Страница 15 из 26
«Запорожцы» обещали на М-90 достичь показателей, к которым лучшие американские моторы тогда лишь приближались, но Поликарпов, успев поработать с КБ-29 на доводке силовой установки И-180, успел узнать цену их словам. Потому он для подстраховки рассматривал и другие моторы - воздушного охлаждения: 14-цилиндровый М-81 или 18-цилиндровый М-71 конструкции Швецова, Y-образный 18-цилиндровый М-120 Климова и 12-цилиндровый V-образный АМ-37 Микулина. Но для детального проектирования были выбраны лишь два варианта: компоновке с мотором водяного охлаждения АМ-37 был присвоен шифр «61», а со звездообразным М-90 - «62».
Двигатель М-90 должен был развивать боевую мощность 1700 л.с. у земли, 1600 на I границе высотности 3000 м и 1500 на II границе 6000 м. Установка его на И-180 дала бы прирост скороподъемности и вертикальной маневренности, но чтобы достичь заданной скорости надо было менять аэродинамику самолета.
И-16
И-180
Проект истребителя И-185 М-90
Хвостовой кок фюзеляжа самолета И-185, собранный из дюралевых листовых деталей, получаемых выколоткой на болванах
Цельнометаллическая консоль крыла малой площади истребителя И-185 дала ему заметный выигрыш в весе
Фюзеляж в первых эскизах нового истребителя мало отличался от И-180, но вскоре для улучшения обтекаемости была сделана новая носовая часть с оригинальным капотом. Воздух в него поступал через центральное отверстие, а утопленный внутрь кок закрывал только втулку воздушного винта. Его лопасти выходили наружу через вращающуюся обечайку воздухозаборника, а их профилированные комли служили вентилятором - М-90 обещал быть чрезвычайно теплонапряженным, и естественного тока воздуха на газовке и на взлете могло не хватить.
Плохо компоновалась система выхлопа - 18 цилиндров давали слишком много горячих газов, которые при простом выходе под капот «запирали» кольцевые каналы под «юбкой» системы охлаждения. Тогда их попытались разделить на четыре коллектора (два правых и два левых), которые вывели наружу по бокам капота назад. Они давали и некоторую реактивную тягу за счет тепловой энергии выхлопа, но такой «паук» из труб получался сложным и тяжелым.
Закрытая кабина стала шире по сравнению с самолетами И -17 или И-180. Продувки показали, что если общее сечение фюзеляжа в этом месте овальное, а не грушевидное (при узкой кабине), то хотя мидель увеличивается сопротивление снижается. Гаргрот бы/ слегка понижен, а его часть сразу за сиденьем пилота стала прозрачной. Она должна была открываться вбок на петлях по правому борту, как на немецком Ме-109.
Проект «62» в первоначальном варианте унаследовал от И-180 заднюю центровку, малый запас статичесш' устойчивости и «короткое плечо» горизонтального оперения. Такие самолеть менее инертны по тангажу и более маневренны, но отличаются большими нагрузками на все рулевые поверхности в т.ч. на элероны из-за «перекрестного» влияния аэродинамических сил. Обычно они опасны в штопоре.
Заказчик настоятельно требовал сместить центровку И-180 вперед в положение 20-22% САХ, а запас статической устойчивости довести до 6-10%. На испытаниях был ряд неприятных эпизодов по этому поводу, однако Поликарпов и его подчиненные упорно утверждали, что эти особенности самолета не могли повлиять ни на гибель Чкалова на И-180-1, ни на аварию Сузи на И-180-3. Тем не менее, Поликарпов решил пересмотреть компоновку И-62, удлинив хвостовую часть и сдвинув крыло назад, чтобы удовлетворить требованиям Заказчика и рекомендациям ЦАГИ, в частности, доктора технических наук профессора Журавченко. В заключении, подписанном в мае 1940 г., говорилось, что штопорные свойства удлиненного самолета сравнимы с И-16 «обладающим исключительно хорошим выходом из штопора» - именно так тогда считали! Но из-за большего разноса масс по длине фюзеляжа ожидалось запаздывание и появление значительного кабрирующего момента, препятствующего даче ручки от себя, что необходимо для перевода самолета в нормальный полет.
Еще в ходе работ по И-17 в 1930-х гг. был разработан и продут в аэродинамических трубах ЦАГИ ряд компоновок истребителей с предельно уменьшенным крылом, набранным новыми скоростными профилями. В то время на специалистов всего мира произвели сильнейшее впечатление достижения гоночных самолетов - в октябре 1934 г. итальянский гидроплан Макки М.С. 72 достиг фантастической скорости 709 км/ч в т.ч. и благодаря очень маленькому крылу. Он долго разбегался, но весьма резво набирал высоту, что считалось ценным для перспективного перехватчика, а ухудшение маневренности, управляемости и увеличение потребных размеров аэродрома казалось не существенным.
Под влиянием таких экспериментальных самолетов удельная нагрузка на крыло новых истребителей также стала расти. Если величина порядка 100 кг/м2 с боевым весом (75% топлива) у моноплана И-16 для 1935 г. считалась большой, то к концу 1930-х гг. никого уже не удивлял показатель 150-170 кг/м2. Даже у очень легкого истребителя Хейнкель Не 100D-1 из-за очень маленького (всего 14,5 м2) крыла она была 172 кг/м2 на взлете и 167 с боевым весом. Для нового истребителя Поликарпов предложил крыло площадью 15,5 м2 - на метр больше, чем у И-16 и примерно на 0,5 м2 меньше, чем у И-180-3. С ним удельная нагрузка получалась примерно такая же, как у Не 100.
Еще в начале века немецкие физики Мах и Прандтль доказали, что с приближением течения газа к скорости звука в нем возникают «волны сжатия», которые резко повышают аэродинамическое сопротивление обтекаемого таким потоком объекта. Тогда до скорости звука авиации было еще далеко, но уже при 600-650 км/ч поправка Прандтля приобретала ощутимое значение. Физическая суть явления была не ясна, например лишь много позже выяснили, что давление в «волне Маха» растет не плавно, а скачкообразно, а в других местах самолета возможно и разрежение, также негативно влияющее на аэродинамику, но было понятно, что для выхода на рубеж 700 км/ч уже нужно менять профили крыла.
Купол ниши колеса основной стойки шасси самолета И-185 - сборная конструкция из дюралевых выколоточных деталей
Основная стойка шасси «типа Мессершмитт» истребителя И-185 в отличие от пирамидальных «ног» И-16 и И-180 состояла только из одного жидкостно-газового амортизатора и не имела вспомогательных подкосов
Первые такие профили были разработаны в середине 1930-х гг. в США аэродинамической лабораторией NACA. От Clark-Y, применяемых на И-16 и И-15, они отличались меньшим радиусом носка, оттянутой назад точкой максимальной толщины и более «полной» нижней частью. Это давало некоторое снижение сопротивления на больших скоростях, но не были до конца изучены их срывные характеристики. Профили серии NACA 230 были закуплены в Америке, но до выяснения штопорных свойств ЦАГИ не рекомендовал их применять. Тем не менее, Поликарпов взял такой профиль для И-180, а затем и для нового самолета.
Обеспечить на взлете и посадке достаточную подъемную силу должны были щитки-закрылки, занимавшие весь размах крыла кроме зоны элеронов, а для стабилизации потока в зоне, где срыв наиболее вероятен и опасен, потому что чреват потерей управления по крену и переходом в штопор, он применил автоматические предкрылки. Они выдвигались пружинами, как только скорость и давление набегающего потока падали до критической величины. На передней кромке появлялась щель, через которую воздух из области повышенного давления под крылом перетекаел наверх, стабилизируя обтекание несущей поверхности.