Лёгкий самолет ВВА-1.
Разработчик: В.С.Пышнов
Страна: СССР
Первый полет: 1935 г.
В 1935 году B.C.Пышнов разработал легкий самолет, который получил название ВВА-1 (Военно-Воздушная Академия — первый). ВВА-1 разрабатывался в соответствии с требованиями конкурса, легких безопасных самолетов ОСОАВИАХИМа, 1934 года. Основное внимание при его проектировании было уделено средствам снижающим посадочную скорость, обеспечению удобства и комфорта пассажиров, а также внешней отделки машины. По своему назначению самолет ВВА-1 мог использоваться для связи, для обучения и тренировки, а также в качестве местного транспорта.
По аэродинамической схеме ВВА-1 являлся подкосным полуторапланом с крыльями равной ширины и закрытой кабиной. В качестве основного конструкционного материала использовалось дерево (сосна, фанера), а также применялись листовая сталь (капот) и полотно (обшивка).
Фюзеляж представлял собой монокок круглого сечения. Его силовой набор состоял из 17 кольцевых шпангоутов, четырех лонжеронов с переменным сечением (20 x 20 у хвоста, 30 x 30 у моторамы) и 10 стрингеров сечением 10×15. Обшивался фюзеляж фанерными листами, толщина которых составляла 3 мм в передней и хвостовой части и 2 мм в средней. Для обеспечения большей жесткости в фюзеляже почти не было отверстий (люков и т.п.).
Силовая схема коробки крыльев была выполнена в виде буквы «W» с использованием жестких подкосов. Крылья в плане имели прямоугольную форму с круглыми законцовками. Силовой каркас состоял из двух коробчатых лонжеронов (полки склеены из трех сосновых реек, стенки из 3 мм фанеры), набора простых и усиленных нервюр и лент-расчалок. Носок крыла, до переднего лонжерона, изготавливался отдельно и пристыковывался после обтяжки крыла полотном. Склеенные из сосны подкосы имели обтекаемое сечение. Стык подкосов и крыла закрывался обтекателями. Элероны располагались на верхнем крыле.
Профиль крыла комбинированный. Форма средней линии была взята по профилю ЦАГИ Р-П, но с уменьшенной кривизной, а толщины — с профилей американской серии NACA с относительной толщиной 10,5%. Последнее было сделано в целях увеличения высоты заднего лонжерона. Поперечное «V» крыльев составляло 3°, угол установки — 0°.
Консоли верхнего крыла крепились к небольшому центроплану, расположенному сверху закрытой кабины, а нижнего — к фюзеляжу. В целях уменьшения интерференции нижнее крыло в месте сопряжения с фюзеляжем имело «обратную чайку». Кроме этого для компактного хранения и удобной транспортировки коробка крыльев могла складываться назад путем ее вращения вокруг стыка задних лонжеронов. Благодаря этому размах можно было уменьшить с 11 м до 3,4 м.
Хвостовое оперение в аэродинамическом отношении имело свои особенности. Во-первых, оно было несколько больше среднестатистических значений. Во-вторых, стабилизатор относительно киля значительно выдвинут вперед и приподнят. Это делалось с целью улучшить работу оперения при штопоре, путем уменьшения взаимного заслонения его поверхностей.
Стабилизатор имел основной лонжерон, находившийся на расстоянии около 27% хорды, и дополнительный лонжерон, расположенный у шарниров руля высоты. Основной лонжерон имел подкосы и дополнительные расчалки. Передняя часть стабилизатора, воспринимающая кручение, обшивалась фанерой, а остальная полотном. Крепление стабилизатора осуществлялось в четырех точках: одна находилась на его передней кромке и три на основном лонжероне — центральная на фюзеляже и две боковые на подкосах. На земле установочный угол стабилизатора мог регулироваться с помощью специального ключа путем вращения подъемника соединенного с узлом крепления на передней кромке. Каркас руля высоты выполнялся из дерева и обшивался полотном.
Вертикальное оперение свободнонесущее. Оно крепилось хомутами к концевым шпангоутам фюзеляжа и имело силовую схему и конструкцию аналогичную горизонтальному оперению. Для контроля состояния узлов крепления вертикального оперения и костыля необходимо было снимать хвостовой обтекатель фюзеляжа (на испытаниях он не устанавливался).
Управление самолетом сделано двойным, причем вторая ручка была съемной. Педали двойного управления связаны между собой поперечной трубой. Управление рулем высоты смешанное — под кабиной и багажником жесткое, далее тросовое и после качалки к рулю шли жесткие тяги. Управление элеронами жесткое, а рулем направления тросовое. Тяги, идущие к элеронам, имели специальные легкоразъемные замки, что облегчало их расстыковку при складывании коробки крыльев.
Взлетно-посадочные устройства самолета ВВА-1 включали в себя основные опоры шасси, костыльную установку, щелевые закрылки на верхнем крыле и щитки типа Нортон-Шренк на нижнем. Максимальный угол открытия закрылков 30°, щитков — 45°. Основные опоры шасси имели обтекаемую форму. Они оснащались резиновыми амортизаторами (работающие на сжатие резиновые кольца, ход около 150 мм) и не тормозными колесами размером 700 x 100. Полуоси изготавливались из труб хромомолибденовой термически обработанной стали размером 44 x 40. Костыль также имел резиновую амортизацию (шесть колец 16-мм резинового шнура) и мог свободно ориентироваться во все стороны. Вместо вилки с колесом мог устанавливаться костыльный наконечник. Колея шасси составляла 1,8 м, стояночный угол — 11°, угол капотажа — 24°.
Самолет в соответствии с условиями конкурса оснащался отечественным мотором воздушного охлаждения М-11 с взлетной мощностью 110 л.с. Он крепился к фюзеляжу в четырех точках с помощью восьмистержневой моторамы изготовленной из стали марки «М». Силовая установка оснащалась двумя капотами — внутренним и внешним. Для охлаждения мотора внешний капот имел передние регулируемые отверстия, которые располагались напротив цилиндров, и заднюю кольцевую щель. Полет мог выполняться также только при наличии внутреннего капота. Специально для самолета ВВА-1 был разработан новый деревянный винт постоянного шага.
Питание мотора горючим обеспечивали два бензобака. Главный бак емкостью около 100 л располагался в центроплане над кабиной, а второй бак находился в фюзеляже перед приборной доской. Подача топлива осуществлялась самотеком. Специальный тройник обеспечивал возможность питания от каждого бака отдельно или от обоих вместе. Запас горючего контролировался с помощью поплавкового указателя, который показывал наличие топлива в верхнем баке. Маслосистема была аналогична таковой у самолета У-2.
ВВА-1 имел закрытую кабину. В нормальном варианте в ней размещалось три человека. Кресло пилота находилось впереди слева, а сзади него располагался диван для двух пассажиров. Кроме этого предусматривалась установка откидного сиденья справа от пилота, что давало возможность пользоваться вторым управлением. Вход в кабину осуществлялся через две двери, расположенные по обоим бортам фюзеляжа. Окна на дверях имели сдвигающиеся форточки.
Приборное оборудование включало: указатель скорости, указатель поворота и скольжения, вариометр, часы, компас, счетчик оборотов, указатели температуры и давления масла, переключатель магнето и кнопку пускового вибратора. Освещение обеспечивали приборная и кабинная лампы.
Летом 1935 года машина была готова к испытаниям. Ее отличал современный вид и высокое качество внешней отделки. Но, к сожалению, по сравнению с расчетными данными ВВА-1 оказался перетяжеленным. Масса пустой машины вместо запланированных 580-600 кг достигла 845 кг. При полетной массе 1146 кг центровка самолета составила 34,2% САХ.
В августе ВВА-1 предъявили НИИ ВВС РККА на государственные испытания. Ответственными за их проведение были назначены ведущий инженер Н.С.Куликов и ведущий летчик-испытатель К.А.Калилец. В соответствии с программой испытаний за 14 полетов требовалось определить основные летные данные и эксплуатационные свойства самолета.
На проведенных в августе-сентябре 1935 года госиспытаниях ВВА-1 показал следующие результаты. Максимальная скорость при полетной массе 1146 кг составила 156 км/ч у земли и 145 км/ч на высоте 2000 м. Высоту 1000 м машина набирала за 9,83 мин, а 2000 м — за 26,19 мин. Практический потолок составил 2920 м, который самолет набирал за 79,6 мин. Длина разбега с выпущенными закрылками — 220 м, а без их применения — 260 м. Пробег соответственно составлял 180 и 200 м, а посадочная скорость 75 и 90 км/ч.
Следует отметить, что ВВА-1 проходил испытания без внешнего капота и не со своим винтом. При пробе мотора, как на земле, так и в воздухе, с винтом, спроектированным специально для ВВА-1, ощущалась значительная вибрация конструкции самолета. Наибольшей величины она достигала при оборотах мотора от 1100 до 1400 об/мин. В связи с этим для проведения испытаний на машину поставили винт от самолета У-2. С этим винтом вибрация все же имела место, но была несколько меньше. В полете вибрация выражалась, прежде всего, в колебаниях стрелок всех приборов, размещенных на приборной доске.
Мотор запускался установленным для М-11 способом — от руки, так как храповик для аэродромного стартера не устанавливался. Отмечалось неудобное расположение пускового магнето — очень низко и далеко. При пробе мотора под колеса подкладывали колодки обычного типа, при этом хвост машины при взятой «на себя» ручке управления можно было не держать.
В зависимости от грунта аэродрома ВВА-1 рулил при 900-1000 об/мин, при этом его скорость соответствовала нормальному шагу сопровождающего. Рулил самолет устойчиво и хорошо слушался руля направления. На ровной поверхности для облегчения хвоста ручку управления необходимо было держать нейтрально. Размер колес для работы машины с мягкого грунта считался недостаточным, в таких случаях самолет вязнул. Обзор вперед и влево до 60° был удовлетворительный, вправо и по сторонам плохой, назад и вверх отсутствовал. Это объяснялось положением пилота в кабине, а также множеством переплетов фонаря кабины, что сокращало поле видимости. Для улучшения обзора рекомендовалось с обеих сторон сделать легко открывающиеся окна.
Самолет взлетал очень тяжело, хвост поднимался медленно. При этом ручку управления требовалось дать «от себя» полностью, что у летчика среднего роста вызывало определенные затруднения. После подъема хвоста ручку необходимо было слегка взять «на себя». Испытатели отмечали, что при разбеге ВВА-1 не чувствовалось нарастания скорости и стремления машины самой оторваться от земли, как это наблюдалось у других самолетов. Во время взлета самолет обычно требовал отрывания его от земли, а в штиль его разбег достигал 300 м. Использование закрылков, не уменьшая времени разбега, сокращало его длину всего на 12%, при этом в штиль разбег составлял 240 м.
При разбеге самолет имел тенденцию к рысканью, и его все время требовалось держать ножным управлением для сохранения прямой. Рысканье объяснялось в первую очередь чрезмерной чувствительностью руля направления и крайне неудачной конструкцией педалей, при которой ноги летчика все время были на весу. Из-за этого незначительный нажим на педаль тут же приводил к развороту. К тому же педали имели большой ход, из-за чего у летчика среднего роста не хватало ног для перевода их из одного крайнего положения в другое.
Вследствие малой скороподъемности (2,05 м/с у земли) высоту самолет набирал медленно. Для набора 30 м машине требовалось расстояние в 500-600 м, что, учитывая еще и большой разбег, делало невозможным его взлет с ограниченных аэродромов, имеющих вблизи высокие препятствия.
Наивыгоднейшая скорость набора высоты до 1000 м составляла 110 км/ч (по прибору) при 1500 об/мин для винта специально спроектированного для ВВА-1 и при 1600 об/мин для винта от самолета У-2. По мере набора высоты скорость необходимо было уменьшать на 5 км/ч на каждую 1000 м. Высоту машина набирала устойчиво даже с брошенной ручкой. При уменьшении оборотов, а также на планировании самолет «висел» на ручке. Но в случае сдачи мотора он переходил на нос с тенденцией развернуться и кренился вправо.
В спокойную погоду ВВА-1 в горизонтальном полете шел устойчиво, допуская полет с брошенным управлением. Но к болтанке самолет был чувствителен. Скорость при 1500 об/мин составляла 115-120 км/ч. Машина летала с несколько опущенным хвостом, так как внутренняя хорда коробки крыльев шла параллельно оси винта и строительной горизонтали фюзеляжа. С убранными закрылками самолет был достаточно устойчив. Однако полных исследований на устойчивость при всех режимах полета и с разным положением закрылков не проводилось.
Длительный полет вследствие неудачного расположения органов управления и неудобного расположения сиденья очень утомлял летчика. Полет в облаках и в тумане был затруднен из-за излишней чувствительности самолета на самое незначительное движение ножным управлением. К тому же следить за курсом по компасу К-4 оказалось затруднительным, так как компас расположили далеко, в стороне от глаз летчика.
Маневренность самолета проверяли на высоте 800 м. Виражил он на скорости 120-125 км/ч при 1550 об/мин устойчиво, но при этом летчику требовалось все время быть внимательным и следить за движениями ног, которые должны были быть незначительными. Время виража составило 25 с для левого и 27,3 с для правого.
Наивыгоднейшая скорость планирования составляла 110-115 км/ч при минимальных оборотах мотора. Траектория планирования по сравнению с самолетом У-2 была более крутая. При брошенной ручке ВВА-1 увеличивал скорость до 145-150 км/ч (по прибору) после чего продолжал устойчиво планировать на этой скорости. Полностью открытые закрылки и щитки делали траекторию планирования еще более крутой.
В отличие от разбега посадка самолета ВВА-1 была простой. Он легко садился на три точки, не имея тенденции к взмыванию. Из-за особенностей аэродинамики при посадке без применения механизации Су не доходило до максимального значения из-за чего получалось увеличение посадочной скорости или посадка на костыль. При убранных закрылках и щитках пробег был большой и составлял 180 м (в штиль). Во время пробега машина имела тенденцию к незначительному рысканью.
Составляя общее впечатление о самолете ВВА-1, ведущие специалисты отметили, что из-за неудобного расположения сидения, командных рычагов управления, излишней чувствительности руля направления и трудного взлета пилотирование самолета усложнялось и от летчика требовалось большое внимание и напряжение. Эти недостатки затмевали все положительные стороны машины — хорошую устойчивость и легкость управления.
В своих выводах военные испытатели отметили, что летные данные ВВА-1 очень низки. Это объяснялось неудачно выбранной аэродинамической схемой самолета, представляющего собой полутораплан с мощными стойками, без выноса крыльев, с фюзеляжем очень большого миделя невыгодно расположенного по отношению к коробке крыльев. Вместе с этим конструкция машины по сравнению с расчетными данными оказалась перетяжеленной на 265 кг, то есть на 46% проектной массы. Из-за этого грузоподъемность самолета существенно снизилась, так как перетяжеление пошло за счет полезной нагрузки.
Разбег и пробег машины оказались очень большими, более 200 м. Причем техника выполнения разбега была сложной, так как самолет с трудом поднимал хвост, медленно набирал скорость и после отрыва медленно набирал высоту. В связи с этим полеты на ВВА-1 можно было производить только на больших аэродромах с хорошими подходами. Посадочная скорость также оказалась велика. Применение закрылков и щитков на разбеге и посадке оказалось малоэффективным, при этом посадочная скорость снижалась лишь на 17%.
К конструктивным недостаткам испытатели отнесли неудовлетворительную работу механизмов управления закрылками и щитками, неудобное расположение ручки управления самолетом, плохую видимость через стекла кабины пилота в плохую погоду (дождь, снег), а также плохой обзор назад вверх.
Вместе с тем отмечалось, что в полете самолет хорошо сбалансирован, устойчив и имеет удовлетворительную управляемость. Производственное исполнение получило хорошую оценку, так как окраска, внутренняя и внешняя отделка машины были выполнены аккуратно, тщательно и чисто.
На основании вышеизложенного в своем заключении специалисты НИИ ВВС РККА отметили, что «по своим летно-эксплуатационным данным самолет ВВА-1 интереса не представляет». Дальнейшая модификация предъявленного на испытания экземпляра считалась нецелесообразной, так как основные недостатки машины (перетяжеление конструкции и неудачная схема коробки крыльев) были неустранимы.
Конечно, если результаты испытаний оказались невысокими, то вполне можно отнести конструкторскую работу военинженера 2-го ранга B.C.Пышнова к разряду неудачных. Однако это не совсем так. Промахи при разработке машины можно отнести лишь на счет малого опыта в конструкторской деятельности. В тоже время на самолете ВВА-1 Владимир Сергеевич опробовал множество новых конструктивных решений, многие из которых оказались вполне удачными. Поэтому в своем заключении военные также отметили, что «…ввиду интересных элементов положенных в основу проектирования и постройки самолета ВВА-1 считать желательным постройку нового экземпляра самолета по тем же техническим требованиям, но с учетом устранения дефектов отмеченных при испытании опытного образца». К этому также стоит добавить и мнение В.Б.Шаврова, который в своей книге отметил, что самолет ВВА-1 мог бы показать гораздо лучшие результаты с более мощным мотором М-11Е.
Из-за существенного сокращения финансирования постройка второго экземпляра самолета ВВА-1 так и осталась неосуществленной. Поэтому работы по улучшению машины свелись лишь к модернизации первого опытного образца с целью устранения некоторых недостатков выявленных на испытаниях. В частности было переработано вертикальное оперение с целью снижения чувствительности руля направления — уменьшена площадь последнего и введена роговая компенсация, а также сделан новый вариант шасси, изменен капот, убраны зализы закрывающие стыки W-образных подкосов с крыльями и добавлен еще один топливный бак. Правда, проведенные доработки привели к увеличению полетной массы до 1160 кг. Судя по всему, на машину также установили более мощный вариант мотора М-11. Основное назначение ВВА-1 теперь определялось как самолет для спорта и туризма.
В 1937 году на модернизированном ВВА-1 в НИИ ВВС РККА сделали несколько ознакомительных полетов. Их результаты показали, что у машины недостаточная путевая устойчивость — имело место рысканье самолета из-за вихреобразования за фюзеляжем. Конструктору было предложено увеличить площадь вертикального оперения и поставить самолет на лыжи.
Между тем нехватка средств выделяемых ВВА им. проф. Н.Е.Жуковского на экспериментальные работы постепенно привела к их сворачиванию. Были прекращенны и работы по ВВА-1.
ЛТХ:
Самолет: ВВА-1
Длина самолёта, м: 7,8
Высота самолёта, м: 2,85
Размах крыла, м: 11,0
Площадь крыла, м2: 21,28
Масса пустого самолёта, кг: 845
Запас горючего, кг: 110
Полезная нагрузка, кг: 301
Полётная масса, кг: 1146
Двигатель: 1 х М-11
-мощность, л.с.: 1 х 100
Максимальная скорость, км/ч: 156
Крейсерская скорость, км/ч: 135
Потолок, м: 2920
Максимальная дальность, км: —
Легкий самолет ВВА-1 на Ходынском аэродроме.
Легкий самолет ВВА-1 во время испытаний.
В.Пышнов демонстрирует складывание консолей крыла самолета ВВА-1.
Сборка самолета ВВА-1 в мастерских ВВА им.Н.Е.Жуковского.
Сборка самолета ВВА-1 в мастерских ВВА им.Н.Е.Жуковского.
Модернизированный вариант ВВА-1. Рисунок.
ВВА-1. Схема.
.
.
Список источников:
В.Б.Шавров. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года.
Евгений Арсеньев. Владимир Пышнов — учёный и конструктор.