Бомбардировщик К-12 (ВС-2).
Разработчик: Калинин
Страна: СССР
Первый полет: 1936 г.
В соответствии с новой военной доктриной, предусматривающей модернизацию ВВС РККА, к февралю 1931 года НИИ ВВС разработало тактико-технические требования для перспективного многоцелевого «войскового» самолета. Проектирование и строительство машины под индексом ВС-2 поручили Харьковскому заводу опытного самолетостроения (ХАЗОСС), который возглавлял Калинин.
При решении такой сложной инженерной задач сотрудники КБ показали себя технически зрелыми специалистами. В апреле 1933 году был готов первый эскизный проект будущего самолета в трех вариантах, которые разрабатывались под три различных двигателя: М-22, М-49 и М-52. Последний вариант самолета по схеме приближался к бесхвостому. Но из-за наличия вынесенного горизонтального оперения, расположенного близко к фюзеляжу, его называли короткохвостым.
После рассмотрения в НИИ ВВС проект ВС-2 не приняли из-за недостаточно полного объема представленного материала и увеличенной (по сравнению с техническим заданием) нагрузки самолета. Согласовали со штабом ВВС лишь схему летательного аппарата — «летающее крыло» В ее будущее Калинин убежденно верил и полагал, что «самолет без хвоста имеет много преимуществ перед обычным самолетом. При военном применении он особенно ценен своей маневренностью и возможностью огневой защиты»
Возражения вызвало применение мотора М-52. По данным ЦАГИ, предлагаемый вариант мотора планом опытного строительства не был предусмотрен. Кроме того, имевшая место при испытании М-52 поломка картера (один из его дефектов) требовала переделки проекта самого мотора и задерживала его выпуск. Для подстраховки на случай неготовности мотора М-52 к выпуску самолета ВС-2 конструктору предписывалось произвести расчеты под моторы М-22 и М-58.
В то время и у нас и за рубежом идея создания «летающего крыла» привлекала только очень смелых конструкторов. Начальник ЦКБ ЦАГИ С.В.Ильюшин докладывает в мае 1933 года в ГУАП: «Самолеты подобной схемы на опыте не проверены. Подобного рода поперечное управление (элероны, вынесенные поверх крыла) имеется на американском самолете «Нортроп-Гама», сделанное в комбинации с закрылками типа «Цапа». Каких-либо сведений об управляемости этого самолета нет. Продувки, произведенные в ЦАГИ при аэродинамических исследованиях, показывают очень низкую эффективность конструкции подобных элеронов. По аналогии с указанными продувками можно ожидать ухудшения эффективности горизонтального оперения, расположенного под обрезом задней кромки. ЦКБ считает, что самолет подобной конструкции является сугубо экспериментальным и поэтому сразу строить самолет большого тоннажа (4-5 т) нецелесообразно. Необходимо провести продувки в аэродинамической трубе и в случае благоприятных результатов построить самолет с мотором в 75-100 л.с. для опытной проверки.»
В сентябре 1933 года ХАЗОСС предъявил второй эскизный проект самолета К-12 (ВС-2). В материалах отчетов НИИ ВВС записано следующее: «Эскизный проект самолета К.А.Калинина представляет собой свободно несущий двухмоторный моноплан с близко расположенным к крылу горизонтальным оперением и является типом «летающее крыло.»
Моторы расположены по бокам фюзеляжа в передней кромке крыла. Моторные коки вытянуты поперек всего крыла и в задней части схватывают ферму с двумя костыльными колесами, сверху которых установлены стойки, служащие креплением и осью вращения килей. Средняя часть моторного кока используется как обтекатель для убирающегося в полете шасси.
Однолонжеронный стабилизатор, состоящий из двух половин, крепится к задней части фюзеляжа, оканчивающегося вблизи задней кромки крыла.
Крылья в средней части прямоугольной формы, консоли по бокам моторов имеют форму трапеции со скосом передней кромки назад. Задняя кромка является продолжением центроплана. Элероны расположены над крылом. По концам крыла установлены шайбы, служащие в то же время и рулями поворота. Для уменьшения посадочной скорости применяется клапан типа «Нортроп», расположенный по задней кромке крыла вдоль всего размаха. Вдоль передней кромки трапециевидной части крыльев расположены предкрылки, разделенные по размаху на две части: крайние автоматические и внутренние управляемые.
В нижней поверхности крыла вписаны маленькие крылья, которые в ХАЗОССе называют «подкрылками». При посадке эти «подкрылки» по воле пилота выпадают из контура крыла и устанавливаются в наивыгоднейшем положении, увеличивая несущую поверхность на 15-20 процентов.
Материал конструкции: прямоугольная часть крыльев центроплана состоит из двух лонжеронов, выполненных из хромомолибденовой стали, и стальных нервюр. Передняя часть центроплана (от передней кромки до переднего лонжерона) и задняя часть центроплана (от задней кромки до заднего лонжерона) выполняются из дюраля или электрона. Полотняная обшивка в местах около моторов и фюзеляжа покрывается электронными или дюралевыми дорожками.
Трапециевидные части крыльев двухлонжеронной конструкции предполагаются из дерева. Обшивка — фанера. Вертикальные и горизонтальное оперение и элероны выполняются из стальных труб и обшиваются полотном.
Фюзеляж овальной формы из труб, обтянут полотном, башни для стрелков обшиты электроном или дюралем. Шесть бензиновых баков расположены в центре по обе стороны от моторов. Места экипажа и бензиновых баков могут быть покрыты съемной броней.
Шасси разнесено, убирается в полете. Колеса низкого давления («дутики») с тормозами. Иной амортизации, кроме колес, шасси не имеет. На зимнее время устанавливается другое шасси, не убирающееся в полете и с масляной амортизацией.
В гражданском варианте самолет вмещает 11 пассажиров, в почтовом варианте — шесть. Разобранный на части самолет можно перевозить по железной дороге.
Выбор геометрических соотношений в самолете ничем не оправдан. Подбор оперения также не оправдан, статические коэффициенты не приведены, продувки не делались. Например, площадь горизонтального оперения составляет 13,8% от площади крыла. Этот процент является средним для самолетов нормальной длины (где доходит до 15-15,5%), но проектируемый самолет имеет очень короткий хвост.
При подборе не указана серия винтов, которой пользовались при расчетах. Результатов проверки достаточности высоты профиля (с точки зрения прочности) также не представлено. Данные о продувке крыла или самолета в проектной документации отсутствуют.
Введение в конструкцию крыла предкрылков, клапана типа «Нортроп», подкрылков, шайб, разрезного профиля нигде не отражено в представленном аэродинамическом расчете. Даже посадочная скорость определена по обычной формуле. Зачем вводить все эти конструктивные усовершенствования, если диапазон скоростей (58-80 км/ч) предлагается как для обычного самолета?
От самолета требуется, чтобы он не «штопорил». Для этого конструктор использует предкрылки, шайбы с рулями поворота на концах крыльев, сильное V поперечное стабилизатора(вопрос о затенении хвоста в представленной схеме не решался). Но исследования самих профилей на штопорные свойства не представлены.
При учете лобовых сопротивлений не учтено сопротивление дыр в коках (о закрытии которых после убирания колес нигде не говорится). Сводки лобовых сопротивлений для зимних условий, когда шасси не будет убираться, не составлены.
Вопрос о перенесении радиаторов к мотору в его кок не рассматривается, а это существенно улучшит крыло и уменьшит «лоб».
Центровка самолета произведена на общий вес 3986 кг, который не соответствует полетному весу в 4200 кг, указанному в специальной весовой характеристике и принятому в аэродинамическом расчете. Очевидно, надо считаться с тем весом, на который произведены представленные аэродинамические расчеты. Но тогда не ясно, почему при общем полетном весе 4200 кг полезная нагрузка взята 800 кг, тогда как по техническим требованиям она должна быть равна 627 кг, т.е. меньше на 173 кг.
Принятый в центровке при полетном весе 3986 кг запас бензина в 800 кг сохранен и при заявленном полетном весе 4200 кг (с включением в это количество масла). Однако объяснение необходимости такого количества бензина нигде не представлено. Таким образом, вес бензина на самолете для мотора М-22 должен быть 550 кг, а не 800 кг. При постановке мотора М-52 потребный вес горючего будет еще меньше, так как моторы водяного охлаждения расходуют горючего на силу в час меньше, чем моторы воздушного охлаждения Кроме того, мощность М-52 не превышает мощность мотора М-22.
В центровке самолета на вес 3986 кг не принят во внимание вес масла. Если предполагать, что он входит в вес горючего, то про горючее сказано, что оно располагается в центре тяжести самолета, тогда как масло обычно располагается вблизи от мотора. Считая необходимое количество масла в 10% от бензина, получаем, что на самолете необходимо иметь 55-60 кг масла. Таким образом, вес всей нагрузки на самолете должен быть равен. 1237 кг. В проекте же принят вес 1600 кг, что превышает требуемый техническими условиями на 363 кг. Следовательно, полетный вес самолета, заявленный разработчиком не верен — он преувеличен.
Предъявленная центровка самолета выполнена неудовлетворительно, так как произведена только с мотором М-22. Центровка с моторами М-52 не представлена. Но они должны быть различными, т.к. положение веса М-52 может не совпадать с положением веса М-22 (кроме того, при М-52 прибавляются вес воды и радиаторов).
Вес шасси намечен чрезвычайно большим В силу особенностей конструкции и схемы самолет имеет большой вес костыля (в данном случае — костыльных колес) и к ним дополнительных ферм, что в сумме дает вес костыльного приспособления в 100 кг. Тогда как в нормальной схеме для самолета такого тоннажа вес костыля должен быть в пределах 6-10 кг.
Вес крыла намечен в хороших пределах нормы.
Вес винтомоторной группы велик. Он составляет 25,5% полетного веса и 40,8% веса пустого самолета, чего мы не встречаем в уже имеющихся самолетах Таким образом, данная схема самолета является благоприятной с тактической точки зрения, но в весовом отношении не оправдывается. Постановка двух дополнительных полуфюзеляжей для крепления костыля и оперения и убирания шасси увеличила вес шасси и костыля, не оказав влияния на снижение веса оперения, фюзеляжа, винтомоторной группы или крыла. Произведенный анализ весов отдельных элементов, показывает, что следовало бы уменьшить предположенный вес конструкции на 170-220 кг.
При посадке самолета и на рулежке нижний край конца хвоста самолета отстоит от линии земли всего на расстояние 160 мм. Поэтому задний стрелок будет страдать от ударов об неровную поверхность земли при посадке — в случае небольшого «передира» машины летчиком.
Зимой самолет, проваливаясь в рыхлый снег, будет задним концом фюзеляжа забирать снег и тащить его валунами перед собой, что сильно затруднит взлет. При полетах же по твердому снегу задний стрелок опять будет страдать от ударов, потому что высота препятствий зимой встречается до 250 мм.
Конец хвостов коков костыльных колес отстоит от линии земли при рулежке на 80 мм. В этом случае ко всем перечисленным эксплуатационным неудобствам можно уверенно добавить неизбежность поломки.
Малый угол крена шайб влечет за собою не только неудобство эксплуатации и поломку концов крыльев, но и как следствие последнего, возможную аварию. По нашим нормам требуется угол крена в 10°, а по наименьшим американским нормам — не менее 6°.
Материал конструкции, указанный в технических требованиях — дерево. В проекте предлагается центроплан из хромомолибденовых труб, а консоли выполняются из дерева. Обшивка деревянных консолей фанерой исключает использование самолета в крайних северных и южных районах СССР и хранение его под открытым небом. Обшивка полотном тоже малопригодна для самолетов, хранящихся вне помещения. Но она легко ремонтируется и заменяется, поскольку не участвует в силовой схеме крыла (в противовес фанере, обшивку из которой обыкновенно заставляют работать).
Применение хромомолибдена в конструкции центроплана взамен дерева оправдывается своеобразной схемой самолета и применением машины на низких высотах, когда неизбежны прострелы.
Введение дерева в консоли крыла оправдывается дешевизной материала, легкостью ремонта и разъемностью частей крыльев, требующейся для перевозки по железной дороге. Обшивка полотном всей машины является наиболее целесообразной. При этом необходимо ввести дюралевые покрытия (дорожки) для хождения по крылу около моторов, бензиновых и масляных баков, около фюзеляжа.
Технические требования по защите экипажа при полете, поняты, видимо, конструктором, как защита экипажа в положении самолета «на спине». Поскольку для этой цели в самолете введены усиления — скрытая в обтекателе головы пилота пирамидка и мощные стойки килей. Защита же переднего стрелка от повреждений во время закрытия капота не предусмотрена.
В эксплуатации шасси часто случается, что сегодня используют колеса, завтра — лыжи, а затем опять на колесах. При перелетах же из одного пояса в другой смена лыж на колеса и обратно необходима в кратчайшее время. В проекте предлагается колесное шасси без амортизации благодаря применению колес-«дутиков». А для лыж предлагается иметь в запасе другое шасси с амортизацией и в случае надобности в замене колес на лыжи переставлять шасси. Но для смены шасси необходимо, как известно, вывешивать самолет на специальных кранах, подставках, домкратах или других приспособлениях, что требует много времени и сил. Необходимо в конструкции шасси иметь амортизацию и нормальные колеса, так как «дутики» обладают рядом недостатков. Так, их прострел приводит к аварии; длина втулки колеса вдвое превышает обычную, поэтому имеющая нормальную длину втулки лыжа без соответствующих добавочных приспособлений установлена быть не может. Постановка двух костыльных колес вместо одного неудобна в эксплуатации, потому что трудно обеспечивать одновременный поворот обеих колес на нужные радиусы (кстати сказать, различные для обоих колес). Особенно это скажется зимой, когда одна из лыж, не успев повернуться, перекосится и сломается. Следовало бы сделать одно костыльное колесо, поместив его сзади второго стрелка, что одновременно предохраняло бы заднего стрелка от ударов о землю.
Велик угол капотажа в 32°, самолету будет трудно оторвать хвост при разбеге и легко заворачивать в конце пробега. Следует уменьшить до 20°.
При установке моторов М-22 на схеме показано, что коки после моторов неоправданно продолжаются через все крыло не только понизу, но и поверху. Следует в этом случае кок поверху вести по мере надобности — примерно так, как это сделано на модели самолета ВС-2 с моторами М-52.
Необходимо дополнить технические требования в части назначения и методов применения самолета ВС-2. К ним относятся:
-разведка (визуальная фотографическая) в интересах войскового командования — как объектов непосредственно на поле боя, так и в оперативном тылу противника;
-поддержание связи между отдельными войсковыми соединениями и их штабами, также между элементами боевого порядка, на марше, в разведке и бою;
-в исключительных случаях использование для разведки целей в интересах Полярной авиации и усиление последней в случаях выполнения его задач в интересах войскового командования;
-полет, как правило, одиночными самолетами;
-выполнение задач днем и ночью и в затруднительных метеорологических условиях;
-работа (взлет и посадка) со слабо оборудованных площадок ограниченных размеров;
-самостоятельная оборона в полете от воздушного противника, обеспечивающая уход под защиту наземных средств ПВО.
При затруднительных метеорологических условиях или при выполнении специальных задач высота полета может быть снижена до 200 метров.
Следует также отметить, что необходимо обеспечить обзор нижней полусферы из кабины переднего летнаба путем остекления части пола в кабине.
Размещение и пользование 3-й огневой точки для стрельбы под хвост следует при данной схеме сделать для переднего стрелка.
В гражданском варианте следовало бы сделать нос и хвост фюзеляжа другими, а именно бутафорией, дающей хорошее обтекание и обзор летчику вперед. Для этого надо нос и хвост фюзеляжа делать разъемными, которые при мобилизации будут немедленно заменены другими, утвержденными по схеме военного варианта ВС-2. Для центровки не в военном варианте это будет даже лучше.
Далее следуют выводы:
«Представленный аэродинамический расчет сделан на полетный вес 4200 кг, а самолет должен весить примерно 3430 кг, следовательно, представленные летные данные не верны.
Нагрузка принята в проекте 1600 кг, а должна быть 1237 кг.
Аэродинамический расчет самолета ВС-2 для моторов М-22 и М-52 сделан на один и тот же вес, что не выявляет действительного эффекта от применения того или иного мотора.
Посадочная скорость, определенная при данной схеме самолета в 82 км/ч должна быть получена в пределах 56-60 км/ч, что требует обязательного подтверждении продувкой.
Продувок модели самолета или крыла не представлено, и аэродинамическая схема самолета ничем не оправдана.
Определение длины разбега и пробега, а также расчета виражей и полета на одном моторе не представлено.
Конструктор отказался от нормального расположения руля высоты и стабилизатора (на продолжении хорды) и с целью уменьшения посадочной скорости применил клапаны типа «Норт-роп». Однако при отгибе клапана для уменьшения посадочной скорости, в целях балансировки самолета, вероятно, придется увеличивать отклонение стабилизатора, что поведет к повышению скорости. Поэтому без специальной продувки совершенно не ясен вопрос как о целесообразности вынесения элеронов и стабилизатора из контура крыла, как и об эффективности устанавливаемых клапанов. Продувок модели, характеризующих устойчивость самолета, не представлено.
Летных данных самолета зимой, когда шасси не будет убираться, не представлено.
Центровка самолета сделана на другой вес (3986 кг), чем принятый для аэродинамического расчета (4200 кг). Разбивка весов по центровке не сходится с весами отдельных элементов, указанных по весовой характеристике.
В весовом отношении предложения схема «летающее крыло» неоправданна, вес конструкции преувеличен.
В эксплуатационном отношении в представленной схеме рассматриваются как нерациональные: малое расстояние от земли конца хвоста фюзеляжа, концов коков костылей, концов шайб; применение шасси без амортизации и колес-«дутиков»; применение обшивки консолей из фанеры; большой угол капотажа.
Представленная центровка самолета с моторами М-22 показывает, что при разных боевых положениях экипажа центровка колеблется от 33,91% до 34,4% максимальной хорды. Бомбы расположены в центре тяжести самолета, что сложно учесть при расчете очередности сбрасывания бомб. При выпущенных шасси центр тяжести передвигается вперед.
Вес полезной нагрузки для самолета с моторами М-22 больше, чем заданный техническими требованиями (656-627 кг). Это объясняется тем, что в проекте для заднего и переднего стрелков приняты одинаковые веса. А в технических требованиях дается для переднего стрелка два пулемета ШКАС, а для заднего — один. Вес аэронавигационного оборудования не учтен. Отношение веса полной нагрузки к полетному весу достаточное».
Отмечалось, что вес крыла, фюзеляжа и шасси выдержан в хороших пределах. Вес оперения большой из-за своеобразной схемы самолета, и снижение его невозможно ввиду необходимости иметь достаточную жесткость. Вес винтомоторной группы велик по сравнению с другими многомоторными самолетами. Но учитывая, что дается малая нагрузка на 1 л.с., его следует сравнивать с истребителями.
Вес горючего принят в 545 кг. Никаких расчетов потребности в горючем для заданной технической дальности полета самолета не представлено.
В части разбега и пробега поставленные тактико-технические требования оказались выполнимы.
Расчетные данные продольной устойчивости для планирующего и моторного полетов не были обеспечены результатами продувок на продольную устойчивость самолета, хотя при данной схеме самолета это необходимо. Специалисты ЦАГИ предлагали самолет рассчитать по новым нормам прочности. По их мнению, принятое расположение переднего и заднего лонжеронов — на 39% и 84% хорды соответственно — не будет пригодным с точки зрения веса крыла.
Крепление стабилизатора отличалось оригинальностью и новизной. Однако требовалось предусмотреть не только возникновение вибраций, но и возможность поломки оперения в воздухе — за счет деформации частей самолета, входящих в силовую схему крепления оперения.
По тактико-техническим требованиям дается калибр бомб 8, 10, 15, 50, 82, 100 кг. Бомбы калибра 8,10 и 15 кг должны быть взяты из расчета на общий вес 300 кг бомб, а бомбы калибра 50, 82 и 100 кг- на общий вес 500 кг. Загрузка производилась на балках КД-1 или КД-2, которые могли быть установлены одновременно. Таким образом, смысл применения 8-кг бомб отпадает, поскольку их берется столько же, сколько и 10-кг бомб и в тех же пределах бомбовой нагрузки Со стороны главного инженера по вооружению ЦКБ оценка была положительной
В части убирания и опускания шасси рекомендовалось учесть опыт создания ХАИ-1, когда-либо не работали стопора, либо сигнализация — самолет несколько раз из-за этого попадал в аварии. Так же необходимо учесть в конструкции возможность быстрого опускания в случае вынужденной посадки с малой высоты полета.
Защиту экипажа самолета при закрытом капоте признали неудовлетворительной: передний стрелок в положении самолета «свеча» при ударе на нос не защищен, возможность легкого выпрыгивания летчика на парашюте не предусмотрена.
Концы шайб, в сравнении с первым эскизном проектом, значительно подняты. Это допускало (в положении при рулежке) крен самолета в 7°, что было ниже имеющихся норм. Но с данным углом пришлось согласиться, учитывая оригинальность схемы самолета.
Из сравнения видно, что ВС-2 М-22 значительно превосходит самолет Р-5 и стоит на одном уровне с И-5. Учитывая, что в момент внедрения в серию самолета ВС-2 М-22, истребитель И-5 уже будет заменен истребителем И-14 или И-15, специалисты отмечали все же, что и тогда ВС-2 будет в лучшем соотношении с И-14, чем сейчас Р-5 с И-5. Это говорило в пользу самолета ВС-2, летные данные которого в проекте значительно повысились против заданных тактико-технических требований — благодаря установке моторов М-22 взамен М-52 (задержавшегося с выпуском).
Предполагалось, что самолет может быть с успехом использован в гражданском варианте как имеющий хорошее соотношение нагрузки , увеличенный запас прочности и высокие летные данные. В гражданском варианте самолет может быть приспособлен в качестве почтового самолета для размещения 6 пассажиров и почты. При замене съемных коков фюзеляжа при том же весе самолета можно получить пассажирский вариант, рассчитанный на 11 пассажиров и контролера.
В материалах отчета о рассмотрении второго варианта эскизного проекта бомбардировщика ВС-2 (К-12), датированном 2 октября 1933 г. сказано следующее:
«Представленный ХАЗОСС эскизный проект самолета с двумя моторами М-22 утвердить — за исключением размерности и расположения оперения и элеронов, которые требуют дополнительных продувок модели самолета.
Постановку моторов М-22 на самолет ВС-2 считать временной, до выхода на эксплуатацию моторов М-52, установления которых на самолет необходимо предусмотреть.
При предъявлении самолета на госиспытания должен быть предъявлены вместе с ним и лыжи с внутренней амортизацией, предлагаемые ХАЗОСС для зимней эксплуатации самолета».
Еще один вывод, сделанный в отчете от 29 октября 1933 года:
«Проект самолета ВС-2 представляет собой соединение многих малоисследованных нововведений: например, бесхвостое крыло, накрыльные элероны, клапаны, боковые шайбы, расположенные над крылом элероны, предкрылки крайние, автоматические внутренние и управляемые. Не имея опытных данных по работе этих нововведений по отдельности, невозможно судить о работе их в совокупности.
Использованная схема подсказывает, что аэродинамических выгод данный самолет иметь не может. Сохранены все части нормальной машины: фюзеляж, оперение, имеющее увеличенную площадь, а также добавляются надкрыльные элероны, дающие добавочное сопротивление.
Ожидать уменьшения веса ВС-2 не приходится, потому что грузы размещаются в центральной части — как в обычных самолетах.
Самым существенным в самолетах подобного типа являются вопросы устойчивости и посадки. Кривые продувки устойчивости показывают большую чувствительность самолета к изменению центра тяжести. Ненормальность работы горизонтального оперения можно объяснить его расположением.
На основании изложенного полагаем, что (как указывалось в предыдущим заключении), необходим ряд обстоятельных продувок модели с целью выяснения работы и взаимодействия отдельных агрегатов.
Еще раз подтверждаем, что данный самолет можно строить как сугубо экспериментальный в малых размерах, отстраняя вопрос о постройке большого самолета, а тем более серии».
В заключительном документе, подписанном начальником ЦКБ ЦАГИ С.Н.Ильюшиным, говорится:
«Представленный конструктором Калининым и разработанный ХАЗОСС эскизный проект самолета ВС-2 с мотором М-22 утверждается, за исключением расположения оперения и элеронов. В результате рассмотрения проекта констатирую, что схема «летающее крыло» является наиболее целесообразной как обеспечивающая наилучший обзор и обстрел.
В части расположения оперения и элеронов проект не может быть утвержден, т.к. отказ от нормального для «летающих крыльев» расположения руля высоты и стабилизатора (на продолжении хорды крыла) принят с целью понижения посадочной скорости путем установки вдоль задней кромки крыла клапана типа «Нортроп». При отгибе клапана придется для балансировки самолета отклонить в обратную сторону стабилизатор, что будет повышать посадочную скорость. Без специальной продувки, подтверждающей выгодность применения клапанов указанного типа, совершенно не ясным является вопрос о целесообразности вынесения элеронов и стабилизатора из контура крыла.
При вынесенных оперении и элеронах, без продувок, одними расчетами не может быть освещен сколько-нибудь надежно вопрос затенения горизонтального оперения и потребного отклонения рулей для балансировки самолета.
Расположение органов управления ВС-2 резко отличается от построенных у нас и за границей «летающих крыльев» и требует продувочного или хотя бы расчетного обоснования.
На основании всего вышеизложенного в предъявленном виде боевая схема самолета утверждена быть не может. Необходима ее доработка под нагрузки, заданные техническими требованиями к самолету, с обоснованием и расчетом выгодности принятой конструктором схемы расположения органов управления».
Для того, чтобы проверить все теоретические расчеты, Калинин решил построить не просто продувочную модель, а настоящий летающий цельно-деревянный планер-аналог самолета ВС-2 в масштабе 1:2. Летчик В.О.Борисов совершил на нем около ста полетов, исследуя в реальных условиях различные режимы.
Перевод опытной части ХАЗОСС в Воронеж повлиял и на судьбу «бесхвостки». Закладка машины на стапеля задержалась, и только в начале 1936 года опытный цех приступил к сборке реального самолета. В июле 1936 года самолет К-12 выкатили на летное поле, и летчик Борисов впервые поднял его в небо. Полеты по программе заводских испытаний проводил также Борисов. Широкой общественности самолет, раскрашенный под сказочную «Жар-птицу» был представлен на параде в честь праздника Военно-воздушных сил СССР 18 августа 1937 года. В это время К-12 проходил государственные испытания в НИИ ВВС. Ответственными исполнителями назначили ведущего инженера военинженера 3-го ранга Самарина, ведущего летчика (от завода) Борисова, инженера военинженер 3-го ранга Нерсисяна, тактика капитана Шаурова, ведущего техника Андросову. Целью испытания было выявить летно-тактические свойства самолета ВС-2 2М-22, имеющего схему «летающее крыло», изучить его характеристики устойчивости и управляемости.
Самолет ВС-2 2М-22 имел общий налет 33 часа за 62 полета, в том же числе 12 часов — за 16 испытательных полетов в НИИ ВВС.
В материалов отчетов говорилось следующее:
«Испытания показали, что нагрузка с ручки управления снимается до нуля тримером на всех режимах полета. С брошенной ручкой самолета продольно неустойчив, так как при всех центровках характер изменения давления на ручку обратный нормальному — с увеличением скорости растут тянущие усилия на ручке управления (самолет затягивает в пикирование).
Самолет обладает продольной статической устойчивостью с закрепленными рулями только при передней центровке (27% хорды разъема). Поперечная устойчивость удовлетворительная. Устойчивость пути недостаточная -особенно при полете с одним работающим мотором, а также при взлете и посадке из-за неэффективности шайб, находящихся на концах крыльев. При синхронной работе моторов самолет на передних центровках устойчиво и надежно сохраняет все режимы полета».
Из-за ряда недоделок на самолете летные эксперименты были ограничены.
Не проводились полеты с перегрузкой, воздушный бой, испытание вооружения, динамической устойчивости, маневренности. Отсутствие приспособления, поглощающего обратный ход амортизации при посадках (отсюда большое «козление») и неэффективность шайб делали полеты опасными.
В выводах по результатам испытаний отмечалось, что самолет ВС-2 2М-22, имеющий схему «летающее крыло», является экспериментальным. Поэтому основной упор сделали на выявлении его свойств по устойчивости и управляемости как наименее разрешенных вопросов для бесхвостых самолетов.
Полученные данные признали недостаточными для исчерпывающего суждения о летно-тактических свойствах самолета. Но они дали возможность сделать некоторые выводы, полезные для дальнейшей работы над конструкцией этого летательного аппарата.
«Самолет ВС-2 2М-22 показал хорошие взлетные свойства. Он легко взлетает, имея небольшой разбег, малую взлетную скорость и крутую траекторию взлета. Посадочная скорость тоже сравнительно мала — 77 км/ч. Самолет статически устойчив при передних центровках (27% ХР) на всех режимах полета только при закрепленных рулях.
При свободных рулях самолет неустойчив, так как на всех центровках имеются обратные давления на ручку управления, и только при крайних передних центровках намечается тенденция к нормальному течению нагрузок на ручке.
Центровку самолета целесообразно изменить на более переднею, доведя до 23-25% от хорды рулей — вместо имеющегося 31 процента. Осевую компенсацию рулей необходимо уменьшить с 24% Х.Р. до 20-21 процента.
Эффективность шайб вертикального оперения недостаточна при рулежке, пробеге, а также при полете на одном моторе. Полет по прямой, без крена можно выдерживать при разности оборотов мотора в 550 об/мин. Необходимо увеличить эффективность вертикального оперения — поставить его в струю винта и снять шайбы с концов крыльев как не оправдавшие себя.
Эффективность элеронов при посадке снижается вследствие использования их как рулей высоты — в чем особой необходимости нет. Целесообразно увеличить эффективность элеронов, отказавшись от использования их в этом качестве.
Отсутствие масляно-пневматической амортизации (имеется только баллонная) затрудняет посадку, так как малейшая неточность сопровождается сильным «козлением».Необходимо снабдить шасси масляно-пневматической амортизацией, увеличив их вынос соответственно с новой центровкой. Отсутствие управляемого костыля сильно ухудшает маневренность самолета на земле. Желательно костыль сделать управляемым при рулежке и стопорящимся на разбеге и пробеге.
Пилотирование самолетом из кабины штурмана невозможно из-за недостаточно полного ее оборудования аэронавигационными приборами.
Самолет обладает скоростями, значительно уступающими современным самолетам (V max =219 км/ч). Это объясняется плохой аэродинамикой ввиду множества выступающих частей (экранированные турельные установки, шасси с баллонными колесами и т.д.) и устаревшими моторами М-22, к тому же недодающими полную мощность.
Обороноспособность «бесхвосток» почти всегда будет выше, чем у нормального самолета с хвостом. У бесхвостых машин (при одинаковом количестве огневых точек) особенно просто решается проблема защиты задней и верхней полусферы, обычно наиболее уязвимой. Однако стрелковое вооружение ВС-2 в предъявленном виде принять нельзя. Имеющиеся в наличие огневые точки не обеспечивают ему хорошей обороноспособности и полных углов обстрела, которые заданы и могут быть получены при данной схеме самолета. Кроме того, совершенно не защищена нижняя сфера под крыльями и фюзеляжем самолета. Экранированные турельные установки производственно выполнены неудовлетворительно.
Управление самолетом двойное. В кабине пилота штурвал, в кабине штурмана — съемная ручка.
Кабина штурмана не оборудована аэронавигационными приборами, достаточными для управления самолетом и мотором: имеется только альтметр, указатель скорости, тюнер и рычаги газа без оперения и высотного корректора.
На самолете установлены моторы М-22 завода № 19. Винт металлический диаметром 2,8 метра. Запуск моторов производится сжатым воздухом или автостартером. Капот-кольцо Тауненда создает мотору удовлетворительные условия охлаждения. За время испытаний температура головок цилиндров на различных режимах полетов держались нормальной при температуре наружного воздуха — от плюс 25° до минус 15°. Легкосъемный капот обеспечивает удобное обслуживание всех моторных агрегатов.
Самолет имеет четыре бензобака, расположенные симметрично в крыле. Общая емкость бензосистемы 900 кг. Емкость масляных баков 90 кг.
Самолет рулит хорошо при 750-800 об/мин. Радиус при разворотах на земле с помощью только моторов равен приблизительно 30-35 метрам. Развороты только на тормозах при одинаковых режимах моторов возможны с радиусом приблизительно 15-20 метров. Обзор при рулении хороший. Рулить можно без сопровождающего. Минимальная скорость руления на постоянных режимах моторов около 4 км/ч. При рулении на скоростях 12-15 км/ч возникает продольная раскачка самолета.
При разбеге на скорости 30-35 км/ч направление проходиться выдерживать, давая моторам различные обороты, потому что шайбы становятся достаточно эффективными только начиная со скорости 100 км/ч. На скорости 100 км/ч самолет легко отделяется от земли. Скорость набора высоты 120-130 км/ч по прибору. Горизонтальный полет возможен на скоростях 120-200 км/ч по прибору. Самолет этот режим выдерживает устойчиво.
Виражи на задних центровках (свыше 29% Х.Р.) затруднены — нет достаточной устойчивости. При передних центровках (29-27%) самолет виражит хорошо и устойчиво. На правом вираже крен был доведен до 60°, на левом — до 45°.
Испытаний на «штопор» не производилось, тенденций к срыву в «штопор» не наблюдалось.
Самолет балансируется на всех режимах горизонтального полета. Полеты с нулевым делением на ручке возможны на всех режимах полета и моторов. Но при изменении давления на ручку возникает обратный результат: при увеличении скорости растут тянущие усилия — вместо давящих. Давление на ручку уменьшается при передних центровках. Продольная устойчивость при передних центровках (27%) достаточная, при задних (более 29%) самолет неустойчив. С брошенной ручкой самолет неустойчив на всех центровках и режимах полета, и лишь при передних центровках намечается тенденция к устойчивости. Поперечная устойчивость достаточная. Устойчивость пути достаточная только при условии хорошей синхронности моторов и их равномерной работе. Действие рулей управления при передних центровках нормальное и при соответствующей регулировке триммерами — очень легкое.
Самолет хорошо и устойчиво планирует на скорости 115-120 км/ч. Эффективность шайб при планировании достаточная.
Во время посадки после выравнивания самолет некоторое время продолжает нестись над землей. По мере гашения скорости ручка плавно добирается на себя и самолет садится на три точки. Посадочная скорость 77 км/ч при полетном весе в 4200 кг. При существующих шасси (без масляно-пневмати-ческой амортизации) при недостаточно точном приземлении самолет начинает «козлить» — прыгать. Причем прыжки иногда возрастают до угрожающих размеров. Приходится «давать газ» и уходить на второй круг. Эффективность шайб при пробеге после посадки недостаточная — направление нужно выдерживать тормозами и моторами.
Кабина летчика просторная. Обзор в полете и на рулежке хороший. С отодвинутым левым стеклом в полете задувания нет, но летом при рулежке в кабине очень жарко. Расположение приборов удобное — за исключением вариометра, который расположен низко и закрывается штурвалом. Аэронавигационными приборами кабина оборудована достаточно.
Общее впечатление о машине у специалистов-испытателей было таким: «При создании этого самолета-«бесхвостки» удачно разрешен ряд проблем. Но недостаточная устойчивость пути, неустойчивость самолета при брошенных рулях и отсутствие масляно-пневматической амортизации шасси делают полеты на ВС-12К в недоведенном виде опасными. При синхронной работе моторов машина устойчиво и надежно сохраняет все режимы и легко управляется в полете. Габариты всего самолета слишком завышены. Особенно велик фюзеляж, который к тому же имеет плохую аэродинамику. Это сводит на «нет» все преимущества схемы «бесхвостка» в получении больших скоростей. Производственное оформление -удовлетворительное».
В заключение отчета об испытаниях в НИИ ВВС, подписанном Филиным и Марковым, говорится следующее:
«Самолет ВС-2 2М-22 (К-12) представляет безусловный интерес, так как с его постройкой впервые разрешен вопрос о создания «летающего крыла» в вооруженном варианте. Принципиальная схема ВС-2 имеет тактические выгоды по сравнению с нормальной схемой хвостового самолета — в отношении обзора, обстрела, а также малого разбега и малой посадочной скорости.
Однако в предъявленном виде самолет ВС-2 имеет низкие летные свойства и недоведенное вооружение, не может быть признан современным боевым самолетом, и рассматривается только как экспериментальный.
Необходимо довести самолет ВС-2 и устранить все дефекты, отмеченные в отчете. После проверки в заводских полетах предъявить самолет на государственные испытания».
Я.В.Смушкевич утвердил отчет НИИ ВВС по испытаниям самолета-«бесхвостки» ВС-2 М-22 конструкции Калинина 8 декабря 1937 года в следующей формулировке:
«Отметить, что самолет ВС-2 представляет по своей принципиальной схеме большой интерес для ВВС РККА, так как дает значительные выгоды в отношении обзора и обстрела, а также удовлетворительные взлетно-посадочные качества.
Считать необходимым, довести самолет ВС-2 как экспериментальный, устранить все дефекты, указанные в отчете, основными из которых являются:
-отсутствие продольной устойчивости самолета на малых углах атаки (больших скоростях) и при свободных рулях;
-малая эффективность вертикального оперения при рулежке, разбеге, пробеге и полете на одном моторе;
-недоработанность посадочных средств (шасси и костыль), сильно затрудняющая посадку;
-недостаточный обстрел и плохая экранировка стрелковых точек;
-малая скорость (V макс равна 219 км/ч).
Просить ГУАП обеспечить доводку самолета ВС-2 М-22 к 1 марта 1938 г., после чего предъявить самолет на окончательные государственные испытания по полной программе.
Включить в план опытного самолетостроения на 1938 г. разработку проекта опытного самолета по схеме ВС-2 М-22 с летно-тактическими данными и вооружением, соответствующим современным требованием к боевым самолетам. Решение о постройке серийного самолета принять после испытаний самолета ВС-2 М-22″.
«Жар-птица», продемонстрированная на параде в Тушино, осталась единственной построенной машиной марки «К-12». Авиаконструктор Константин Алексеевич Калинин погиб в 1938 году. Руководство авиационной промышленности приняло решение прекратить серийное строительство «войсковых самолетов», уже начатое в том же 1938 году. «Жар-птицу» разобрали, ее узлы и компоненты отправили на склад.
ЛТХ:
Модификация: К-12
Размах крыла, м: 20,90
Длина, м: 10,30
Площадь крыла, м2: 72,70
Масса, кг
-пустого самолета: 3210
-нормальная взлетная: 4200
Тип двигателя: 2 х ПД М-22
-мощность, л.с.: 2 х 480
Максимальная скорость, км/ч: 228
Крейсерская скорость, км/ч: 189
Практическая дальность, км: 110
Макс.скороподъемность, м/мин: —
Практический потолок, м: 7170
Экипаж: 3
Вооружение: 2 х 7,62-мм пулемета ШКАС
Бомбовая нагрузка, кг: 500.
Ведущий конструктор А.В.Коваленко у планера К-12.
Сборка планера К-12. 1933 г.
Самолет К-12 «Жар птица».
Самолет К-12 «Жар птица».
Стойки шасси К-12 «Жар птица».
Самолет К-12 «Жар птица».
Самолет К-12 «Жар птица».
Самолет К-12 «Жар птица».
Самолет К-12 «Жар птица».
Кабина пилота самолета К-12.
К-12 в окраске ВВС РККА. Рисунок.
Проекции К-12. Рисунок.
К-12. Чертеж.
К-12. Схема.
К-12. Схема.
.
.
Список источников:
В.Б.Шавров. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г.
Б.Л.Симаков. Самолеты страны Советов. 1917-1970.
Энциклопедия-справочник. Самолеты страны Советов.
Самолеты Мира. Елена Астахова. «Жар-птица» конструктора Калинина.
Моделист-Конструктор. В.Савин. «Жар-птица» Константина Калинина.