История конструкций самолетов в СССР до 1938 г.

"Сталь-6" - экспериментальный самолет со многими элементами новизны. Автор его Роберт Людовикович Бартини, итальянец, политэмигрант, работавший в нашей стране с 1924 г., образованнейший талантливый конструктор.

Схема самолета - низкоплан, одноместный, на одноколесном шасси, с убираемым колесом и паровым охлаждением невысотного двигателя "Кертис-Конкверор" в 660/680 л. с. Идея этого самолета была предложена Р. Л. Бартини весной 1930 г. в ЦКБ, там она обсуждалась и была принята. В то время еще не было самолетов с полностью убираемым шасси, было только "полуубираемое" назад шасси в свободнонесущем моноплане.

Бартини впервые у нас предложил убирать шасси полностью, сделать самолет на одном колесе (зимой - на одной лыже) и прятать колесо в фюзеляж, а лыжу прижимать вплотную к фюзеляжу. Под концами крыла были небольшие убираемые костыли, обычный костыль был неориентирующийся. Колесо 800 Х 200 мм помещалось между двигателем и педалями и убиралось подъемом назад посредством ручного тросового привода. Поскольку источником значительного лобового сопротивления был радиатор, Бартини предложил, впервые в СССР, применить паровое испарительное охлаждение, как в гоночных самолетах. Конденсатором служила двойная обшивка крыла снизу от переднего лонжерона через носок и по всей верхней стороне до щели элерона.

Конструкция самолета была смешанная. Применялись материалы, обеспечивавшие наименьшую массу. Каркас фюзеляжа был форменный сварной из труб ХМА, его обшивка в хвостовой части - фанерная, прикрепленная к легкому каркасу из Л-профилей посредством фасонных шайб на контактной сварке. Обшивка носовой части - из альтмага, а частично ее образовывали маслобаки, сваренные из листового электрона.

Полки лонжеронов крыла были сделаны из пучка труб ХМА диаметром 18 Х 16,5 мм с пределом прочности sтв = 100 кгс/мм2. В центральной части пучок состоял из семи труб, потом их оставалось пять, потом - три и на конце - одна труба. Раскосы и форменные нервюры крыла и оперения были сделаны из соответствующих профилей типа Л из стали Энерж-6 разной толщины, как и вся обшивка крыла, на точечной и роликовой электросварке. Применялась и пайка для герметичности конденсатора.

В управлении самолетом также были элементы новизны. Было осуществлено управление рулями высоты с переменным передаточным числом, устанавливаемым летчиком от руки в зависимости от скорости самолета и дающим изменение усилий на ручке в желаемых пределах. Интересно, что это устройство осталось тогда неизвестным другим ОКБ и спустя десять лет было сделано повторно ЦАГИ и ЛИИ и ими испытано в 1944 г. как новое изобретение.

В самолете "Сталь-6" было много оригинального и непривычного, но получился он удачным. Осенью 1933 г. самолет с успехом прошел испытания. Летали А. Б. Юмашев и П. М. Стефановский. Разбег и взлет на одноколесном шасси удавались блестяще, не было никакого рыскания. Так же удачна была и посадка. Скорость у земли была 420 км/ч, впервые достигнутая в СССР и в то время, когда серийные истребители И-5 достигали всего 260-270 км/ч, а опытные И-15 и И-16 еще не вышли в свет. В то время были нужны и уже возможны стали истребители со скоростями 400-450 км/ч. Тактико-технические требования (ТТТ) на них были составлены ВВС, но Главное управление авиационной промышленности (ГУАП) не бралось строить их, многие не знали о самолете "Сталь-6", а некоторые не верили сообщениям о нем.

На одном специальном совещании в Наркомвоенморе с участием К. Е. Ворошилова и Г. К. Орджоникидзе представитель ГУАП доказывал невыполнимость ТТТ. Его поправили, сообщив ему, что такой самолет существует и его конструктор Бартини присутствует на совещании. Орджоникидзе распорядился требования принять и такие самолеты заказать. ГВФ было поручено выпустить "Сталь-6" в варианте истребителя. Так возникло задание на самолет "Сталь-8".


Самолет <Сталь-6>
Год выпуска 1933
Двигатель, марка <Кертис-Конверор>
   Мощность, л.с. 660
Длина самолета, м 6,88
Размах крыла, м 9
Площадь крыла, м2 14,3
Масса пустого, кг 850
Масса топлива+ масла, кг 130
Масса полной нагрузки, кг 230
Полетная масса, кг 1080
Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 77
Удельная нагрузка на мощность, кг/лс 1,6
Весовая отдача, % 21
Скорость максимальная у земли, км/ч 420
Скорость крейсерская на высоте, км/ч 120
Скорость посадочная, км/ч 110
Время набора высоты
   1000м, мин 0,8
   2000м, мин 2
Потолок практический, м 8000
Продолжительность полета, ч. 1,5
Разбег, с(м) 10 (150)
Пробег, с(м) 20 (280)



"Сталь-8" Р. Л. Бартини. Это было развитие самолета "Сталь-6", размеры немного больше, площадь крыла 15,3 м2, конструкция иная. Основным материалом был альтмаг. Фюзеляж - монокок на точечной и роликовой сварке, без клепки; профили - преимущественно закрытые. Крыло - двухлонжеронное, лонжероны, а также нервюры - ферменные сварные. Обшивка крыла - альтмаг 0,5- 0,8 мм. Элероны - щелевые, щитков не было. Шасси одноколесное, убираемое назад тросовым приводом. Двигатель М-100А в 860 л. с,, охлаждение - аналогичное охлаждению "Сталь-6". Баки - сварные из электрона. Выполнено все было очень чисто. Вооружение - два синхронных пулемета ШКАС.

Самолет "Сталь-8" был оригинальный и передовой не только для своего времени. Это был первый у нас цельнометаллический монокок на электросварке. Полетная масса составляла около 1500 кг. По расчетам скорость на высоте 3000 м получалась 640 км/ч, скороподъемность у земли - 20 м/с. К сожалению, этот самолет не был выпущен и его доводка прекратилась в конце 1934 г. Причин было много. Аэрофлот тяготился постройкой военного самолета, ему не нужного. ГУАП не считал его "своим", так как задание было дано Аэрофлоту. Уже летали самолеты И-15 и И-16, и, хотя самолет "Сталь-8" превосходил их, паровое охлаждение из-за своей уязвимости снижало его военное значение. Позже в гитлеровской Германии был построен аналогичный самолет "Хейнкель-100" с паровым охлаждением. В серии он не строился, но рекорд скорости поставил.


Самолет <Сталь-8>
Год выпуска 1934
Двигатель, марка М-100А
   Мощность, л.с. 860
Длина самолета, м 8,2
Размах крыла, м 9,6
Площадь крыла, м2 15,3
Масса пустого, кг 1100
Масса топлива+ масла, кг 250
Масса полной нагрузки, кг 400
Полетная масса, кг 1500
Удельная нагрузка на крыло, кг/м2 100
Удельная нагрузка на мощность, кг/лс 1,75
Весовая отдача, % 26,5
Потолок практический, м Расч. 9000
Продолжительность полета, ч. 2
Дальность полета, км Расч. 800
Разбег м 190
Скорость максимальная на высоте 3000 м, км/ч Расч. 630