчивости, в частности были установлены дополнительные
вертикальные кили.
Летом 1943 г. завершилась постройка первого самолета
ХР-55. Это был цельнометаллический одноместный низкоплан
со стреловидным крылом (35° по передней кромке). Располо-
женный в задней части фюзеляжа двигатель вращал толкаю-
щий пропеллер. Для обеспечения безопасного покидания само-
лета в воздухе пропеллер мог быть сброшен в полете по
команде из кабины. Воздухозаборник над двигателем и радиа-
тор под фюзеляжем образовывали вертикальное оперение. Вер-
тикальные кили были установлены также на крыле, примерно
на 3/4 его размаха. Кили были снабжены рулями направления.
К внутренней части крыла (до килей) крепились закрылки, к
внешней — элероны. Самолет имел трехколесное убирающееся
шасси с носовым колесом.
Первые полеты самолета ХР-55 выявили ряд проблем, свя-
занных с устойчивостью самолета схемы «утка» из-за большой
нагрузки на крыло. Во время одного из полетов в ноябре 1943 г.
120
летчик не смог вывести самолет из штопора и покинул его на
парашюте на высоте около 5 км. В связи с этим при испыта-
ниях второго экземпляра самолета ХР-55 был введен ряд огра-
ничений (в частности, запрещалось вводить самолет в срыв на
высоте менее 6 км).
Для улучшения управляемости самолета на больших углах
атаки конструкция третьего экземпляра самолета ХР-55 была
немного изменена — увеличен угол отклонения руля высоты, раз-
мах крыла возрос на 1,2 м, увеличена площадь элеронов. В но-
совой части фюзеляжа установили стрелково-пушечное вооруже-
ние. В 1944 г. самолет прошел испытания на стрельбы, были
замерены летные характеристики. Из-за недостаточно хороших
характеристик устойчивости в серийном производстве было
отказано.
В самом конце войны в Японии фирма «Куши-Хикокии» по-
строила опытный истребитель — «утку» J7W-1 «Шинден»
(рис. 2.14) [108, с. 84]. Самолет имел низкорасположенное стре-
ловидное крыло, к которому крепились закрылки, элероны и
вертикальные кили, двигатель за кабиной, толкающий пропел-
лер, трехколесное шасси с носовым колесом, пушечное вооруже-
ние в носовой части фюзеляжа и внешне весьма напоминал
истребитель ХР-55.
К моменту капитуляции Японии самолеты J7W-1 (всего было
построено два экземпляра) не вышли из стадии пробных по-
летов.
Единственный самолет схемы «утка» 40-х годов сугубо граж-
данского назначения был построен в СССР вскоре после окон-
чания Великой Отечественной войны. В пояснительной записке
к этому самолету было написано: «Самолет типа «утка» запроек-
тирован и построен нами как экспериментальный с целью про-
121
Рис. 2.15. Самолет МиГ-8 «утка»
верки устойчивости и управляемости машин данной схемы в
воздухе и проверки работы крыла с большой стреловидностью.
На самолете установлен толкающий винт, что дает возможность
проверить управляемость самолета на малых скоростях, при
отсутствии обдувки винтом. Это представляет интерес для само-
летов с чисто реактивными двигателями» [42].
Самолет получил обозначение МиГ-8 «утка». Это был трех-
местный моноплан цельнодеревянной конструкции с полотняной
обшивкой, закрытой кабиной и верхиерасположенным подкос-
ным стреловидным крылом (рис. 2.15). В качестве силовой уста-
новки использовался двигатель М-11 [38, с. 236—237].
МиГ-8 явился первым советским самолетом со стреловидным
крылом и одним из первых отечественных летательных аппара-
тов, имеющих трехколесное шасси с носовым колесом. Для
устранения опасности потери динамической устойчивости перед-
него колеса при движении по земле — так называемого «шим-
ми»— носовая стойка была снабжена масляным демпфе-
ром колебаний. Как известно, эти конструктивные решения ши-
роко применялись затем в реактивной авиации, в том числе и
на самолетах с маркой «МиГ». Испытаниям самолета МиГ-8
предшествовали продувки его модели в аэродинамической тру-
бе. Исследования показали, что самолет обладает удовлетво-
рительной путевой, но излишней поперечной устойчивостью.
В связи с тем, что это могло вызвать боковую неустойчивость
самолета типа «голландский шаг», крылу придали обратное
поперечное V в Г, а килевые шайбы развернули на 10° верх-
ними концами внутрь.
Первый полет самолета МиГ-8 состоялся в конце 1945 г.
Его выполнил один из старейших советских летчиков-испытате-
лей А. И. Жуков.
Впоследствии на самолете летал А. Н. Гринчик. В ходе
испытаний в конструкцию б!ыли внесены незначительные изме-
122
нения — вертикальные кили перенесли с концов крыла ближе
к центроплану, устранили фиксированные предкрылки на кон-
цах крыла. В целом полеты самолета МиГ-8 прошли вполне
успешно, отмечалась безопасность полетов на больших углах
атаки. После завершения испытаний самолет в течение несколь-
ких лет использовался как связной.
Все рассмотренные в данном разделе самолеты схемы «утка»
не вышли из стадии экспериментальных машин. Сравнение од-
нотипных самолетов схемы «утка» и классической схемы пока-
зывает, что первые, как правило, не обладали превосходством в
отношениях диапазона скоростей (рис. 2.16) и весового совер-
шенства (рис. 2.17). Это объясняется в первую очередь тем,
что многие отмеченные выше преимущества схемы с передним
горизонтальным оперением не удавалось реализовать на прак-
тике. Так, например, считалось, что использование схемы «ут-
ка» позволяет получить большие значения с^пос из-за наличия
положительной балансировочной силы на оперении. Однако,
как показали исследования, с помощью переднего горизонталь-
ного оперения удается сбалансировать самолет, у которого
Сушах крыла не более 2 [79], что делало невозможным примене-
ние высокоэффективной посадочной механизации крыла, напри-
мер двойных закрылков Фаулера. Это объясняется тем, что си-
ла, возникающая на крыле от действия закрылков, у самолетов
схемы «утка» имеет значительно большее плечо действия, чем
у летательных аппаратов других аэродинамических схем (из
^тах
Ъюс
10 -
9 -
8 -
7 -
AM-37 F45
А X
Г-4/?
х
4
3
г
jt-з
&
САМ-10
мм ® мзд
I i
1930 1940 191'0 1960
Годы
Цессна-210 „ 0 t, t
& О
PymaH)tbopu $зе"
1970 1960
Рис. 2.16. Сравнение диапазона скоростей маневренных самолетов схемы
«утка» и классической схемы:
ф — винтомоторные самолеты классической схемы; Q — винтомоторные самолеты схе-
мы «утка»; X — реактивные самолеты классической схемы; Д — реактивные самолеты
схемы «утка»
123
^пуст
\г-к<?
°'7 Г о 2 Ю-55
® ° ^р-40 о
Р-51
АИР-7
АИР-8
0,6 -
МиГ-6
о
„Спид Канарр
° ^/7азер-30Р
Цессна -210 Пайпер,,0ppcy-tf
$ ®
Ру тан „дари Озе"
-------1------L------1______[_.....L_
1930 1940 1950 I960 1970 I960
Годы
Рис. 2.17. Сравнение относительной массы конструкции маневренных само-
летов схемы «утка> и классической схемы:
• — самолеты классической схемы; ©—самолеты схемы «утка»
условия нормальной центровки хт «утки» равно примерно — 0,05,
т. е. находится впереди крыла, а у самолета обычной схемы
Хт = 0,20... 0,25). Эффективность рулей высоты оказывалась
недостаточной для компенсации возникающего при этом пикиру-
ющего момента.
Малое плечо действия вертикального оперения и значитель-
ный дестабилизирующий момент фюзеляжа «утки» заставили
заметно (иногда в 2 ... 3 раза) увеличивать площадь вертикаль-
ного оперения по сравнению с аналогичным параметром самоле-
тов обычной схемы. Это вело к возрастанию сопротивления и
массы летательного аппарата.
Не оправдали себя полностью и надежды на безопасность
полета самолета на больших углах атаки. Как отмечалось,
экспериментальный самолет Джи Би «Асендер» и истребитель
ХР-55 разбились в результате штопора. Существует мнение, что
первый экземпляр самолета F-19 потерпел катастрофу также по
причине штопора [50]. Кроме опасности штопора срыв потока с
горизонтального оперения вызывал потерю эффективности рулей
высоты и мог привести к интенсивному неуправляемому пикиро-
ванию.
Винтомоторные самолеты схемы «утка» не получили распро-
странения в авиации, однако некоторые особенности конструкции
(шасси с носовым колесом, стреловидное крыло) способствовали
накоплению опыта, который впоследствии был использован при
создании реактивных самолетов.
Современные винтомоторные самолеты схемы «утка». Завер-
шая рассмотрение развития винтомоторных самолетов схемы
124
«утка», отметим, что отдельные работы по созданию таких лета-
тельных аппаратов имеют место и в наши дни. Например, в 70-е
годы американский конструктор Б. Рутан построил ряд легко-
моторных самолетов с переднерасположенным горизонтальным
оперением. Некоторые из них — двухместные «Вари Вигген»,
«Вари Эзе» (рис. 2.18) и «Лонг Эзе» — стали весьма популярны
и строятся конструкторами-любителями разных стран. Данные
рис. 2.17 показывают, что Рутану удалось добиться малой отно-
сительной массы конструкции Ч
Легкие самолеты схемы «утка» в настоящее время строятся
также в ФРГ («Спид Канар»), Италии («Трензо»), Англии
(«Рэтлер») [89]. Последний из указанных аппаратов предлагает-
ся использовать в качестве сверхлегкого ударного самолета,
который можно быстро (за 15 мин) собрать из отдельных узлов
в непосредственной близости от зоны боевых действий.
Успешный опыт создания легкомоторных самолетов с перед-
нерасположенным горизонтальным оперением побудил некото-
рых конструкторов к использованию схемы «утка» при разра-
ботке более тяжелых машин коммерческого назначения — адми-
нистративных и пассажирских самолетов местных линий. Еще в
1971 г. в Англии был построен одномоторный самолет «утка»,
рассчитанный на перевозку шести пассажиров. Этот простой и
дешевый аппарат, LDA-1, имел прямое крыло с вертикальными
килями на концах, фюзеляж прямоугольного сечения, толкаю-
щий пропеллер. Двигатель внутреннего сгорания мощностью
160 л. с. (118 кВ) обеспечивал полет со скоростью немногим
Рис. 2.18. Схема самоле-
та Б. Рутана «Вари Эзе»
1 Надо, однако, отметить, что все самолеты Б. Рутана имеют большую
для своего класса машин нагрузку на крыло и значительную посадочную
скорость.
125
Рис. 2.19. Самолет Бичкрафт «Старший» 1
более 100 км/ч. Сейчас проходят испытания четыре само-
лета более совершенного типа —«Лазер» 300, «Старшип» 1
пияН гяоР’п <<Лвтек''1°0» (все —США) и «Аванти» (Ита-
. ия) [o9J. Все они снабжены двумя турбовинтовыми двигате-
лями с толкающими пропеллерами, пассажировместимость
составляет о—10 человек, крейсерская скорость — около 600 км/ч
В конструкции широко используются композиционные материа-
лы. Переднее крылышко самолета «Старшип» 1 не имеет обыч-
ных поверхностей управления. Оно сделано поворотным относи-
веР™кальной оси и может изменять угол стреловидности
от УО до 35 , а также снабжено закрылками для компенсации
момента тангажа при выпущенной посадочной механизации на
основном крыле.
В качестве достоинства коммерческих самолетов схемы «ут-
ка» указывается на меньший шум в кабине из-за сдвинутого
назад крыла и применения толкающих винтов.
Укажем еще на одну, необычную область применения винто-
моторных самолетов схемы «утка» в сегодняшней авиации,
о связи со значительным обострением энергетических и эколо-
гических проблем были предприняты попытки создания таких
vn ' помимо передней горизонтальной поверхности имеет также
гоРизо»таль„ное оперение. По сообщению фирмы «Пиаджио», зани
разработкой этого самолета, расположенная перед основным кры-
‘™ п0зеРХН0сть служит, главным образом, для автоматического вывода са-
полета из критических углов атаки.
126
самолетов, которые в полете вообще не расходовали бы горючего
или использовали неистощимые виды энергии. Прогресс в обла-
сти разработки новых материалов обеспечил появление ультра-
легких конструкций летательных аппаратов и позволил реализо-
вать древнейшую идею в истории авиации — идею мускулолета.
При разработке этих аппаратов вновь, как и 70 лет назад, воз-
никла задача поиска такой аэродинамической схемы, которая
позволила бы осуществить подъем в воздух при минимальной
затрате мощности. И снова для решения этой проблемы была
выбрана схема «утка» [87]. Эту схему имел самолет, совершив-
ший полет, единственным источником энергии которого были
мускулы пилота. Этот аппарат был построен американским кон-
структором П. Маккреди и получил название «Кондор».
Конструкция «Кондора» состояла из легкого алюминиевого
каркаса, полистироловых нервюр и пленочной обшивки. В каче-
стве органов управления использовались цельноповоротный руль
высоты впереди крыла и система перекашивания концов крыла.
Для лучшей управляемости аппарат был сцентирован так, что
не имел запаса статической устойчивости. Пилот с помощью
педалей и цепной передачи вращал толкающий пропеллер. Не-
смотря на большой размах крыла (28,6 м), масса пустого аппа-
рата составила всего 30 кг.
В августе 1977 г. на мускулолете «Кондор» удалось совер-
шить управляемый полет, траектория которого представляла
собой восьмерку, описанную вокруг двух шестов, установлен-
ных на расстоянии полумили (приблизительно 0,8 км) друг от
друга.
Менее двух лет спустя (12 июля 1979 г.) нилот Б. Аллен, вы-
полнивший полет в 1977 г., на мускулолете пересек пролив
Ла-Манш. Летательный аппарат «Альбатрос», также схемы
«утка» (рис. 2.20), представлял собой незначительно модифици-
рованный вариант «Кондора». Его масса была несколько боль-
ше, так как в качестве «горючего» для «мотора» на борт было
взято 2 л питьевой воды. Кроме этого, пилот имел миниатюрный
радиопередатчик. Весь полет занял 2 ч 49 мин, была пройдена
дистанция 37 км на высоте от 0,5 до 2 м.
Рис. 2.20. Мускулолет П. /Маккреди «Альбатрос»
127
Полеты на мускулолете требовали больших затрат энергии
и были доступны лишь очень тренированным людям. Поэтому
Маккреди снабдил свой новый сверхлегкий самолет схемы «ут-
ка» солнечными батареями. Солнечная энергия, преобразован-
ная во вращательное движение пропеллера, обеспечивала полет
аппарата. В августе 1980 г. на этом самолете пилот Д. Браун
выполнил полет по прямой дальностью около 3 км.
Самолет конструкции Г. Рохельтома (ФРГ) с силовой уста-
новкой на солнечных батареях, демонстрировавшийся на авиа-
ционной выставке в Ганновере в 1982 г., также имел схему
«утка». С момента постройки (1980 г.) на самолете было выпол-
нено около 50 полетов.
Опыт проектирования сверхлегких самолетов был использо-
ван при создании специального самолета для облета земного
шара без посадки и без дозаправки топливом в полете. Его кон-
структором был уже известный читателю Б. Рутан. Являясь
убежденным сторонником схемы «утка», он применил данную
компоновку и на этом экспериментальном аппарате. Самолет,
получивший обозначение «Вояджер» (рис. 2.21), имел две обте-
каемые гондолы по бокам фюзеляжа, в которых размещался
основной запас топлива. Крыло и переднее горизонтальное опе-
рение имели очень большое удлинение (33,8). На концах крыла
были установлены вертикальные поверхности для дополнитель-
ного уменьшения индуктивного сопротивления. Аэродинамиче-
ское качество «Вояджера» составляло рекордно большую для
самолетов величину — 34. Планер самолета был почти полно-
Рис. 2.21. Самолет Б. Рутана «Вояджер»
128
стью выполнен из композиционных материалов — панелей с
обшивкой из углепластика и сотовым заполнителем из органо-
пластика. Масса 1 м2 такой панели была чуть больше кило-
грамма. Большая жесткость панелей позволила свести к мини-
муму внутренний силовой набор, и масса конструкции самолета
составила всего 843 кг при максимальном взлетном весе
5137 кгс [91, с. 524]. В качестве силовой установки применялось
два поршневых двигателя жидкостного охлаждения — один, в
носовой части фюзеляжа, мощностью ПО л. с. (81 кВт), другой—
в 130 л. с. (97 кВт), был расположен за кабиной и вращал тол-
кающий винт.
После большого числа испытательных полетов 13 декабря
1986 г. «Вояджер» с экипажем два человека (Д. Игер и Д. Ру-
тан) и запасом топлива 3176 кг стартовал в кругосветный
беспосадочный перелет. Не обошлось без неприятных неожидан-
ностей: во время разбега тяжело груженный аппарат задел
крылом за ВПП и повредил концевые вертикальные поверхно-
сти, что привело к увеличению аэродинамического сопротивления
самолета на 3—4%; плохая погода на маршруте вынудила
экипаж совершать полет на высотах больше расчетных; за не-
сколько часов до посадки имели место перебои в работе заднего
двигателя. Однако все закончилось благополучно. Потеряв по
5 кг веса и на время оглохнув от постоянного шума во время
колета, Д. Игер и Д. Рутан благополучно приземлились, пре-
одолев расстояние в 42 000 км. Полет продолжался 9 сут. 3 мин.
и 44 с. Благодаря наличию на борту совершенной навигацион-
ной системы, позволявшей использовать попутные ветры, круго-
светный перелет длился на сутки меньше, чем ожидалось. Сред-
няя скорость составляла 190 км/ч.
Опыт создания «Вояджера» используется при проектировании
новых самолетов, над которыми работает сейчас Б. Рутан. По
мнению конструктора, после 2000 г. возможно появление транс-
портного самолета полностью композиционной конструкции,
имеющего дальность полета более 22 000 км [64].
2.2. РАЗВИТИЕ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ СХЕМЫ «УТКА»
Первые поднявшиеся в воздух самолеты имели схему «утка».
Примечательно, что в конструкции первого ракетоплана (пла-
нера с ракетным двигателем) также была применена данная
схема. Создателями этого летательного аппарата были М. Валье,
Ф. Зендер и'Ф. фон Опель (Германия). Установка в хвостовой
части фюзеляжа твердотопливных ракетных двигателей заста-
вила конструкторов отказаться от обычной аэродинамической
компоновки. В качестве альтернативы при создании ракето-
плана предлагались схемы «бесхвостка» и «утка». В результате
опытов с летающими моделями было установлено, что послед-
129
няя из указанных схем обеспечивает большую продольную
устойчивость.
Ракетоплан представлял собой весьма примитивную конст-
рукцию— моноплан с прямым подкосным крылом, расположен-
ным над открытой кабиной пилота и с шасси в виде лыжи. На
концах крыла были установлены вертикальные кили. В качестве
силовой установки использовались две пороховые ракеты конст-
рукции Зендера. Двигатели должны были срабатывать последо-
вательно. При установке ракет центр масс летательного аппара-
та сместился назад столь значительно, что, несмотря на заднее
расположение крыла, для уравновешивания кабрирующего
момента пришлось установить противовес на носу фюзеляжа.
После выгорания топлива балансировочный груз мог быть пере-
мещен назад или сброшен.
Испытания ракетоплана проводились в июне 1928 г. (летчик-
испытатель Ф. Штамер). В третьем полете продолжительностью
около одной минуты была достигнута дальность 1,5 км [78].
Однако четвертый полет едва не закончился катастрофой. Взлет
производился пошланерному, с помощью амортизатора. Через
две секунды после воспламенения горючего, когда аппарат был
уже в воздухе, двигатель взорвался и планер загорелся. Благо-
даря быстрому снижению летчику удалось сбить пламя и благо-
получно приземлиться, но в момент посадки замкнулись провода
электрозапала, изоляция которых обгорела, и воспламенился
заряд второй ракеты. Пожар удалось потушить, пилот не постра-
дал, но дальнейшие испытания не проводились.
В том же 1928 г. немецкая авиационная фирма «Рааб-Кат-
ценштейн» по заказу Ф. фон Опеля построила еще один само-
лет схемы «утка», предназначенный для полетов с ракетным
двигателем [17, с. 338]. Однако испытания ограничились рядом
полетов с обычным поршневым мотором.
В 1950-е годы авиация стала сверхзвуковой. Как отмечалось
в предыдущей главе, при создании первых сверхзвуковых само-
летов часто применялась схема «бесхвостка», позволявшая полу-
чить меньшее балансировочное сопротивление при М>1 по
сравнению с классической схемой. Как показали аэродинамиче-
ские исследования, еще большие преимущества при проектиро-
вании самолетов со сверхзвуковой крейсерской скоростью поле-
тов обещало применение схемы «утка». Расположенная перед
крылом горизонтальная поверхность создавала дополнительную
подъемную силу, которая компенсировала перемещение центра
давления крыла назад при скоростях, больших Мкрит. Это умень-
шало балансировочное сопротивление (Хбал), делало более ста-
бильными характеристики устойчивости и управляемости.
Первый самолет с турбореактивным двигателем и размещен-
ной впереди дополнительной горизонтальной поверхностью был
построен в 1955 г. французской фирмой Нор Авиасьон. Самолет,
130
Рис. 2.22. Схема самолета Нор Авиасьон «Гриффон» 1
получивший обозначение «Гриффон» 1, имел треугольное крыло.
Переднее крылышко, также треугольной формы, было установ-
лено вблизи основного крыла, выше его (рис. 2.22). Оно было
сделано неподвижным и выполняло две основные функции — на
малых скоростях полета действовало как щелевой предкрылок,
а на сверхзвуковой скорости служило для уменьшения переме-
щения аэродинамического фокуса. Управление осуществлялось,
как на «бесхвостке»,— элевонами на крыле и рулем направ-
ления
Второй опытный экземпляр — «Гриффон» 2 (1957 г.) — был
снабжен силовой установкой, представляющей собой комбина-
цию турбореактивного и прямоточного воздушно-реактивного
двигателя. Была достигнута рекордная скорость — 2330 км/ч.
Однако ввиду сложностей, связанных с применением турбопря-
моточного двигателя, в начале 60-х годов программа была пре-
кращена.
В 50-е годы в США велась разработка сверхзвукового
стратегического бомбардировщика, предназначенного для заме-
ны самолета В-52. Одним из претендентов на эту роль был про-
ектируемый фирмой Норт Америкен самолет В-70 «Валькирия»,
1 В связи с этим «Гриффон» нельзя в полной мере отнести к схеме «ут-
ка». Он, как и некоторые из описываемых ниже реактивных самолетов с
ПГО, по схеме является как бы промежуточным типом между «уткой» и «бес-
хвосткой».
131
рассчитанный на полет с М=3. В связи с появлением самолета
В-58 программа серийного производства В-70 была аннулирова-
на, но решено было построить два опытных образца без боевых
подсистем, предназначенных для проведения исследований по
созданию пассажирского сверхзвукового самолета.
Первый ХВ-70 был изготовлен в 1964 г. (рис. 2.23). Самолет
имел тонкое треугольное крыло с углом стреловидности по
передней кромке 65,5° и переднее горизонтальное крылышко
трапециевидной формы. Он был снабжен шестью турбореактив-
ными двигателями, его взлетный вес превышал 200 тс. ПГО
«Валькирии» в крейсерском полете служило для уменьшения
Хбал; в отличие от «Гриффона» оно было сделано поворотным,
обеспечивая оптимальное положение фокуса в зависимости от
числа М. Одновременно эта поверхность являлась и средством
взлетно-посадочной механизации. Снабженная отклоняемыми
вниз закрылками и расположенная на значительном расстоянии
от центра масс самолета, она эффективно компенсировала мо-
мент, возникающий при отклонении посадочных закрылков на
крыле (на ХВ-70 их роль выполняли зависающие элевоны).
Конструкция ХВ-70 отличалась значительной новизной. Ком-
поновка воздухозаборников под крылом позволяла использо-
вать скачки уплотнения для создания дополнительной подъем-
ной силы. Для улучшения путевой устойчивости самолета на
большой высоте концы крыла могли отклоняться вниз, образуя
дополнительное вертикальное оперение. В связи с большим
кинетическим нагревом при длительном полете с М=3, конструк-
Рис. 2.23. Самолет Норт Америкен ХВ-70 «Валькирия»
132
Рис. 2.24. Схема самолета SAAB J-37 «Вигген»
ция планера была изготовлена из сплавов титана и термостой-
ких сталей. Кабина самолета была снабжена индивидуальными
спасательными капсулами.
Второй из построенных ХВ-70 разбился при столкновении в
воздухе с сопровождающим его истребителем. Испытания пер-
вого экземпляра продолжались до 1969 г.
Первым реактивным самолетом схемы «утка», производящим-
ся серийно, стал шведский сверхзвуковой истребитель SAAB AJ-37
«Вигген» (рис. 2.24). В связи с географическими особенностя-
ми Швеции (сильно пересеченная местность с малым количест-
вом районов, пригодных для создания длинных взлетно-посадоч-
ных полос) одним из основных требований при создании само-
лета было требование возможности взлета и посадки на
предельно коротких дистанциях, а также взлета с автострад.
Этого удалось добиться путем применения схемы с передним
I оризонтальным оперением большой площади, создающим зна-
чительную подъемную силу. *
На «Виггене» горизонтальное оперение установлено в непо-
средственной близости от передней кромки крыла, несколько
выше ее. По сообщениям зарубежной печати, такая компоновка
обеспечивает благоприятное взаимодействие между вихрями,
образующимися в полете над горизонтальными поверхностями,
и способствует улучшению несущих свойств крыла и повышению
эффективности вертикального оперения [71]. На крыле располо-
жены элевоны, переднее горизонтальное оперение снабжено
133
закрылкамй для увеличения подъемной силы при взлете и по-
садке.
Испытания AJ-37 начались в 1967 г. Полеты показали, что
выбор аэродинамической компоновки оказался удачным. Диапа-
зон скоростей «Виггена» выше, чем у большинства других сверх-
звуковых истребителей (см. рис. 2.16), а дистанция взлета и
посадки не превышает 500 м. С 1971 г. «Вигген» состоит на
вооружении ВВС Швеции. Построено 329 самолетов.
Как известно, в настоящее время очень большое внимание уделяется ха-
рактеристикам маневренности боевых самолетов. Значительные перспективы
в деле повышения маневренности обещает применение близкорасположенного
к крылу ПГО, расширяющего диапазон летных углов атаки, в сочетании с прин-
ципом статически неустойчивого самолета.
Работы над такими конструкциями начались на рубеже 70—80-х годов,
вскоре после появления в США истребителя F-16 с системой искусственной ус-
тойчивости. Первые образцы высокоманевренного самолета с ПГО были созда-
ны на основе известного французского истребителя-«бесхвостки» «Мираж» 3.
Это самолеты: «Мираж» 4000 (Франция, 1979 г.), «Мираж» 3NG (Франция,
1982 г.), «Мираж» 3S (Швейцария, 1983 г.) [92]. Наибольшие отличия от про-
тотипа имеет самолет «Мираж» 4000 (рис. 2.25). Он обладает значительно
большей массой и размерами, снабжен двумя двигателями. В отличие от ос-
тальных указанных здесь машин его ПГО сделано подвижным и служит для
управления (совместно с элевонами на крыле). «Мираж» 4000 — первый са-
молет схемы «утка», имеющий систему искусственной устойчивости. Как и
в случае с «бесхвосткой», эта система, помимо улучшения характеристик ма-
невренности, позволяет увеличить су ПОс самолета-«утки».
Успешные испытания экспериментальных самолетов с ПГО позволили
приступить к созданию новых боевых образцов самолетов схемы «утка».
В 1986—1987 гг. совершили первые полеты три опытных самолета этого ти-
па — французский «Рафайл», израильский «Лави» и шведский «Грипен> [92].
Двухдвигательный самолет Дассо-Бреге «Рафайл» (рис. 2.26) предназ-
начен для замены стоящих на вооружении ВВС и ВМС Франции самолетов
«Ягуар» и «Крусейдер». Он снабжен поворотным передним горизонтальным
оперением, имеет трапециевидное крыло больших, чем у «Миража» 3, пло-
Рис. 2.25. Схема самолета «Мираж» 4000
134
Рис. 2.26. Самолет Дассо-Бреге «Рафайл»
щади и размаха. Передняя кромка крыла имеет переменную стреловидность.
Воздухозаборники двигателей расположены в нижней части фюзеляжа и обес-
печивают устойчивую работу силовой установки на больших углах атаки.
35% конструкции планера выполнено из композиционных материалов, в том
числе большая часть крыла, вертикальный киль, ПГО, створки шасси. Само-
лет оборудован цифровой системой активного управления, обеспечивающей
эксплуатацию статически неустойчивого аппарата. В состав пилотажно-на-
вигационного оборудования входит речевая система предупреждения лет-
чика
Серийный вариант «Рафайл» В должен иметь меньшие габаритные раз-
меры и меньшую массу. В случае принятия решения о серийном производст-
ве предполагается изготовить около 330 самолетов.
IAI «Лави» (рис. 2.27)—легкий однодвигательный штурмовик, спроек-
тирован для замены самолетов А-4 и «Кфир». Внешне этот самолет напо-
минает истребитель F-16, у которого горизонтальное оперение перенесено
вперед. ПГО — цельноповоротное, статически неустойчивый самолет обору-
дован системой активного управления. Стоимость «Лави» значительно прев-
зошла расчетную [54] и было решено не начинать его серийный выпуск.
Рис. 2.27. Самолет I АТ «Лави»
135
Рис. 2.28. Схема самолета JAS-39 «Грипен»
Многоцелевой однодвигательный самолет JAS-39 «Грипен» (рис. 2.28)
представляет собой развитие самолета «Вигген». «Грипен» отличается мень-
шими размерами и меньшей взлетной массой при лучших летных характерис-
тиках. Этому способствовало применение композиционных материалов (их до-
ля в конструкции планера — около 30%). Самолет снабжен системой искусст-
венной устойчивости. Для повышения маневренности крыло оснащено пред-
крылками, переднее горизонтальное оперение — цельноповоротное. Общая по-
требность в этом самолете, который должен заменить шведские истребители
«Дракен» и «Вигген», оценивается числом 400 экземпляров.
Интерес к реактивным самолетам схемы «утка» проявляет и английская
авиапромышленность. В 1986 г. в Англии построен двухдвигательный самолет
ЕАР (рис. 2.29), в создании которого принимала участие итальянская фирма
Аэриталия. По конструкции, размерам и весовым характеристикам ЕАР име-
ет много общего с французским «Рафайлом». Однако, как отмечается в печа-
ти, этот самолет имеет чисто экспериментальное назначение [92, с. 291—292].
Новые перспективы применения схемы «утка» в авиации открываются в
связи с работами по созданию самолетов с крылом обратной стреловидности
(концы крыла отклонены вперед), развернувшимися в настоящее время в США
и некоторых других странах.
Первые опыты по применению крыла обратной стреловидности проводились
еще в 20—30-е годы. Они были связаны с задачей обеспечения продольной ба-
Рис. 2.29. Схема самолета ЕАР
136
лансировки летательных аппаратов схемы «бесхвостка» (см. гл. 1). В 40-е годы,
когда на полеты скоростных самолетов начала оказывать влияние сжимаемость
воздуха, имели место попытки использовать крыло обратной стреловидности
для уменьшения волнового сопротивления. Такая форма позволяла увеличить
критическое число Маха и одновременно избежать срыва потока с концов кры-
ла, характерного для обычного стреловидного крыла. Крыло обратной стрело-
видности применялось на реактивном бомбардировщике классической схемы
Ju-287 (Германия, 1944 г.) [10, с. 88], в проектах винтомоторного истреби-
теля Норт Америкен RD-1410 (США, 1946 г.) и реакторного бомбардиров-
щика-«бесхвостки» Конвэр ХВ-53 (США, 1948 г.). Однако, как выяс-
нилось, применение такого крыла требует обеспечения очень высокой жест-
кости его конструкции, так как действие скоростного напора вызывает увели-
чение угла атаки концов крыла, что, в свою очередь, еще больше усиливает
крутку. С увеличением угла стреловидности этот эффект резко возрастал. При
существовавших в те годы конструкционных материалах достаточной жестко-
сти крыла можно было добиться только значительным увеличением его массы.
В настоящее время появились композиционные материалы, позволяющие
создать чрезвычайно жесткую и в то же время легкую конструкцию. В связи
с этим конструкторы вновь вспомнили о преимуществах крыла обратной стре-
ловидности.
Как показали исследования, наилучшие результаты были получены при
сочетании крыла обратной стреловидности и схемы «утка». Вихрь, сходящий
с переднего горизонтального оперения, расположенного вблизи крыла, за-
держивает срыв потока в корневой части крыла, препятствует распростране-
нию зоны срыва от корневой части к концам основной несущей плоскости.
Аэродинамические продувки позволили установить, что данная компо-
новка помимо улучшения срывных характеристик способствует уменьшению
волнового сопротивления на трансзвуковых скоростях полета примерно
на 20%.
С декабря 1984 г. в США испытывается экспериментальный самолет
Х-29А с крылом обратной стреловидности и переднерасположенным горизон-
тальным оперением (рис. 2.30). Он спроектирован фирмой Грумман. Крыло,
установленное под углом —30°, имеет тонкий сверхкритический профиль и
обшивку из композиционных материалов. Трапециевидное переднее горизон-
тальное оперение может изменять угол установки в диапазоне 60° и служит
для продольного управления. Его площадь составляет 20% площади кры-
ла. Самолет отличается большой степенью продольной статической неустой-
Рис. 2.30. Схема самолета Грумман Х-29А
137
Рис. 2.31. Самолет Рокуэлл XFV-12A
чивости и оснащен триплексной электродистапциопной системой управления,
которая должна осуществлять согласованное отклонение горизонтального опе-
рения, щитков и зависающих элеронов.
В процессе испытаний возник ряд проблем, связанных с пилотированием
самолета, в частности сложность выдерживания строя в полете с самолета-
ми сопровождения. Поэтому второй Х-29А будет иметь несколько изменен-
ную конструкцию. Отмечается также, что он будет снабжен противоштопор-
ным парашютом для испытаний на больших углах атаки [77].
Схема «утка» была использована при создании экспериментального сверх-
звукового самолета вертикального взлета и посадки американской фирмы Ро-
куэлл XFV-12A (рис. 2.31). Вдоль размаха обеих несущих поверхностей са-
молета располагались открывающиеся па взлетно-посадочных режимах по-
лета профилированные щели, в которые поступал воздух от двигателя и до-
полнительно эжсктировался окружающий воздух. Испытания самолета (на
привязи) выявили ряд трудноустранимых недостатков системы взлета и по-
садки, и дальнейшие работы не велись.
2.3. КРАТКИЕ ВЫВОДЫ
С момента создания первого самолета схема «утка» (1903 г.)
в различных странах мира (СССР, США, Англии, Франции, Гер-
мании, Италии, Швеции и Японии) было построено около
30 типов таких летательных аппаратов. Анализ работ в этой
области позволяет выделить два периода и ряд подпериодов в
развитии самолетов схемы «утка» (табл. 2.1), отличающихся
качественными изменениями в конструкции и характеристиках
летательных аппаратов, а также их различным целевым назна-
чением.
Самолеты схемы «утка» пока не получили широкого распро-
странения в авиации. Однако они сыграли заметную роль в
становлении и развитии самолетостроения. Нельзя забывать, что
именно эта схема была применена в конструкции многих «пер-
вых»— первого в мире успешно летавшего самолета (1903 г.);
первого поднявшегося в воздух гидросамолета (1910 г.); первого
ракетоплана (1928 г.); первого мускулолета, совершившего
маневр в воздухе (1977 г.); первого самолета, использующего
для полета энергию Солнца (1980 г.); первого самолета, обле-
138
Таблица 2.1
Периоды развития самолетов схемы «утка»
Период Подпериод Основная цель применения схемы «утка» Характерные особенности конструкции
I. Развитие винто- моторных самоле- тов схемы «утка» (начало XX в.— 40-е годы) 1. Начало XX в. 2. Конец 20-х годов — 30-е годы 3. Первая половина 40-х годов Обеспечение поле- та при малой энер- говооруженности Повышение безо- пасности эксплуа- тации Увеличение макси- мальной скорости полета Отсутствие установив- шейся компоновки — на- ряду с монопланноп при- меняется и бипланная схема. Вертикальное опе- рение нередко устанав- ливается впереди крыла. Применяется толкающий винт Монопланная схема с толкающим винтом. Трех- колесное шасси с носо- вым колесом Стреловидное крыло
II. Развитие реак- тивных самолетов схемы «утка» (на- чиная с 50-х годов до настоящего вре- мени) 1. 50—60-е годы 2. Со второй половины 70-х годов Уменьшение сопро- тивления в полете со сверхзвуковой скоростью; улуч- шение взлетно- посадочных харак- теристик Улучшение манев- ренности Треугольное крыло мало- го удлинения. Отказ от применения рулей высо- ты на горизонтальном оперении Целыюповоротное ПГО вблизи передней кромки крыла. Система искусст- венной устойчивости
тевшего земной шар без посадки. Такие конструктивные особен-
ности, характерные для самолетов схемы «утка», как трехколес-
ное шасси с носовым колесом, стреловидное крыло, цельнопово-
ротное горизонтальное оперение впоследствии нашли широкое
применение в реактивной авиации.
Достижения науки и техники последних лет — выявление
благоприятного влияния близкорасположенного переднего гори-
зонтального оперения на аэродинамические свойства крыла, соз-
дание систем искусственной устойчивости и т. п.— позволяют
значительно улучшить маневренность и взлетно-посадочные
характеристики самолетов схемы «утка», открывают новые пер-
спективы развития летательных аппаратов этой схемы.
Схемой «тандем» называется схема, при которой несущие
поверхности расположены вдоль продольной оси летательного
аппарата. Если угол атаки переднего крыла больше, чем зад-
него, то обеспечивается продольная балансировка самолета и
нет необходимости в применении горизонтального стабилиза-
тора 1.
Схема «тандем» — одна из самых старых в авиации. Еще в
1831 г. англичанин Т. Уолкер опубликовал проект мускулолета
с двумя расположенными одно за другим неподвижными
крыльями (рис. 3.1) [82]. Между ними должно было быть уста-
новлено машущее крылышко-пропеллер, приводимое в движение
человеком. Выбор схемы «тандем» в данном случае был обуслов-
лен, по-видимому, желанием разместить пропеллер в точке при-
ложения силы веса и аэродинамических сил.
Эксперименты с летающими моделями и воздушными змеями,
проводившиеся во второй половине XIX в., показывали, что
схема «тандем» обеспечивает хорошую продольную устойчи-
вость в полете, Одним из первых модель планера данной схемы
1 Не следует путать самолеты схемы «тандем» с самолетами с тандем-
ным расположением крыпьев и обычным хвостовым оперением (типа «Аэро-
дрома» С. Ленгли). Такой самолет является, по-существу разновидностью
самолета-биплана классической схемы.
140
испытал в 1893 г. русский изобретатель В. К. Герман. Очевидец
опытов, один из активнейших членов Воздухоплавательного от-
дела Русского технического общества, Е. С. Федоров, писал:
«Падение этого аэроплана, как легко убедиться, происходит под
весьма острым углом наклона к горизонту; опрокидывания его
вовсе не замечается» [11].
Вскоре после этого Е. С. Федоров на свои средства приступил
к строительству самолета схемы «тандем». Он имел пять
крыльев, расположенных уступом, одно выше другого (рис. 3.2).
Под крыльями имелась колесная тележка, на которой размеща-
лись пилот и двигатель. Крылья имели пружинную подвеску.
Для управления самолетом они могли поворачиваться с по-
мощью специальных тяг, перемещаемых пилотом. Для изменения
высоты полета они отклонялись одновременно, управление на-
правлением движения должно было осуществляться изменением
угла атаки крыльев только с одной стороны Ч
Самолет строился в течение нескольких лет. В 1903 г. он
был готов. На самолете установили бензиновый двигатель мощ-
ностью 10 л. с. (7 кВт). Попыток полета не предпринималось.
Рис. 3.1. Проект летательного аппарата Т. Уолкера
1 Архив АН СССР, ф. 1528, оп. 2, д. 113.
141
вый имел два монопланных крыла, планер Штепанека был
снабжен тремя крыльями — двумя впереди, одно под другим,
и одним сзади. Из-за конструктивного несовершенства этих
аппаратов они оказались неспособны к настоящим полетам.
В начале XX в. в воздух поднялись первые самолеты. Среди
большого разнообразия схем самолетов первого десятилетия
практического развития авиации встречается и схема «тандем».
В 1907 г. самолет этой конфигурации построил во Франции
Л. Блерио. В то время схема «тандем» благодаря своей хорошей
устойчивости была популярна среди французских авиамодели-
стов и, потерпев неудачу с монопланом схемы «утка», Блерио
решил выбрать для нового самолета эту компоновку. Самолет
(рис. 3.3) получил название Блерио-6 «Либеллула» («Стреко-
за»). Оба крыла имели одинаковый размах — 5,9 м и большую
поперечную V-образность. Сзади на фюзеляже имелся верти-
кальный киль и руль направления. На переднем крыле Блерио
установил элевоны в виде поворотных законцовок крыла. Так
как плечо их действия относительно центра масс было неболь-
шим, эффективность элевонов как рулей высоты оказалась
142
слишком мала. Поэтому конструктор был вынужден применить
одновременно балансирный способ управления — кресло пилота
было снабжено колесиками и могло перемещаться вперед и на-
зад вдоль кабины. Двигатель мощностью 24 л. с. (18 кВт) при-
водил в действие тянущий пропеллер.
Испытания Блерио-6 начались в июле 1907 г. Летчиками
были Л. Блерио и Л. Пейре. Ф. Фербер, один из пионеров фран-
цузской авиации, внимательно следивший за работами своих
соотечественников, писал: «На этом аэроплане были совершены
весьма удачные полеты от 100 до 150 метров и, по мнению всех
очевидцев, Блерио мог гордиться своими успехами. Но вместо
того, чтобы придать большую площадь рулю глубины (так тогда
называли руль высоты — Д. С.), изобретателю пришло в голову,
что аэроплан страдает от недостатка мощности, и он поставил
16-цилиндровый двигатель «Антуанетт» в 60 сил. Аппарат стал
немного тяжелее, но получил избыток мощности, не позволяв-
ший, однако, лучше, чем прежде, справляться с обусловленным
именно этим избытком стремлением аэроплана подыматься на
дыбы. Это и случилось 17 сентября, когда аэроплан поднялся до
высоты четвертого этажа, но спустился затем довольно круто.
У Блерио хватило присутствия духа, чтобы во время поднятия
передвинуться вперед с целью уменьшения угла атаки и во
время спуска — передвинуться назад с целью увеличения этого
угла. Благодаря этому он отделался только легкими ушибами
и аэроклуб присудил ему особую медаль за пройденное расстоя-
ние в 184 м» [32, с. 131 — 132].
После аварии Л. Блерио переделал самолет в моноплан
классической схемы — предшественник знаменитого Блерио-Х1,
на котором в 1909 г. он выполнил перелет через пролив
Ла-Манш.
Рис. 3.3. Самолет Блерио-6 «Либеллула»
143
Рис. 3.4. Самолет
С. К. Джевецкого
Незадолго до начала первой мировой войны был построен
еще один самолет схемы «тандем» [37, с. 112]. Его конструктор,
член Русского технического общества С. К. Джевецкий много
лет работал над созданием автоматически устойчивого самоле-
та, способного совершать горизонтальный полет без участия
летчика. Аппарат представлял собой двухместный моноплан-
тандем с толкающим винтом (рис. 3.4). Заднее крыло — трапе-
циевидное, с небольшими рулями направления на концах.
Для создания восстанавливающих моментов в полете оно имело
профиль с большим су, чем переднее, и было установлено под
меньшим углом атаки (угол продольного V между крыльями
составлял 3°). Переднее крыло, меньшее по площади, было пря-
моугольной формы. Консоли крыла могли вращаться вокруг
оси, выполняя роль рулей высоты и элеронов. Имелся также
вертикальный киль, установленный на задней части фюзеляжа.
Самолет был построен в 1912 г. во Франции, экспонировался
на Парижской авиационной выставке. При испытаниях положи-
тельных результатов не показал.
Таким образом, первые опыты с самолетами схемы «тандем»
оказались неудачными. Аэродинамические исследования, выпол-
ненные во Франции А. Эйфелем, показали, что применение этой
компоновки приводит к потере аэродинамического качества, так
как торможение и скос потока за передним крылом отрицательно
влияют на несущие свойства заднего крыла. Поэтому, несмотря
на хорошую продольную устойчивость, которую демонстрирова-
ли летающие модели схемы «тандем», самолеты данной конфи-
гурации долгое время не строились.
Интерес к схеме «тандем» вновь проявляется в 30-е годы.
Как отмечалось, в это время большое распространение получила
идея «массового» самолета — дешевого и безопасного аппарата,
управлять которым мог бы человек, обладающий лишь элемен-
тарными навыками пилотирования. В 1933 г. был построен
легкомоторный одноместный самолет этого типа, названный его
создателем А. Минье «Пу дю сьель» («Небесная блоха»). Само-
144
лет (рис. 3.5) имел схему «тандем», которая должна была
обеспечивать хорошую продольную устойчивость без горизон-
тального оперения, малочувствительность к изменениям цент-
ровки и автоматический выход из срыва (по тем же причинам,
что и схема «утка»). Необычной была система управления.
Переднее крыло, установленное над фюзеляжем, было сделано
поворотным вокруг своей продольной оси, чем обеспечивалось
управление в вертикальной плоскости. Оно имело профиль с
постоянным положением центра давления. Элероны отсутство-
вали, для поперечной устойчивости концы крыльев были откло-
нены вверх. Повороты в горизонтальной плоскости осуществля-
лись с помощью обычного руля направления. В отличие от преж-
них самолетов схемы «тандем» крылья на «Пу дю сьель» были
расположены очень близко друг к другу, переднее выше заднего.
При этом между ними образовывалась сравнительно узкая
щель, т. е. переднее крыло как бы выполняло роль щелевого
предкрылка. Самолет обладал очень малыми размерами и мас-
сой, конструкция была предельно упрощена. Он был снабжен
двухцилиндровым двигателем мощностью 18 л. с. (13 кВт) [90].
Минье много летал на «Пу дю сьель». Он опубликовал книгу
с описанием технических характеристик самолета, проводя
мысль, что это и есть тот самый дешевый, простой и безопасный
самолет, который можно легко построить и на котором может
летать каждый. Идея была подхвачена и более или менее точ-
ные копии самолета Минье вскоре появились во многих странах.
6—703
Рис. 3.5. Самолет А. ЛАинье «Пу дю сьель»
145
Рис. 3.6. Самолет Мобуссена «Эмиптер»
Общее число построенных самолетов превысило сто, в том числе
в СССР — около десяти машин [37, с. 515—517].
Но массовым самолетом «Пу дю сьель» ис суждено было
стать. Самолет оказался совсем по так безопасен, как ожидали.
Несколько человек погибло. Аэродинамические исследования
[109] показали, что из-за близкого расположения крыльев аппа-
рат статически неустойчив, а эффективность продольного управ-
ления недостаточна, чтобы вывести самолет из крутого пикиро-
вания. Более опасным, чем обычно, было управление самолетом
с помощью поворотного крыла, так как имела место слишком
резкая реакция на отклонение ручки управления, что вело к
опасности «раскачки» самолета малоопытным пилотом. Вскоре
в ряде стран был объявлен запрет на полеты самолетов типа
«Пу дю сьель».
А. Минье не был единственным, кто в 30-е годы пытался
применять схему «тандем» для создания «безопасного» самоле-
та личного пользования. В 1936 г. французский конструктор
Мобуссен изготовил одноместный самолет-тандем «Эмиптер»
(рис. 3.6) [90, с. 137]. Прообразом этой машины явился планер
Л. Пейре. Оба крыла этого планера были снабжены элевонами.
Благодаря большой мощности рулей аппарат мог маневриро-
вать при минимальной скорости, переходя от одного восходя-
щего потока к другому. На нем была достигнута рекордная
продолжительность полета — 3 ч 21 мин.
Взяв за основу конструкцию планера Пейре, Мобуссен по-
ставил перед собой задачу создать безопасный в отношении
штопора самолет. С этой целью органы управления (элевоны)
146
были размещены на заднем крыле, имевшем меньшии установоч-
ный угол атаки. На концах этого крыла были установлены так-
же вертикальные кили с рулями направления. Переднее крыло
было снабжено закрылками, которые отклонялись одновременно
с элевонами для управления по тангажу. Самолет с двигателем
мощностью 40 л. с. (29 кВт) развивал скорость до 160 км/ч,
максимальная продолжительность полета составляла 4 часа.
Близкую к «Эмиптеру» конструкцию имел одномоторный
самолет «Таупин». Он был снабжен двигателем мощностью
30 л. с. (22 кВт).
Незадолго до начала второй мировой войны были предпри-
няты попытки применить схему «тандем» в конструкции боевых
самолетов. В 1937 г. в Московском авиационном институте по
данной схеме был создан одномоторный опытный самолет-штур-
мовик «Ш-тандем» 1 (рис. 3.7)
П. Д. Грушин уже имел к этому
самолетов «тандем» — в
1935 г. Он построил легкий
самолет «Октябренок»,
представлявший собой усо-
вершенствованный вариант
самолета «Пу дю сьель» [37,
с. 516]. Компоновка «тан-
дем» с расположенными на
заднем крыле вертикальны-
ми килями позволяла раз-
местить в хвостовой части
фюзеляжа закрытую
стрелковую установку, обес-
печивающую надежную за-
щиту задней полусферы.
Заднее крыло, площадь ко-
торого составляла 45% пло-
щади переднего, было снаб-
жено элевонами; на перед-
нем крыле имелись закрыл-
ки. Экипаж два человека —
летчик и стрелок.
Испытания самолета «111-
тандем» дали неплохие ре-
зультаты, недостаточной бы-
ла лишь путевая устойчи-
вость из-за слишком малой
площади килей под крылом,
[38, с. 51]. Его конструктор
времени опыт проектирования
Рис. 3.7. Схема самолета П. Д. Грушина
«Ш-тандем»
147
1 Самолет имел и другие обо-
значения—«Тандем-МАИ», МАИ-3
6*
Рис. 3.8. Самолет Пайена Ра-112 «Флешер»
вынесенных из потока за винтом. После увеличения площади вер-
тикального оперения этот недостаток был устранен.
На основе самолета «Ш-тандем» П. Д. Грушин построил
штурмовик и ближний бомбардировщик ББ-МАИ той же схемы,
но несколько меньших размеров и с более мощным двигателем
[38, с. 51]. Самолет был оснащен выдвижной турельной стрелко-
вой установкой. Его максимальная скорость полета превышала
500 км/ч. Испытания ББ-МАИ, проводившиеся в 1941 г., были
прерваны началом Великой Отечественной войны.
Во второй половине 30-х годов созданием скоростных само-
летов схемы «тандем» занимался также французский конструк-
тор Пайен. Самолет Ра-112 «Флешер» (1938 г.) был спроектиро-
ван им как легкий истребитель. Переднее крыло имело трапецие-
видную форму, заднее — треугольную (рис. 3.8). На самолете
предполагалось установить два двигателя, вращающие соосные
винты. Ра-112 испытывался в варианте гоночного самолета с
одним двигателем в 400 л. с. (294 кВт). Испытания были неудар-
ны [128].
Во время второй мировой войны важную роль сыграло при-
менение морской авиации. Английские палубные истребители
«Си Харрикейн» и «Сифайр», являясь незначительно модифи-
цированными вариантами сухопутных самолетов, обладали
большой посадочной скоростью. Чтобы опускать эти самолеты в
палубные ангары авианосцев, необходимо было делать склады-
вающиеся крылья, что вело к увеличению взлетной массы.
Для устранения указанных недостатков английский конструк-
тор Д. Майлз разработал проект палубного истребителя схемы
«тандем». Площадь переднего крыла составляла 60% площади
заднего [63, с. 213—217]. Благодаря применению указанной
148
компоновки предполагалось уменьшить размер крыльев, что
позволяло делать их нескладывающимися, а одновременно от-
клоняемые вниз закрылки на передней и задней несущих по-
верхностях должны были обеспечивать малую скорость посадки.
Для проверки данной идеи на авиационной фирме, руково-
димой Майлзом, был построен экспериментальный самолет
М.35. Его первый полет состоялся в мае 1942 г. Самолет М.35
представлял собой цсльнодерсвянпый одноместный моноплан с
толкающим пропеллером (рис. 3.9). На передней несущей
поверхности были расположены рули высоты, на задней — эле-
роны. Кроме того, обе поверхности имели посадочные закрылки.
Вертикальное оперение было выполнено в виде шайб на конце
крыла. Интересной особенностью самолета была значительная
стреловидность законцовок основного крыла. Стреловидное
крыло способствовало улучшению путевой устойчивости и демп-
фированию продольных колебаний, позволяло увеличить плечо
действия вертикального оперения. Трехколеспое шасси с носо-
вым колесом было снабжено дополнительным колесом сзади,
предохраняющим от поломки пропеллер при посадке с большим
углом атаки.
Испытания самолета выявили значительную продольную
неустойчивость [63, с. 217]. Впоследствии с помощью изменения
центровки удалось несколько улучшить устойчивость самолета,
однако о получении заказа на постройку военной машины, ко-
нечно, не могло быть и речи.
Несмотря на неудачу с самолетом М.35, Майлз не оставил
своей идеи и в 1942 г. предложил проект двухмоторного бомбар-
дировщика близкой конфигурации. Летом 1943 г. был построен
самолет М-39В, представляющий собой уменьшенный в пять
раз прототип бомбардировщика [63, с. 236—238]. В отличие от
М.35 этот самолет имел уменьшенную площадь передней гори-
149
Рис. 3.10. Примерная зависимость аэродинамического качества (К) от отно-
сительной площади задней горизонтальной поверхности (53.г.п) при rnzc^=
= const и Су = const
зонтальной поверхности. Под основным крылом было установле-
но два двигателя, вращающие тянущие пропеллеры.
Полеты самолета М-39В показали вполне удовлетворитель-
ную устойчивость и управляемость самолета в широком диапа-
зоне центровок. Как и его предшественник, самолет М-39В имел
закрылки на обоих крыльях, с помощью которых можно было
сбалансировать самолет при любых положениях ручки управ-
ления.
Испытания самолета сопровождались рядом досадных не-
удач. В одном из полетов летчик при посадке забыл выпустить
шасси. Вскоре во время рулежки тяжелого самолета маленький
М-39В был опрокинут струей от винта и получил значительные
повреждения.
Опыт создания винтомоторных самолетов схемы «тандем»
свидетельствовал, что основными достоинствами данной конфи-
гурации является хорошая продольная устойчивость, широкий
диапазон допустимых центровок, высокая эффективность поса-
дочной механизации при одновременном отклонении вниз за-
крылков на переднем крыле и рулей высоты (элевонов) на зад-
нем. Некоторые самолеты схемы «тандем» неплохо летали (в
первую очередь это относится к конструкциям П. Д. Грушина).
Но все же, как показала практика, в отношении аэродинамиче-
ского совершенства самолеты этой схемы оказывались хуже, чем
летательные аппараты с обычным хвостовым оперением
(рис. 3.10) [23]. Это происходило из-за меньшего су заднего
крыла, «затененного» передним. Более сложным, по сравнению
с обычными самолетами, было достижение путевой устойчиво-
сти в связи с дестабилизирующим эффектом переднего крыла,
расположенного впереди центра тяжести самолета. В результа-
те летные свойства «тандемов» были, как правило, хуже, чем у
150
однотипных самолетов классической схемы. Сравнение самолета
Минье с советским легкомоторным самолетом 20-х годов «Буре-
вестник» С-4 показывает, что при той же мощности и близкой
массе скорость «Пу дю сьель» была 105 км/ч и потолок 1800 м,
а у «Буревестника» соответственно 140 км/ч и 5500 м [37, с. 517].
В отличие от самолетов схем «бесхвостка» и «утка» развитие
самолетов схемы «тандем» закончилось в середине 40-х годов.
«Бипланность» самолета «тандем» стала несовместимой со
скоростями полета реактивных аппаратов. Отдельные экземпля-
ры «тандемов» появляются сейчас только среди легких винто-
моторных самолетов, построенных авиаторами-любителями1.
* *
*
Разновидностью схемы «тандем» является схема с крыльями
замкнутого (кольцевого) типа. Если концы переднего крыла
отвести назад, а заднего — вперед, то они сомкнутся, образовав
фигуру в виде кольца или ромба.
Экспериментаторы впервые обратили внимание на свойства
кольцеобразного крыла в начале XX в. Опыты с простейшими
бумажными моделями, а затем и более совершенные экспери-
менты в аэродинамической трубе (Т. Ричардс, Англия [128])
показывали, что срыв потока с такого крыла протекает более
плавно, модель устойчиво и полого планирует. В связи с тем,
что в первые годы авиации недостаточная устойчивость была
одним из основных препятствий на пути развития самолетов,
неудивительно, что кольцевидное крыло привлекло внимание
авиаконструкторов.
Первым самолетом с кольцевым крылом был биплан немец-
кого инженера Ф. Хута (рис. 3.11) [128]. Самолет был построен
Рис. 3.11. Схема самолета Ф. Хута
1 Один из таких самолетов был, в частности, представлен на конкурсе
сверхлегких аппаратов, проходившем в Москве в 1987 г.
151
Рис. 3.12. Схема самолета Ц. Ли и Т. Ричардса
в 1908 г. и долгое время испытывался на аэродроме в Иогани-
стале. Попытки полетов были неудачными, главным образом
из-за неполадок в двигательной установке.
Более успешными были работы английских конструкторов.
Возглавил их Ц. Ли, охваченный, как и многие авиаконструк-
торы того времени, утопической идеей создания абсолютно
устойчивого и безопасного на всех режимах самолета. В начале
(1911 г.) был построен биплан, конструктором которого являлся
Д. Китчен I На аппарате был установлен двигатель мощностью
50 л. с., элероны располагались по бокам между крыльями. Са-
молет мог выполнять короткие полеты, которые, однако, не дава-
ли доказательств преимущества выбранной конфигурации
крыла.
В 1912 г. поднялся в воздух самолет конструкции Т. Ричард-
са и Ц. Ли. По сравнению с аппаратом Китчена он имел моно-
планное крыло, более мощный двигатель, трехколеспое шасси с
носовым колесом (рис. 3.12). Элеронов пе было, их функции
выполняли поверхности на задней кромке крыла, служащие так-
же рулями высоты. На этом самолете было выполнено много
полетов. Отмечалась недостаточная эффективность органов
поперечного управления из-за расположения их вблизи продоль-
ной оси самолета, продольная устойчивость и управляемость не
вызывали нареканий. Благодаря кольцеобразному крылу с ма-
лой нагрузкой на площадь самолет был способен плавно пара-
шютировать в случае отказа двигателя или других неисправно-
стей в полете. Эта замечательная особенность спасла жизнь
нескольким испытывавшим его летчикам [128].
Самыми успешными были полеты третьего «кольцеплана»
1 Патент № 5282 (Англия). 2.03.1912.
152
английских конструкторов (1914 г.) В отличие от предшествен-
ников он не имел поперечного V крыла, что улучшило управляе-
мость. До начала первой мировой войны самолет налетал
128 ч, его могли пилотировать люди, не имевшие опыта управле-
ния самолетом. Отмечалось, что на нем можно было безопасно
увеличивать угол атаки до 30° [7, с. 30].
К началу 20-х годов получила распространение теория
индуктивного сопротивления крыла. Она доказывала аэродина-
мические преимущества крыла большого удлинения. Кольцевое
крыло не обеспечивало высокого аэродинамического качества, и
самолетов с таким крылом больше не строили. Правда, время от
времени появлялись проекты самолетов с крылом замкнутого
контура — треугольной (Н. Ф. Левитский, СССР, 1925 г.1), ром-
бовидной (М. А. Кузаков, СССР, 1937 г.2; Уоррен и Янг, Англия,
1937 г.3) и более сложных форм (Антее, Германия, 1933 г.
[128]), однако они остались нереализованными. Для большин-
ства летательных аппаратов, предложенных в этих проектах,
характерны прямоугольные контуры крыла (рис. 3.13). Такое
крыло при аналогичных аэродинамических свойствах в произ-
водстве проще, чем кольцевидное. Как и авиаконструкторы нача-
ла XX в., авторы указанных проектов ставили своей целью соз-
дание безопасного в пилотировании самолета.
В последнее время крыло замкнутого типа вновь привлекло внимание
авиаконструкторов. Речь идет о проекте «Ринг Уинг» фирмы Локхид (США,
1982 г.) и проекте фирмы АСА Индастрис (США, 1985 г.). Первый из них
предусматривает создание пассажирского самолета с крылом в форме коль-
ца, однако, в отличие от описанных выше самолетов, кольцо расположено
вертикально (точнее — под углом 270° к вертикали) (рис. 3.14). В верхней
Рис. 3.13. Проект самолета М. А. Ку- Рис. 3.14. Проект самолета Локхид
закова «Ринг Уинг»
1 Патент № 170-16 (СССР). Заявл. 9.08.1925. Опубл, в Б. И., 1930, № 9.
2 А. с. № 58700 (СССР). Заявл. 28.04.1937. Опубл, в Б. И., 1941, № 1.
3 Патент № 508022 (Англия).
153
Рис. 3.15. Проект самолета с крылом с соединенными концами (США)
точке крыло соединяется с килем обратной стреловидности. По оценке фир-
мы, масса такого крыла примерно в два раза меньше, чем масса обычного
крыла при равной подъемной силе [88]. Диаметр крыла — 20,1 м, а общая
высота самолета «Ринг Уинг» по проекту составит 22,9 м. Это создает проб-
лему размещения самолета на аэродроме.
Проект самолета, разработанного фирмой АСА Ипдастрис, весьма на-
поминает самолет, предложенный пятьюдесятью годами раньше М. А. Куза-
ковым в СССР. Соединенное на концах крыло образует ромбовидный кон-
тур (рис. 3.15). Консоли переднего крыла соединены с фюзеляжем, заднего —
с вершиной киля. Автор этого проекта Д. Волкович отмечает, что данная
конфигурация позволяет получить меньшую массу крыла (на 22—65%, в за-
висимости от углов стреловидности) и более жесткую конструкцию, а рас-
пределение миделевых сечений самолета в соответствии с «правилом пло-
щадей»' — на 31% меньшее лобовое сопротивление на около- и сверхзвуко-
вых скоростях. Указывается также на возможность непосредственного уп-
равления подъемной и боковой силой с помощью синхронного отклонения
элевонов па переднем и заднем крыльях [129]1.
Для проверки правильности приведенных выше выводов фирма АСА сов-
местно со специалистами NASA готовит к испытаниям экспериментальный са-
молет JW-3.
1 Следует отметить, что несколькими годами раньше на эти и другие
преимущества крыла с соединенными на концах консолями указали советские
исследователи [22].
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
Технические данные винтомоторных самолетов схемы «бесхвостка»
Обозначение самолета Страна Год Длина м Раз- мах, м Пло- щадь кры- ла, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Макси- мальная скорость, км/ч Посадоч- ная ско- рость, км/ч Число мест
число мощность л. с. (кВт)
Данн D. 5 Англия 1910 6.2 14.0 49.0 705 1 50(37) 70 2
Данн D. 6 Англия 1911 6,4 11.0 21.4 — 1 50(37) 95 — 1
Моноплан Арну Франция 1912 — 10.0 — 400 1 55(41) — — 2
Биплан Арну Франция 1919 — 9,0 25.0 — 1 130(96) — — 1
Арну «Симплекс» Франция 1922 — — — — 1 320(236) 380 — 1
«Птеродактиль» 1 Англия 1925 — 13,7 21,7 370 1 30(22) ИЗ 65 2
So. А Швейцария 1926 5.0 10,0 17,5 540 1 40(30) 160 — 2
БИЧ-3 СССР 1926 3,5 9,5 20,0 230 1 18(13) — 40 1
«Шторх» 5 Германия 1929 3.8 12,4 18.5 250 1 8(6) 120 60 1
БИЧ-7 СССР 1929 4.7 12,1 30,0 850 1 100(74) 165 70 2
«Птеродактиль» 4 Англия 1931 5.6 13,4 24,0 955 1 110(81) 182 85 3
«Дельта» 1 Германия 1931 — 13,0 25,0 520 1 30(22) 155 50 2
БИЧ-7А СССР 1932 4.7 12.1 30,0 886 1 100(74) 165 70 2
AV-2 Франция 1933 3.6 12,9 20,0 345 1 34(25) 140 40 1
«Стабилоплан» 4 Румыния 1933 3.7 9.0 24,3 381 1 35(26) 147 73 1
«Эруп» 35 США 1933 4,8 5.7 19,0 350 1 37(27) 155 37 1
Go-147 Германия 1933 5.9 12.2 — 1145 1 240(177) 220 — 2
ХАИ-4 СССР 1934 4,2 12,0 21,3 850 1 100(74) 180 100 2
БИЧ-14 СССР 1934 5.8 16,2 50,0 1900 2 110(81) 160 711 5
«Птеродактиль» 5 Англия 1934 5.8 14,2 — — 1 665(482) — — 3
«Эруп.» США 1934 5,4 6.9 22.0 660 1 85(63) 185 48 2
«Эруп» 104 США 1935 5.8 6,7 26.0 550 1 70(52) 138 37 2
Самолет Кановы Италия 1935 5.0 5,0 13,6 300 1 40(29) 177 65 1
AV-10 Франция 1935 4,2 10,0 18,4 545 1 75(55) 165 60 2
«Эрроуплейн» США 1935 7,6 12,2 24,4 860 1 100(74) 176 65 2
Продолжение прилож. 1
Обозначение самолета Страна Год Длина м Раз- мах, м Пло- щадь кры- ла, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Макси- мальная скорость, км/ч Посадоч- ная ско- рость, км/ч Число мест
число мощность л. с. (кВт)
САМ-7 СССР 1935 7,0 9,5 20,0 1480 1 750(552) 5001 138 2
Но. 2М Германия 1935 — 16,5 — — 1 60(44) 230 50 1
DFS. 39 Германия 1936 5,4 9,6 13,5 600 1 75(55) 219 70 2
К-12 СССР 1936 10,3 21,0 73,0 4200 2 480(354) 220 77 3
ХАИ-З СССР 1936 6,0 22,4 78,6 2250 1 100(74) 130 65 10
Но. 5 Германия 1936 6,5 16,2 42,0 1250 2 80(59) 240 75 2
БОК-5 СССР 1937 4,8 9,9 23,4 785 1 100(74) 183 80 1
«Стрела» СССР 1937 6,2 3,5 13,0 630 1 140(103) 310 98 1
«Эрроубил» США 1937 — 11,2 24,6 1170 1 100(74) 185 65 2
БИЧ-20 СССР 1938 3,6 6,9 9,0 287 1 17(13) 140 65 1
DFS.40 Германия 1938 5,1 12,0 — — 1 100(74) — — 2
DFS.194 Германия 1939 — 9,3 17,5 — 1 100(74) — — 1
БИЧ-21 (СГ-1) СССР 1940 4,7 6,5 9,0 643 1 240(177) 4241 77i 1
ДБ-ЛК СССР 1940 9,8 21.6 57,0 9285 2 950(700) 488 155 4
N-1M США 1940 5,2 11,6 27,9 1360 2 65(48) — — 1
N-9M США 1942 — 18,3 — 3200 2 275(202) — .—. 1
ХР-56 США 1943 •—‘ — — — 1 2400 — 1
Но. 7 Германия 1943 7,8 15,2 44,0 3210 2 (1770) 240(177) 340 2
SE. 2100 Франция 1945 5,0 — 9,9 800 1 140(103) 230 — 2
ХВ-35 США 1946 16,2 52,4 372 73500 4 3000 /ПО1 605 1701 9
AV. 44 Франция 1965 5,0 10,7 19,8 680 1 (2210) 100(74) 210 2
AV. 50 Франция 1973 4,1 7,5 10,8 300 1 55(41) 220 —• 2
1 Расчетные значения.
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
Технические данные реактивных самолетов схемы «бесхвостка»
Обозначение Страна с ж та я Размах, м Площадь, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Максималь- ная скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч Практиче- ский потолок, км Дальность полета, км Число мест
к я ОЬ-ЭИЕт тяга, даН
DFS.194 Германия 1940 — 9,3 17,5 2100 ЖРД 1 300 550 — — — 1
Me-163В Германия 1942 57 9,3 19,4 4200 ЖРД 1 1700 880 170 12,2 90 1
МХ-324 США 1944 — 8,3 12,51 910 ЖРД 1 90 — — — — 1
ХР-79 США 1945 4,3 11,6 27,0 3940 ТРД 2 520 8152 — — — 1
Но.9 (Go. 229) Германия 1945 7,5 16,8 52,5 8500 ТРД 2 900 9452 145 15,62 19302 1
DH.108 Англия 1946 7,5 11,9 27,0 4000 ТРД 1 1360 560 — — — 1
AW.52 Англия 1947 11,2 29,4 122,0 14 830 ТРД 2 2270 800 — 15,2 2400 2
УВ-49 США 1947 16,2 42,4 372,0 96 800 ТРД 8 1870 835 — 117 8700 6
Х-4 «Бэтнэм» США 1948 7,1 8,2 16,0 3180 ТРД 2 725 1010 — — -- 1
F7U-1 «Катлэсс» США 1948 12,4 11,8 46,0 9600 ТРД 2 2500 ИЗО 192 14,0 1100 1
XF-92 США 1948 12,9 9,5 39,0 6800 ТРД 1 2450 1000 — — — 1
Авро 707 Англия 1949 12,9 10,4 — 4500 ТРД 1 1630 — 280 — — 1
YBR-49 США 1950 16,2 52,4 372,0 94 000 ТРД 6 2540 885 — — 5630 —
Боултон- Пол Р. 111 Англия 1950 8,0 10,2 27,0 4350 ТРД 1 2320 1030 185 — — 1
F4D-1 «Скайрэй» США 1951 13,2 И,2 52,0 9100 ТРД 1 6600 1000 — 15,0 1520 1
Продолжение прилож. 2
Обозначение Страна ч О Длина, м Размах, м Площадь, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Максималь- ная скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч Практиче- ский потолок, км Дальность полета, км Число мест
к число £ х к ь «
SAAB-210 Швеция 1951 9,1 4,9 — — ТРД 1 480 640 — — — 1
«Вулкан» Англия 1952 29,8 30,2 278,0 68 000 ТРД 4 4300 1100 — 17,0 — 5
XF-2Y «Си Дарт» США 1953 15,6 10,5 53,0 10 000 ТРД 2 2700 1060 100 — —- 1
F-102A «Дельта Деггер» США 1953 21,0 11,6 61,0 11 700 ТРД 1 6800 1500 240 — 1600 1
Фейри FD.2 Англия 1954 15,7 8,2 33,0 6000 ТРД 1 4300 1800 — 18,0 — 1
«Мираж» 1 Франция 1955 10,7 7,6 29,0 5000 ТРД 2 970 1900 — — — 1
J-35 «Дракен» Швеция 1955 16.0 9,4 50,0 12 600 ТРД 1 7900 2100 215 17,0 2600 1
F-106A «Дельта Дарт» США 1956 21,6 11,6 61,0 13 700 ТРД 1 11 000 2400 280 18,0 2300 1
F5D «Скайлан- с-ер» США 1956 15,2 11,2 52,0 11 300 ТРД 1 7300 1700 — 17,0 2000 1
«Дюран- даль» Франция 1956 11,8 6,5 22,0 4050 ТРД 1 4500 '1700 — 17,0 — 1
«Мираж» 3 Франция 1956 15,0 8,2 35,0 13 500 ТРД 1 6200 2300 180 17,0 3600 1
В-58 «Хаслер» США 1956 29,5 17,3 144,0 74 000 ТРД 4 7100 2500 — 17,0 6000 3
Продолжение прилож. 2
Обозначение Страна о Длина, м Размах, м Площадь, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Максималь- ная скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч Практиче- ский потолок, км Дальность полета, км Число мест
е S н число тяга, даН
НА-300 Испания 1958 — .— — — ТРД 1 2615 1660 — — — 1
CF-105 «Эрроу» Канада 1958 23,8 15,0 144,0 34 000 ТРД 2 13 600 2400 205 2о;о 2400 2
«Мираж» 4 Франция 1959 23,5 11,9 78,0 33 000 ТРД 2 6800 2300 — 20,0 5000 2
IA. 37 Аргентина 1960 11,0 10,0 48,0 4500 ТРД 1 1630 800 НО 11,0 2000 1
HP. 115 Англия 1961 13,7 6,1 40,0 2270 ТРД 1 900 480 — — 500 1
SR-71 США 1964 32,8 16,9 150,0 77 000 ТРД 2 16 000 3300 — 20,0 7000 2
ВАС. 221 Англия 1964 17,6 7,6 46,0 9000 ТРД 1 4300 1900 285 24,0 — 1
«Аналог» 144 СССР 1967 15,0 11,5 — 9000 ТРД 1 6000 2500 — 20,0 — 1
ТУ-144 СССР 1968 65,7 28,8 507,0 180 000 ТРД 4 20 000 2500 — 18,0 6500 3 эк.+ + 150 пасс
«Конкорд» Англия — Франция 1969 62,2 25,6 385,0 175 000 ТРД 4 17 260 2200 295 ,18'0 6500 3 эк.+ + 144 пасс.
«Милан» Франция 1970 15,5 8,2 35,0 14 000 ТРД 1 7200 2120 250 — 4000 I
«Мираж» 2000 1 Для TPJ] 2 Расчетны Франция 1Ф приведена е значения. 1978 тяга 1 14,4 за фо{ 9,1 )сажн< 41,0 ?м реж 15 000 име. ТРД 1 9000 2500 230 18,0 2000 1
ПРИЛОЖЕНИЕ 3
Технические данные винтомоторных самолетов схемы «утка»
Обозначение Страна о Длина, м Размах, м Площадь крыла, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Максималь- ная скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч Практиче- ский потолок, км Дальность полета, км Число мест
о о мощность л. с. (кВ
«Флайер» США 1903 6,4 12,3 47,4 340 1 12(9) 50 — — — 1
«14 bis» Франция 1906 9,7 11,2 52,0 310 1 50(37) 40 — — 1
«Блерио» 5 Франция 1907 — 7,8 13,0 236 I 24(18) — — — — 1
«Валькирия» 1 Англия 1910 6,7 10,4 17,7 300 1 35(26) 70 — — — 2
«Гидроавион» Франция 1910 8,5 14,0 17,0 475 1 50(37) 90 — — — 1
«Вуазен-Канар» Франция 1911 8,0 12,0 40,0 820 1 50(37) 70 — — — 3
«Канар-1 бис» Россия 1913 7,2 8,2 14,2 370 1 50(37) 100 — — — 1
F-19a «Энте» Германия 1930 10,0 14,0 29,5 1650 2 110(81) 145 83 4 — 4
Джи Би «Асендер» США 1931 4,9 11,6 329 1 26(19) — — — — 1
«Канар» Франция 1936 4,2 7,0 10,5 410 1 50(37) 175 50 4 850 2
SS-2 Италия 1936 6,1 15,8 20,1 320 1 16(12) 102 40 — — 1
SS-3 Италия 1937 6,0 12,8 — 220 1 38(28) 140 55 4 — 1
«Колибри» Италия 1937 3,6 6,1 4,5 160 1 18(13) 160 60 — 500 1
SS-4 Италия 1939 — — — — 1 960(706) 540 — — — 1
Продолжение прилож. 3
Обозначение Страна о Длина, м Размах, м Площадь крыла, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Максималь- ная скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч Практиче- ский потолок, км Дальность полета, км Число мест
число тяга, даН
ХР-55 «Асендер» США 1943 9,0 12,4 19,4 3500 1 1275 (940) 625 — 11 1000 1
J7W-1 «Шинден> Япония 1945 9,7 11.1 20,5 4930 1 2130 (1570) 750 — 12 850 1
МиГ-8 «Утка» СССР 1945 6,8 9,5 15,0 1150 1 100(74) 205 80 — — 3
LDA-1 Англия 1971 6,9 8,8 14,6 771 1 160(118) 1262 — — 480 6
«Вари Эзе» США 1975 4,3 6,8 5,0 475 1 60(46) 310 12 — 1200 2
«Спид Канар» ФРГ 1980 4,7 7,8 7,8 680 1 .116(85) 290 105 — — 2
«Лазер» 300 США 1981 9,0 12,6 21,4 2900 2 750(559) 4672 113 — 3500 —
«Старшип» 1 США 1986 14,1 16,5 — 6350 2 U 100 (735) 630 — ;12 .2900 10
«Автек» 400 США 1984 12,0 10,5 26,1 — 2 750(559) 6852 — — 4200 9
«Аванти» Италия 1986 14,1 13,8 15,8 4445 2 800(597) 7402 1,52 12,5 3900 10
«Вояджер» США 1984 8,74 33,8 33,7 5137 2 130(97) 110(81) 12402 — — 42 000 2
«Трензо» Италия 1987 6,9 10,5 18,01 750 1 100(74) — — — — 2
«Рэтлер» Англия 1987 — 4,4 10,9’ 500 1 80(59) 185 — — 950 2
1 Общая площадь горизонтальных поверхностей. 2 Крейсерская скорость.
ПРИЛОЖЕНИЕ 4
Технические данные реактивных самолетов схемы «утка»
Обозначение Страна о Длина, м Размах, м Площадь крыла, м-’ Взлетная масса, кг Двигатель Максималь- ная скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч Практиче- ский пото- лок, км Радиус дей- ствия, км Число мест J
число тяга, даН 1
«Гриффон» 1 Франция 1955 14,5 8,1 32,0 6750 1 3700 2200 241 — — 1
ХВ-70 «Валькирия» США 1964 57,6 32,0 585,0 205000 6 13800 3220 — 21 12000 2
AJ-37 «Вигген» Швеция 1967 16,3 10,6 62,2 15000 1 11800 2120 — 18 1000 1
Х-29А США 1984 14,6 7,9 17,2 7250 I 7250 1800 — 15,3 — 1
«Рафайл» А Франция 1986 15,8 1)1,2 47,0 14000 2 7120 2150 223 — — 1
«Лави» Израиль 1986 14,6 8,8 33,0 10000 1 9170 1900 — — 1100 1
ЕАР Англия 1986 14,7 11,7 52,0 14150 2 7550 2150 — — — 1
AJ-39 «Грипен» Швеция 1987 14,0 8,0 — 8000 1 8100 2350 — — — 1
ПРИЛОЖЕНИЕ 5
Технические данные самолетов схемы «тандем»
Обозначение Страна о Длина, м Размах, м Площадь крыльев, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч Практиче- ский пото- лок, км Дальность полета, км Число мест
число мощ- ность л. с. (кВт)
Самолет Федо- рова Россия 1903 6 6,5 26 — 1 10(7) — — — 1
Блерио-6 «Ли- бел л ул а» Франция 1907 — 5,9! 5,9 20,0 280 1 24(18) — — — — 1
Самолет Дже- вецкого Франция 1912 — 5,6 9,0 26,0 750 1 70(51) 105 — — — 2
«Пу дю съель» Франция 1933 3,5 6,0 4,0 10,0 200 1 18(13) 105 — 1,8 — 1
«Октябренок» СССР 1935 5,0 6,0 4,4 11,2 230 1 22(16) 112 55 2,0 — 1
«Эмиптер» Франция 1936 5,3 7,0 4,3 12,8 350 1 40(29) 160 40 3,8 540 1
Продолжение прилож. 5
Обозначение Страна о Длина, м Размах, м Площадь крыльев, м2 Взлетная масса, кг Двигатель Скорость, км/ч Посадочная скорость, км/ч
число мощ- ность л. с. (кВт)
«Таупин» Франция — — — 20,0 316 1 30(22) но 30
«Ш-тандем» СССР 1937 8,5 11,0 30,4 2560 1 930(683) 488 —
Ра-112 «Флешер» Франция 1938 6,7 4,2 6101 1 105(77) 460 80
«ББ-МАИ» СССР 1941 — --=* 22,0 3500 1 1050 (772) 508 —
М-35 «Либеллула» Англия 1942 6,2 6,1 6,2 12,5 840 1 130(96) — —-
М-39В Англия 1943 6,9 7,9 11,4 23,0 1300 2 130(96) 265 95
В числителе — размах
переднего крыла, в знаменателе — заднего.
Практический
потолок, км
800
1
2
1
1
1
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Бадягин А. А. Самолеты с горизонтальным расположением летчика
1938—1945 гг.//Из истории авиации и космонавтики. 1980. Вып. 40. С. 15—21.
1980. Вып. 40. С. 15—21.
2. Бадягин А. А., Макаров Ю. В. К истории самолетов с несущим фюзе-
ляжем//Из истории авиации и космонавтики. 1980. Вып. 40. С. 37—45.
3. Беляев В. Н. Новые бесхвостки//Самолет. 1935. № 1. С. 15—16.
4. Бенинг П. На пути к летающему крылу//Самолет. 1934. № 8—9. С.
17—18.
5. Берлин И. В силовом поле Октября//Наука и жизнь. 1979. № 12. С 44.
6. Бубенкин Б. Летательные машины легче и тяжелее воздуха. М.. 1910.
55 с.
7. Вейль А. Бесхвостые самолеты/Пер. с англ. М.: Изд. БНТ ЦАГИ, 1946.
98 с.
8. Гешвенд Ф. Общие основания устройства воздухоплавательного паро-
хода (паролета). Киев, 1887. 14 с.
9. Грацианский А. Н. О жизни и деятельности К. А. Калинина//Из исто-
рии авиации и космонавтики. 1973. Вып. 26. С. 98—112.
10. Грин В., Кросс Р. Реактивные самолеты мира/Пер. с англ. М.: Изд.
«Иностранная литература», 1957. 284 с.
14. Записки Русского технического общества, 1894. Вып. 4.
12. Королев С. П. Экспериментальный планер БИЧ-8 («Треугольник»).//
Самолет, 1931, № 11 —12. С. 36.
13. Костенко И. К. Летающие крылья. М.: Машиностроение, 1985. 101 с.
14. Котов В. В. Устройство самолетов-аэропланов//3аписки Русского тех-
нического общества, 1896. № 10. С. 49—54.
15. Кудрин Б. Первый полет на «крыле»//Юный моделист-конструктор,
1964. № 10. С. 5—8.
16. Ландышев Б. Проект самолета типа «утка»//Самолет, 1936. № 6. С.
31—33.
17. Лей В. Ракеты и полеты в космос/Пер. с англ. М.: Воениздат, 1961.
424 с.
18. Малиновский Л. П. Планеролеты//Техника воздушного флота, 1935,
№6. С. 26—51.
19. Моисеенко В. Л. Проект самолета «Утка»//Самолет, 1936. № 1. С.
28—92.
20. Пашковский И. М. Устойчивость и управляемость самолета. М.: Ма-
шиностроение, 1975. 328 с.
21. Полукаров Л. Б. 40 лет со времени завершения летных испытаний
самолета «Стрела» (1938 г.)//Из истории авиации и космонавтики. 1978.
Вып. 35. С. 117—123.
22. Пугачев Ю. Н,, Кузнецов Ю. В. Особенности крыла новой схемы//Воп-
165
росы проектирования и конструирования самолетов. Вып. 478. М.: Изд. МАИ,
1979. С. 62—67.
23. Ротин В. Е. Выявление альтернатив при выборе аэродинамической
схемы самолета//Вопросы проектирования самолетов. Вып. 448. М.: Изд. МАИ
1978. С. 21—29.
24. Соболев Д. А. Анализ развития самолетов схемы «бесхвостка» с
поршневыми двигателями (1900—1940 гг.)//Из истории авиации и космонав-
тики. 1980, Вып. 40. С. 129—145.
25. Спортивно-гоночный самолет СГ-1//Самолет. 1939. № 9. С. 23.
26. Стефановский П. М. Триста неизвестных. М.: Воениздат, 1968. 304 с.
27. Татаринов В. А. Ковер-самолет. Екатеринослав, 1898. 8 с.
28. Техника воздушного флота. 1946. № 10. С. 33.
29. Турчков А. Ф. Планеры ЦАГИ-1 и ЦАГИ-2 в свете проблемы бес-
хвостых самолетов//Техника воздушного флота. 1935. № 12. С. 19—65.
30. Тюккель В. Авиэтка «летающее крыло» БИЧ-20 «Пионср»//Самолет.
1938. № 3. С. 27.
31. Тяжелый бомбардировщик Нортроп ХВ-35 и развито бесхвостых са-
молета этой фирмы//Техпика воздушного флота. 1947. № 6, С. 22—24.
32. Фербер Ф. Авиация, ее начало и развитие. Киев, 1910. 274 в.
33. Фролов И. Ф. Вклад Р. Л. Бартини в авиационную пауку//Из исто-
рии авиации и космонавтики. 1976. Вып. 28. С. 7—11.
34. Циолковский К. Э. Новый аэроплан. Калуга: Изд. автора, 1929. 39 с.'
35. Черановский Б. И. Самолет «БИЧ-7» («Парабола»)//Самолет, 1930.
№ И. С. 26—28.
36. Черановский Б. И. Треугольники и парабола//Самолст, 1933. № 12.
С. 14.
37. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г.
2-е изд., перераб. и дон. М.: Машиностроение, 1978. 576 с.
38. Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР. 1938—
1950 гг. М.: Машиностроение, 1978. 440 с.
39. Шмелев Г. А. Безмоторное летание. М.: Авиахим. 1926. 186 с.
40. Шмелев Г. А. Состязания планеров в Ропе//Всстник воздушного фло-
та. 1922. № 12. С. 23—27.
41. Эвальд А. В. О наплучшем типе летательных машип//3авоевапие воз-
духа (Очерки по истории воздухоплавания). СПб., 1897. С. 185—238.
42. Эгенбург Л. Гадкий утснок//Моделист-конструктор. 1980. № 12. С.
12—15.
43. Юрьев Б. Н., Лесникова Н. П. Аэродинамические исследования//Тру-
ды ЦАГ14. 1928. Вып. 33. С. 332—335.
44. Яковлев А. С. Советские самолеты. 3-е изд., перераб. и доп. М.: Нау-
ка, 1979. 379 с.
45. Ader С. Brevet N 205155 сп date du 19 avril а М. Adcr pour un ap-
pareil ailc pour la navigation aerienne, dit «avion»//L’Aeronaute. 1909. An 42,
N 509. P. 102—108.
46. L’Aeronautique. 1932. N 163. P. 390.
47. L’Aerophile. 1912. An. 20. N 11. P. 253.
48. Les Ailes. 1935. N 743. P. 4—5.
49. Les Ailes. 1937. N 853. P. 6.
50. Air Trails. 1945. V. 23. N 5. P. 23—24.
51. All-jet bomber Air Force//Flight. 1948. V. 54. N 2083. P. 629—633.
52. Annals of the polymorth//Air International. 1975. N 4. P. 187—188.
53. Arata W. Very-large vehicles to be or...?//Astronautics and Aeronautics.
1979. V. 17. N 4. P. 20—25.
54. Aviation mag. int. 1987. N 934. P. 26—27.
55. L’avion sans queue,//L’Aerophile. 1922. An 30. N 7—8. P. 98.
56. Barnes C. Nicholas O. Preliminary flight assessment of the ВАС.
221 ogee-wing research aircraft//ARC Current Paper. 1970. N 1102. P. 1—5.
57. Batson A., Serby J. Experiments on the Westland-Hill Pterodactyl,
166
Mark IV//ARC Report. 1934. N 1577. P. 1—6.
58. Biechteler C. Weitere Messungen der Eigenschaften und Leistungen des
Flugzeuges Focke-Wulf F-19a «Ente» // Luftfahrtforschung. 1935. Bd 12. N 4.
S. 134—141.
59. Biot M., Jayne J. Horten tailess aircraft Ц CIOS Report. 1946. N 23/157.
P. 1—30. .
60. Bisgood P., O’Leory C. Interim report of low-speed flight tests of slen-
der-wing research aircraft (H. P. 115)//ARC Current Paper. 1966. N 838.
P. 1—6.
61. Bisiness Week. 1979. N 2581. P. 40.
62. Bowers P. Curtiss aircraft 1907—1947. London: Putnam, 1979. 640 p.
63. Brown D. Miles aircraft since 1925. London: Putnam, 1970. 420 p.
64. Bus and Commer Aviation. 1987. V. 60. N 2. P. 73—74.
. 65. Le «Canard» Stcfani SS.2 (Italie)//L’Aerophile. 1938. An. 46. N 11.
P. 247.
66. Cox R. Large aeroplanes//RAS journal. 1938. V. 6. N 7. P. 591—602.
67. Discussion on stability//RAS journal. 1913. V. 17. N 75. P. 235—244.
68. Dollfus C.. Bauche H. Histoire de 1’aeronautique. Paris: L’lllustration,
1932. 617 p.
69. Donlan J. An interim report on the stability and control of tailless air-
planes //NACA Report. 1944. N 796. P. 1—5.
70. Dunne J. The theory of the Dunne aeroplane//RAS journal. 1913. V. 17.
N 66. P. 83—102.
71. Engineering. 1967. V. 203. N 5269. P. 581—585.
72. Etrich-Taube. Liebau. 1914. 15 s.
73. Fauvel C. L’avion a «Aile Pure»//L’Aerophile. 1933. An 41. N 10. P.
310—312.
74. Fauvel C. Le probleme de l’avion sans queue et la solution aile volante
Fauvel//L’Aeronautique. 1936. An. 18. N 208. P. 178—184; N 209. P. 205—213.
75. Flight. 1948. V. 54. N 2080. P. 546.
76. Flight International. 1983. V. 123. N 3633. P. 62—63.
77. Flight International. 1986. V. 129. N 3994. P. 21.
78. Flugsport. 1928. N 13. S. 232—235.
79. Gates S. Notes on the tail-first aeroplane//ARC Report. 1951. N 2976.
P. 1—6.
80. Gates S., Hirst D. Some features of the earlier Pterodactyl design//
ARC Report. 1931. N 1423. P. 1—5.
81. Cheorghiu C., Zaganescu F. Din istoria industriei Romanesti. Aviatia.
Bucuresti: Albatros, 1979. 200 p.
82. Gibbs-Smith C. Aviation. An historical survey from its origins to the
end of World War II//London. HMSO. 1970. 316 p.
83. Glauert H., Gates S. The characteristics of a tapered and twisted wing
with sweep-back//ARC Report. 1928. N 1226. P. 1—4.
84. Hallion R. Lippisch, Gluhareff and Jones: the emergence of the delta
planform and origins of the sweptwing in the United States//Aerospace His-
torian. 1979. V. 26. N 1. P. 1 — 10.
85. Harrison R. Gee Bee Ascender//AAHS Journal. 1984. N 3. P. 190—191.
86. Hill G. The tailless aeroplane//RAS journal. 1926. V. 30. N 189.
P. 519-544.
87. A historic review of canard configuration//AIAA 12th Atmos. Flight
Meeh. Conf., Snowmass, Colo, Aug. 19—21. 1985. Collect. Techn. Pap. P.
306—318.
88. Interavia Air Letter. 1982. N 10088. P. 6.
89. Interavia Air Letter. 1986. N 11014. P. 6.
90. Jane’s all the world ircraft 1936. London: Jane’s publ., 1936.
91. Jane’s all the world aircraft 1986—1987 London: Jane’s publ., 1987.
846 p.
167
92. Kens K-, Nowarra H. Die deutschen Flugzeuge. 1933—1945. Munchen:
Lohmann, 1961. 817 s.
93. Lee G. Slewed-wing supersonic//Aeroplane. 1961. V. 81. N 2576. P.
240—241.
94. Lee G. Tailless aircraft design problems//RAS journal. 1947. V. 51.
N 434. P. 109—131.
95. Lickley R., Twiss L. The Fairy Delta 2//RAS journal. 1957. V. 61. N
559. P. 439—466.
96. Lippisch A. Das Problem des schwanzloses Flugzeuges und seine Wei-
terentwicklung zum Nurflugelflugzeug//ZFM. 1932. Jg. 23. N 22. S. 653—658.
97. Lippisch A. Tailless tailpiece//Air Enthusiast. 1972. V. 4. N 3. P.
136—138.
98. Lippisch A. Versuch mit neuartigen Flugzeughypen//ZFM. 1928. Jg. 19.
N 12. S. 274—281.
99. Lippisch A. Versuche mit schwanzlosen Flugzeugen//Flugsport. 1928.
№ 22. S. 418—427.
100. Marczinski W. Swanzlosscs Scgclflugzeug Rudolf Schul //Flugsport.
193,1. Jg. 23. N i7. S. 137—139.
101. Miller R., Sawers D. The technical development of modern aviation//
// London: Routledge and K. Paul, 1968. 351 p.
102. Munson K. Pioneer aircraft. 1903—1914. London: Blandford Press.
1969. 178 p.
103. Murray C. Full-scale research on a flying wing//Aircraft Engineering.
1948. N 5. P. 144—148.
104. Naugle R. Horton flying wing//Air Trails. 1947. V. 84. N 4. P. 36—
38, 112—114.
105. Nohring J. Flugerfahrrungen mit dem Versuchssegelflugzeug «Storch»
der Flugtechnischen Abtcilung der Rohn-Rossitten Gessellschaft//ZFM 1928.
Jg. 19. N. 1. S. 12.
106. Northrop J. Development of all-wing aircraft//RAS journal. 1947.
V. 51. N 430. P. 481.
107. Northrop J. Х-4-airforce transsonic lab//Flying. 1950. V. 46. N 3.
P. 28—29.
108. Preissner R. Flugzeuge mit Vorderflugeln // Flieger-Jahrbuch 1978.
Berlin: VEB Verlag, 1977. S. 82—88.
109. Rapport des services technigues francais sur le «Pou-du-ciel // L’Aero-
nautique. 1936. N 209. P. 202—204.
110. Report on automatic stability trial//RAS journal. 191L V. 15.
N 57. P. 15.
Г11. Research aircraft//Flight. 1946. V. 50. N 1969. P. 295—296.
112. Rogers J. Design of German supersonic DM-1//Aviation. 1946. V. 45.
N 12. P. 78—79.
113. Scherschevsky A. Das Parabelflugzeug «Parabola» В. I. Tsch.-7//Flug-
sport. 1931. Jg. 23. S. 496—499.
.114 . Schlink W. Der Rhon-Segelfliig-Weltbewerb//ZFM, 1922. Jg. 13. N 19—
20. S. 261—274.
115. Shanute O. Progress in flying machines//New York: Forney, 1899.
308 p.
116. Smelt R. A critical review of German research on high-speed air-
flow//RAS journal. 1946. V. 50. N 432. P. 899—934.
117. Smith G. Turbins and the flying wing//Flight. 1943. V. 43. N 1794.
P. 496—498.
118. Soldenhoff A. Schwanzloses Flugzeug Soldenhoff//Flugsport. 1931.
Jg. 23. N 25. S. 536—539.
119. Stephens A., Gohen I. Spinning of Pterodactyl Mark IV//ARC Re-
port. 1934. N 1576. P. 1—7.
120. Swanzlose Horten IID-Habicht//Flugsport. 1935. Jg. 27. N 16. S.
360—361.
168
121. Sweden’s double delta//Flight. 1952. V. 62 N 2276. P. 324.
122. Tailless achievement//Aeroplane Spotter. 1947. V. 5. N 184. P. 66—68.
123. Vought F7U «Cutlass» Ц Aero Digest. 1952. V. 64. N 1. P. 26—32.
124. Vuia Train. Realizarea zborulnui mecanic. Bucaresti: Tehnica, 1954.
158 p.
125. Waterman’s «Arrowplane»//Western Flying. 1935. V. 15. N 8. P.
13—14.
il26. Waterman’s W-5 «Arrowbile»//Aviation. 1937. V. 36. N 5. P. 32—34.
127. Wenk F. Neuere Flugzeuge der Segelflugzeugwerke G.m.b.H, Baden-
Baden//ZFM. 1922. Jg. 13. N 15. S. 213—214.
128. Weyl A. The biology of the flying saurces//Aeroplane. 1948. V. 74.
N 1914. P. 185—187.
129. Wolkovich J. The joined wing: an overview//Al A A Paper. N 85—
0274. P. 1—23.
130. XF-92A: the flying triangle//Flying. 1949. V. 45. N 3. P. 24, 63—64.
131. Zimmerman C. Characteristics of Glark Y airfoils of small aspect ra-
tios//NACA Report. 1932. N 431. P. 1—4.
ИМЕННОЙ УКАЗАТЕЛЬ
Авро (фирма) 75—76
Адер К. 9, 10, 45
Аллен Б. 127
Альберти 108
Антее 153
Армстронг-Уитворт (фирма) 72, 73
Арну Р. 26, 27
АСА Индастрис (фирма) 153, 154
Аэриталия (фирма) 136
БАК(фирма) 96
Барбер Г. 108—НО
Бартини Р. Л. 80, 91
Батлер Д. 6
Бельтраме К. 117
Беляев В. Н. 25, 26, 50, 51, 103
Бенинг П. Г. 22
Беррер Г. 24 102
Блерио Л. 107, 110, 142, 143
Борисов В. О. 49
Боултон-Пол (фирма) 82
Браун Д. 128
Бристоль (фирма) 9,7
Бурнелли В. 30
Бэрджис(фирма) 16, 46
Валье М. 129
Вейль А. 47
Вейс Д. 10, 11
Веле Ф. 10, 103
Венк Ф. 23
Воейков Ф. С. 45
Волкович Д. 154
Вуазен Г. 111
Вуйя Т. 10
Вульф Г. 114, 115
Гейт С. 119
Герман В. К- 141
Гешвенд Ф. Р. 6
Гота(фирма) 69
Гранвилл, братья 115
Грацианский А. Н. 49
Грибовский В. К- И8
170
Гринчик А. Н. 122
Грумман(фирма) 137
Грушин П. Д. 147, 148, 150
Данн Д. 14—16, 103
Дассо (фирма) 88, 89, 95, 98, 103, 134, 135
Де Хевилленд(фирма) 69, 70
Диль и Баклан (фирма) 30
Дуглас (фирма) 83, 86
Ждевецкий С. К. (144)
Жуков А. И. 122
Зендер Ф. 129
Зольман И. 108, 109
ИАИ (фирма) 135
Игер Д. 129
Калинин К. А. 49, 50
Канова Ф. 40, 41
Кейли Д. 104
Кертисс (фирма) 120
Китчен Д. 152
Клод Л. 118
Кокс Р. 53
Колвер (фирма) 84, 85, 89, 103
Королев С. П. 35, 80
Котов В. В. 12, 103
Кудрин Б. Н. 33
Казаков М. А. 153, 154
Куппер А. 46
Куши-Хикоки (фирма) 121
Лазарев А. А. 53, 54
Ландверлин Г. 24, 102
Л свитский Н. Ф. 153
Лонгли С. 140
Ли Ц. 152
Лилиенталь О. 105
Липпиш А. 19—21, 24, 33, 34, 36, 37, 59, 65, 66, 81—83, 103
Локхид (фирма) 91, 97, 99, 153
Луврие Ш. 6
Майлз Д. 148, 149
Макгинти В. 44
Маккреди П. 127, 128
Мартин-Бейкер (фирма) 87
МиГ (фирма) 122, 123
Минье А. 118, 144—146
Михаил Ф. 38
Мобуссен 146
Можайский А. Ф. 104
Моисеенко В. Л. 118
Москалев А. С. 41, 47, 77—79, 102, 103
Неждановский С. С. 12, 13, 30, 102, 103, 105
Нор-Авиасьон (фирма) 130, 131
171
Норт-Америкен (фирма) 131, 132
Нортпроп (фирма) 59—63, 67, 70, 71, 74, 99, 120
Ныопор (фирма) 16, 48
Опель Ф. 129, 130
Пайен 148
Пейре Л. 143
Пено А. 7, 8, 102, 104
Пиаджио (фирма) 126
Путилов А. И. 52, 55
Рааб-Катценштейн (фирма) 130
Райт О. 15
Райт, братья 104, 105, 107
Расторгуев В. Л. 45
Ричардс Т. 151, 152
Рскуэлл (фирма) 138
Рохельтом Г. 128
Рутан Б. 125, 128, 129
Рутан Д. 129
СААБ (фирма) 91, 133
Сантос-Дюмон А. 104, 106, 107
Сеньков А. А. 35, 36
Смит Р. 83
Сольденхофф А. 21
Стаут В. 311, 102
Стефановский П. М. 38, 51, 54
Стоффапатти С. 116, 117, 119
Сюд-Уэст (фирма) 88
Таскаев А. П. 79
Татаринов В. А. 6
Уолкер Т. 140, 141
Уоллис Б. 76
Уотерман В. 43, 44
Фабр А. 111, 112
Федоров Е. С. 141, 142
Фейри (фирма) 87
Фербер Ф. 143
Фовель Ш. 27—29, 35, 103
Фокке В. 108, 114
Фокке Г. 114
Харгрейв Л. 13, 142
Харт Р. 6, 102 '
Хейнеман Э. 83
Хилл Г. 16—19, 46
Хортен, братья 33,, 56—59, 68, 69, 103
Хортен Р. 33, 34
Хофф Т. 44
Хоффман Р. 40, 41
Хут Ф. 151
Циммерман Ч. 39
172
Циолковский К. Э. 52, 53
Чанс Воут (фирма) 71
Черановский Б. И. 31—35, 39, 44—45, 48, 52, 53, 80, 90, 91, 103
Чижевский В. Л. 38, 52
Шиуков А. В. 110, 111
Шнейдер С. 40
Штамер Ф. 130
Штейгер-Кирхгоффер К. 23
Штепанек Ф. 142
Шуль Р. 24
Эвальд А. В. 11
Эдвардс Э. 6
Эйфель А. 144
Эллехаммер Я. 7
Этрих И. 10—11, 103
Юнкере Г. 30
Янг 153
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие........................................................... 3
Глава 1
Самолеты схемы «бесхвостка»
1.1. Зарождение идеи летательного аппарата схемы «бесхвостка» ... 5
1.2. Развитие винтомоторных самолетов схемы «бесхвостка»......... 13
1.2.1. Создание первых экспериментальных самолетов и
планеров схемы «бесхвостка»............................ 13
1.2.2. Попытки практического применения винтомоторных
самолетов без горизонтального оперения................. 43
1.3. Развитие реактивных самолетов схемы «бесхвостка»................ 64
1.3.1. Развитие реактивных самолетов схемы «бесхвостка»
со стреловидным крылом................................. 64
1.3.2. Развитие сверхзвуковых самолетов схемы «бесхвост-
ка» с треугольным крылом малого удлинения .... 77
1.4. Краткие выводы.................................................. 99
Глава 2
Самолеты схемы «утка»
2.1. Развитие винтомоторных самолетов схемы «утка»...................104
2.2. Развитие реактивных самолетов схемы «утка»......................129
2.3. Краткие выводы..................................................138
Глава 3
Самолеты схемы «тандем». Самолеты с крылом кольцевого типа
Прил о же ни я: 1. Технические данные винтомоторных самолетов
схемы «бесхвостка»................................................ 155
2. Технические данные реактивных самолетов схемы
«бесхвостка» ................................... 157
3. Технические данные винтомоторных самолетов
схемы «утка».................................... 160
4. Технические данные реактивных самолетов схемы
«утка».......................................... 162
5. Технические данные самолетов схемы «тандем» . . 163
Список литературы ............................................. 165
Именной указатель..................................................170
ПРОИЗВОДСТВЕННОЕ ИЗДАНИЕ
СОБОЛЕВ Дмитрий Алексеевич
САМОЛЕТЫ ОСОБЫХ СХЕМ
Редактор Педченец И. Л.
Обложка художника И. Н. Лыгина
Художественный редактор В. В. Лебедев
Технический редактор И. В. Малыгина
Корректоры И. М. Борейша, О. Ю. Садыкова
ИБ № 6067
Сдано в набор 19.08.88. Подписано в печать 22.03.89. Т-04729. Формат 60Х90’/1б. Бумага
типографская № 1. Гарнитура литературная. Печать высокая. Усл. печ. л. 11,0. Усл.
кр.-отт. 11,25. Уч.-изд. л. 11,18. Тираж 20 000 экз. Заказ № 703. Цена 60 к.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство «Машиностроение»,
107076, Москва, Стромынский пер., 4.
Московская типография № 8 Союзполиграфпрома при Государственном комитете СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли, 101898, Москва, Центр, Хохлов-
ский пер., 7.
УВАЖАЕМЫЕ ЧИТАТЕЛИ!
Издательство «Машиностроение» в 1990 году выпустит в свет
следующие книги.
Виноградов Р. И., Пономарев А. Н. Развитие лета-
тельных аппаратов мира. — 20 л.: ил. — (В пер.).
Даны описание и анализ развития летательных аппаратов тя-
желее воздуха. Рассказано о наиболее интересных конструкциях
самолетов СССР, США, Франции, Великобритании и других стран
мира. Рассмотрены самолеты как военного, так и гражданского
назначения, аэродинамические компоновки сверхзвуковых само-
летов и их конструктивные схемы (в том числе самолетов корот-
кого взлета и посадки).
Для научных работников. Будет полезна авиационным инже-
нерам и читателям, интересующимся историей авиационной тех-
ники-
Красильщиков А. П. Планеры СССР: Справочник. — 20 л.:
ил. — (В пер.).
Содержит сведения о развитии конструкций отечественных
планеров от зарождения практического планеризма до наших
дней. Даны особенности конструкций деревянных, металлических
и пластиковых планеров. Отражены вопросы проектирования,
производства и летных испытаний планеров. Описаны спортивные,
экспериментальные и десантно-транспортные планеры, выдающи-
еся и уникальные полеты (испытания планера на флаттер с его
разрушением в воздухе, полет советских планеров в районе
Северного полюса и др.), а также участие планеристов в Великой
Отечественной войне.
Для авиационных специалистов. Справочник будет полезен
читателям, интересующимся историей авиационной техники.
60 коп
«Пойдем
с крылом
кольцевого типа
Классическая схема самолета —
с фюзеляжем,
оперением позади крыла
и другим непривычным и
элементами конструкции —
ни на одном этапе развития авиации
не была единственной.
Постоянные поиски новых путей
в развитии самолета привели
к появлению таких схем, как
«Ргка»
Историко-техническому анализу
многолетнего опыта
создания таких самолетов
и посвящена эта книга.