В русской авиации времен первой мировой войны самолет "Ньюпор" был основным истребителем; таковым он оставался и в период гражданской войны. На этом самолете летчики прекрасно выполняли высший пилотаж и успешно вели воздушные бои; конструкция его была проста -- в основном дерево, полотно и тросовые растяжки; металлическими были только шасси и каркас оперения из тонких труб.
      Однако у самолета "Ньюпор" были и серьезные недостатки. Это, прежде всего, малый запас прочности и низкая жесткость, которая была обусловлена схемой с узким однолонжеронным нижним крылом. Такая схема слабо противостояла крутящим моментам. На самолетах "Ньюпор", особенно когда они поизносились, было много случаев поломки в воздухе.
      Другим большим недостатком самолета был его резкий срыв в штопор. Из табл. 1 видно, что при полете самолета "Ньюпор" на максимальном качестве Сунl,0, а Суmах был у него не выше 1,3. При полете с максимальной подъемной силой на маневре самолет был очень близок к срыву и при появлении срыва сразу начинал быстро вращаться в штопоре. Если при этом был запас высоты, то из штопора можно было быстро выйти. Однако были часты сваливания в штопор на взлете, если летчик начинал круто набирать высоту с недостаточной скоростью или если вдруг падала тяга винта. Много летчиков погибло или было тяжело ранено при сваливаниях самолета в штопор на малой высоте. "Вертлявость" самолета, особенно на больших углах атаки, использовалась опытными летчиками для эффектного пилотажа и в воздушном бою. К 1918 г. фирма "Ньюпор" отказалась от полуторопланов и перешла на "чистые" бипланы с равными по площади крыльями.
      Бипланы с равными по площади крыльями широко применялись на английских истребителях периода первой мировой войны. В 1917 г. английской фирмой Сопвич был выпущен один из лучших истребителей того времени "Кемел" ("Верблюд") с ротативным двигателем мощностью 130 л. с. (рис. 2, в). Характеристики этого самолета приведены в табл. 1; как видно, у самолета "Кемел" при маневре на малой высоте перегрузка nу доходила почти до 2,5 и время виража составляло около 10 сек. Высота потолка у самолета "Кемел" достигала 7 км. Следует указать, что высота потолка является косвенным свидетельством высокой маневренности. При полете на потолке максимальная подъемная сила равна весу и nу1; по мере уменьшения высоты значение nу будет расти соответственно росту величины Y/Yн.
      На рис. 3 показано относительное изменение величины Y/Y0 с высотой: эта зависимость подсчитана по формуле
      Изменение мощности двигателей с высотой зависит от изменения числа оборотов, от изменения атмосферного давления и температуры и от величины механических потерь в двигателе. При винте фиксированного шага с поднятием на высоту число оборотов двигателя понижается и это приводит к дополнительному уменьшению мощности. У ротативных двигателей механические потери выше и поэтому с поднятием на высоту мощность убывает более значительно.
      На рис. 3 даны три кривые, для которых были подобраны следующие формулы:
      1) для ротативного двигателя с винтом фиксированного шага
      2) для обычного поршневого двигателя с винтом фиксированного шага
      3) для обычного поршневого двигателя с винтом изменяемого шага, сохраняющего постоянную скорость вращения независимо от высоты и скорости полета,
      Рис. 3. График изменения подъемной силы с высотой:
      1 -- самолет с ротативным двигателем и винтом фиксированного шага; 2 -самолет с обычным поршневым двигателем и винтом фиксированного шага; 3 -самолет с обычным поршневым двигателем и винтом изменяемого шага с постоянной скоростью вращения
      Важным достоинством бипланов с равными по площади крыльями было относительно малое значение Сун и при полете на максимальном качестве у них оставался еще большой запас угла атаки до срыва обтекания.
      В 1917 г. фирма Сопвич выпустила истребитель-триплан, т. е. довольно необычной схемы, которая, хотя и применялась ранее, но успеха не давала (см. рис. 2, г). Как видно из табл. 1, самолет Сопвич, триплан, имел почти такие же характеристики по размаху и площади, что и биплан "Кемел"; летные характеристики его тоже почти такие же. Некоторое число трипланов Сопвич попало в Россию и затем в ВВС Советской Армии, где они использовались в основном для тренировок в школах.
      Пример с трипланом Сопвич наглядно показывал, что дело не в схеме самолета, а в том, чтобы иметь достаточно большой эффективный размах крыльев и не очень большую величину Сун.
      Грубую ошибку делали некоторые конструкторы, которые пытались применить трипланную схему, уменьшая размах крыльев. Недостатком триплана Сопвич был, видимо, худший обзор для летчика и недостаточная жесткость высокой схемы из трех крыльев. Этот самолет был одним из немногих удачных трипланов.
      Самолетов "Кемел" в России не было, если не считать единичных экземпляров и трофеев гражданской войны. В 1917 г. в Россию было прислано из Англии некоторое количество самолетов "Виккерс F.В-19". Они в общем напоминали самолеты "Кемел", но имели меньший размах крыльев -- всего лишь 7,35 м -- и относительно широкие крылья без выноса верхнего крыла вперед, столь типичного для фюзеляжных бипланов. На малых высотах и без вооружения самолет фирмы Виккерс был очень маневренным. Как боевой самолет он оказался неудачным вследствие того, что у него был плохой обзор для летчика, который находился под крылом в очень широком фюзеляже.
      Таким образом, для повышения маневренности самолетов изыскания в области их аэродинамических схем не дали большого эффекта. Более существенными факторами были конструктивная целесообразность и обеспечение обзора для летчика. Лучшей схемой оказалась бипланная, с выносом верхнего крыла вперед; впоследствии было выяснено, что нижнее крыло целесообразно немного уменьшать.
      Однако решающим фактором было повышение мощности двигателей воздушного охлаждения. Если в начале первой мировой войны применялись мощности порядка 80 л. с., а в середине ее -- мощности порядка 120-130 л.с., то к концу войны появились маневренные истребители с ротативными двигателями мощностью 220-230 л. с. Соответственно, если в начале войны маневренные перегрузки были около 2, в середине ее -- 2,4-2,5, то к концу войны они достигали значений 2,7-2,8.
      Среди последних типов самолетов-бипланов в Советском Союзе было несколько трофейных экземпляров английского истребителя Сопвич "Снайп". У этого самолета (кроме того, что на нем был установлен более мощный двигатель) был увеличен размах крыльев, а бипланная коробка была снабжена двумя парами стоек, что увеличивало сопротивление, но в то же время позволяло несколько уменьшить вес конструкции. Малый вес конструкции этого самолета характеризуется очень низким значением KG0 (K G03,35) -- наиболее низким среди всех самолетов времен первой мировой войны.
      В Германии после уже описанного моноплана фирмы Фоккер появились маневренные истребители-бипланы, а в 1917 г. был построен и получил широкое применение самолет-триплан этой фирмы. Это был сравнительно небольшой самолет, что конечно привело к уменьшению его подъемной силы, которая была равна около 1150 кГ вместо 1600 кГ у триплана фирмы Сопвич, однако и вес триплана фирмы Фоккер был меньше. По расчету (см. табл. 1) перегрузка при маневре у триплана "Фоккер DR-1" была сравнительно невелика (nу ====2). Малый размах крыльев приводил к увеличению скорости накренения.
      Однако основное достоинство триплана "Фоккер DR-1" заключалось в следующем. Это был, видимо, первый самолет со свободнонесущими крыльями, хотя и трипланной схемы. Крылья были соединены стойкой, но растяжки отсутствовали и профиль крыла был достаточно толстым. У самолетов фирмы Сопвич крылья имели тонкий профиль с малой кривизной и поэтому значение Су при маневре едва ли могло превышать единицу. У триплана "Фоккер DR-1" значение Су при маневре было не менее 1,3-1,4, и в результате радиус виража у него был меньше, чем у какого-либо другого истребителя того времени.
      Для сравнения рассмотрим характеристики истребителей с двигателями жидкостного охлаждения, которые, как правило, были более быстроходными, но менее маневренными, чем истребители с двигателями воздушного охлаждения.
      Наиболее типичными из них были французские истребители "Спад" модели VII и XIII. Этот самолет представлял собой небольшой биплан, нижнее крыло которого было немного меньше верхнего. Наиболее примечательным свойством этого самолета являлась компактность расположения грузов -- двигателя, топлива, оружия и летчика. Стремление к компактности расположения грузов с целью уменьшения момента инерции проявлялось у конструкторов многих самолетов того времени. Только значительно позднее, после развития теории динамики вращательных движений, выяснилось, что уменьшение моментов инерции не имеет большого значения. Несмотря на то, что самолет имел небольшой размах крыльев, крылья у него были соединены с каждой стороны двумя парами стоек. Это было сделано для обеспечения большей жесткости тонких крыльев в условиях длительного пикирования.
      Самолет "Спад-VII" с двигателем Испано-Суиза мощностью 150 л. с. строился в России в 1917-- 1918 гг., однако построено их было немного -- в основном из-за недостатка двигателей. Его маневренные характеристики были значительно хуже, чем у самолетов "Ньюпор", но скорость была выше, чем у них, особенно при крутом снижении.
      Самолет "Спад-XIII", на котором был установлен тот же двигатель, но повышенной мощности, был наиболее быстроходным истребителем в период 1917-1918 гг. На этом самолете был впервые применен "двигатель-пушка", т. е. пушка у него была прикреплена к двигателю и стреляла через полый вал редуктора, на котором был установлен винт. Эта схема вооружения широко использовалась во время второй мировой войны.
      Автор много раз наблюдал полеты самолета "Спад-VII", но никогда не видел, чтобы на этом самолете выполнялся сложный пилотаж. В Германии и в Англии в период 1917-- 1918 гг. строился целый ряд истребителей с двигателями водяного охлаждения; среди них наиболее известен немецкий самолет "Альбатрос D-V" с двигателем мощностью 160 л. с. и английский самолет "SE-5" с двигателем мощностью 200 л. с.
      В 1918 г. в Германии поступил на вооружение очень интересный самолет-истребитель, биплан "Фоккер D-VII". Его особенностью были свободнонесущие крылья толстого профиля с большой кривизной средней линии. Крылья соединялись стойками, что придавало конструкции большую жесткость на кручение, так как естественная жесткость крыльев на кручение при полотняной обтяжке была недостаточна. На самолете был установлен двигатель БМВ водяного охлаждения мощностью 185-220 л. с. Самой главной особенностью самолета было применение профиля крыла с очень высокой несущей способностью. На рис. 4 дано сравнение зависимостей Су по a для английского профиля "RAF-15" и профиля крыла самолета "Фоккер D-VII". Как видно, у последнего срыв не только происходит на больших углах атаки, но и протекает более плавно.
      Особенности профиля крыла самолета "Фоккер D-VII" очень убедительно проявлялись в практике полетов. Неожиданные явления потери управляемости и сваливания на крыло, характерные для английских и французских истребителей того времени, не имели места у самолета "Фоккер D-VII". Это не только снизило аварийность, но и позволяло при маневрировании спокойно доводить самолет до больших значений Су, уменьшая тем самым радиус виража.
      После окончания первой мировой войны фирма "Фоккер" стала строить свои самолеты в Голландии. В 1922 г. Советский Союз закупил у нее партию самолетов "Фоккер D-VII", которыми были вооружены несколько авиационных отрядов. В эксплуатации самолеты показали себя с хорошей стороны.
      Рис. 4. Сравнительные графики коэффициентов подъемной силы тонкого профиля RAF-15 и толстого профиля крыла самолета "Фоккер D-VII"
      В конце первой мировой войны в Германии фирмой Юнкере был построен истребитель-моноплан со свободнонесущим крылом металлической конструкции. Крыло было расположено в нижней части фюзеляжа и поэтому обзор для летчика был несравненно лучше, чем у самолета "Моран". Этот самолет по своей схеме послужил прообразом более поздних типов истребителей и во многом определил дальнейшее направление их развития, которое стало доминирующим в 1934-- 1935 гг.
      Заканчивая рассмотрение развития маневренных истребителей в период первой мировой войны, отметим, что в России -- на Русско-балтийском заводе и некоторыми конструкторами в других местах -- разрабатывались истребители различных типов, однако они не поступали на вооружение.
      Следует остановиться на истребителе С-20, сконструированном под руководством известного конструктора И. И. Сикорского. Он представлял собой нечто среднее между самолетами "Ньюпор" и "Кемел", а именно, нижнее крыло у него было более узким, но имело два лонжерона, что обеспечивало достаточную жесткость конструкции. Этот самолет, вероятно, не уступал по характеристикам лучшим истребителям того времени.
      Конструктором и владельцем небольшого заводика в Москве итальянцем Ф. Э. Моска был разработан истребитель "Моска бис" с двигателем "Рон" мощностью 80 л. с. Это был моноплан, его крыло было несколько приподнято над фюзеляжем и разрезано так, что летчик мог смотреть поверх крыла и под крыло. Самолет "Моска бис" был построен небольшой серией, но на фронт не поступил, поскольку он не мог конкурировать с истребителями противника. В 1920-- 1921 гг. самолеты "Моска бис" использовались в Московской авиационной школе. Крыло небольшого размаха, да еще с вырезами в центре, очень ухудшало его аэродинамическое качество, и самолетом было сложно управлять при посадке.
      Как видно из изложенного, период 1915-- 1920 гг. характерен применением самолетов разнообразных аэродинамических схем. Кроме описанных выше, были и еще более необычные схемы, которые, однако, оказались нецелесообразными. Так, встречались схемы четырехпланные, трипланы с различным расположением крыльев, бипланы, у которых верхнее крыло имело большой вырез для улучшения обзора или даже было совсем разрезано на две части. Подобные вырезы, и тем более разрезы, приводили к значительному ухудшению аэродинамического качества и тем самым к снижению максимальной подъемной силы.
      РАЗВИТИЕ МАНЕВРЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ В ПЕРИОД 1920-- 1932 гг.
      После окончания первой мировой войны в развитии маневренных истребителей наступила некоторая пауза. Это объясняется тем, что ротативные двигатели не имели перспектив развития по мощности, их надежность была низка, а расходы топлива и особенно масла были велики. После того, как были выпущены английские ротативные двигатели "В. R" мощностью 220 л. с., конструирование ротативных двигателей было прекращено. Двигатели водяного охлаждения продолжали развиваться по мощности без существенного увеличения габаритных размеров. Так, появились двигатели Испано-Суиза мощностью 300 л. с., американский двигатель "Либерти" мощностью 400 л. с. и ряд других.
      В 1919 г. в Англии был выпущен истребитель "Мартинсайд F-4" с двигателем Испано-Суиза мощностью 300 л. с.; характеристики этого самолета приведены в табл. 2. Как видно, по своим маневренным характеристикам он не уступал лучшим маневренным истребителям конца первой мировой войны. Партия самолетов Мартинсайд была закуплена Советским Союзом в 1922 г. и ими было вооружено несколько авиационных отрядов. Самолет был прост в пилотировании, маневрен, но для своего времени недостаточно быстроходен.
      К 1924-- 1925 гг. появились двигатели воздушного охлаждения мощностью около 400 л. с. с звездообразным расположением цилиндров, но уже не ротативные. Они были значительно легче двигателей водяного охлаждения, хотя лобовое сопротивление ребристых цилиндров было велико. Типичным представителем подобных двигателей был английский двигатель "Юпитер" фирмы Бристоль. Это направление развития авиационных двигателей оказалось очень плодотворным и его придерживались многие фирмы вплоть до 1944-- 1945 гг., когда на смену поршневым пришли реактивные двигатели. Звездообразные двигатели воздушного охлаждения находятся в эксплуатации на транспортных и спортивных самолетах и вертолетах и в настоящее время.
      Двигатель английской фирмы, естественно, был установлен вначале на английском самолете. В табл. 3 приведены характеристики самолета "Гемкок" фирмы Глостер. Это был обычный биплан, подобный тем, которые строились в период первой мировой войны, но на нем был установлен двигатель мощностью 420 л. с. Коэффициент перегрузки при маневре достигал у него величины 2,85.
      Советские конструкторы Н. Н. Поликарпов и Д. П. Григорович, которые начали развертывать свою работу в 1920-- 1921 гг., могли ориентироваться только на двигатель М-5 (т. е. "Либерти"), который не был предназначен для истребителей. Тем не менее, в 1923 г. Н. Н. Поликарпов выпускает свой первый истребитель моноплан "И. Л.", подобный самолету "Юнкере", но, в отличие от него, деревянной конструкции, поскольку отечественного дуралюмина в то время еще не было. Несколько позже Д. П. Григорович выпускает истребитель-биплан "И-2" с тем же двигателем М-5; этот самолет строился серийно и был на вооружении некоторых авиаотрядов. Затем самолет "И-2" был несколько улучшен и стал называться "И-2 бис". Самолет "И. Л." Н. Н. Поликарпова был построен в нескольких экземплярах, но затем возникли трудности с выводом его из штопора; тогда Н. Н. Поликарпов на некоторое время вернулся к бипланам.
      Основным назначением истребителя является борьба с разведчиками и бомбардировщиками противника. Преимущество в скорости над этими самолетами для истребителей является совершенно необходимым. Поэтому конструкторы истребителей не могли чрезмерно увлекаться улучшением их маневренных свойств.
      В 1926 г. автор несколько месяцев работал в конструкторском бюро Н. Н. Поликарпова, где занимался вопросами аэродинамики. Н. Н. Поликарпов уделял большое внимание вопросам маневренности, однако, в то время он поставил перед собой основную задачу -- повысить скорость, и приступил к проектированию истребителя, который был выпущен в 1928 г. под маркой "И-3". Это был биплан с уменьшенным нижним крылом, с двигателем водяного охлаждения БМВ-6 мощностью около 500 л. с. Этот самолет имел очень хорошие аэродинамические формы; его максимальная скорость достигала 280 км/час, а коэффициент перегрузки при маневре был довольно высок и составлял около 2,8.
      Конструкторское бюро А. Н. Туполева к 1926 г. создало уже несколько удачных самолетов металлической конструкции -- разведчик "Р-3" ("АНТ-3") и двухмоторный бомбардировщик "ТБ-1" ("АНТ-4") -- и решило попробовать свои силы в создании истребителя. В 1927 г. был выпущен истребитель "И-4" ("АНТ-5") металлической конструкции, который следует именовать монопланом, так как нижнее крыло у него было очень небольшим, а впоследствии вообще было снято. На этом самолете был установлен двигатель воздушного охлаждения мощностью 420 л. с., и это позволило ему сочетать скорость 260 км/час с маневренной перегрузкой, равной 3,0, -- наиболее высокой к тому времени.
      Самолет "И-4" являлся очень маневренной и прочной машиной; он состоял на вооружении советской авиации, однако, недостаточное производство дуралюмина в то время ограничило производство самолетов. Тогда группе конструкторов, в которую входили Н. Н. Поликарпов, Д. П. Григорович, Б. Ф. Гончаров и другие, было поручено сконструировать еще более маневренный самолет, но деревянной конструкции, с звездообразным двигателем воздушного охлаждения мощностью 480 л. с. Эта задача была быстро и успешно выполнена, и в 1930 г. появился самолет "И-5", который в течение ряда лет являлся наиболее маневренным самолетом и пользовался любовью летчиков.
      Как видно из табл. 3, коэффициент перегрузки при маневре ny у самолета "И-5" достигал значения 3,3, а характеристика веса конструкции была наименьшей из тех значений, которые встречались в то время в самолетостроении: КG03,1, или, иначе говоря, вес пустого самолета составлял только 21% от величины максимальной подъемной силы.
      Самолет "И-5" успешно демонстрировал свое превосходство в сравнительных "воздушных боях" с образцами лучших зарубежных истребителей.
      РАЗВИТИЕ МАНЕВРЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ В ПЕРИОД 1932-- 1940 гг.
      В начале тридцатых годов в самолетостроении начался поворот к всемерному повышению скоростных и высотных характеристик. Основными средствами увеличения скорости были уменьшение величины вредной площади F0 и повышение отношения мощности двигателей к относительной плотности воздуха. Уменьшение величины вредной площади достигалось совместным использованием ряда мероприятий, каждое из которых, взятое в отдельности, казалось бы, давало сравнительно небольшой эффект. Так, если взять самолет грубой аэродинамической схемы, например, истребитель-биплан, имеющий F0, равную около 0,8 м, то установка убирающегося шасси у этого самолета дала бы слабый эффект и не окупила бы конструктивных усложнений.
      Одним из крупных источников сопротивления самолета является двигатель воздушного охлаждения или радиатор двигателя водяного охлаждения. И ребристый двигатель, и радиатор являются такими телами, которые имеют высокий коэффициент сопротивления.
      Борьба за понижение сопротивления деталей, отводящих тепло от двигателя, велась на всем протяжении истории развития самолетов с поршневыми двигателями. Однако наиболее эффективные результаты были получены только в период 1933-- 1943 гг., когда детали, отводящие тепло, -- радиаторы и ребристые цилиндры -- были заключены в специальные каналы, скорость потока в которых была значительно ниже скорости основного воздушного потока. Это были кольцевые капоты, прикрывающие звездообразные двигатели, в которых применялось регулирование скорости протекающего потока, или воздушные туннели, в которых помещались ребристые цилиндры двигателей воздушного охлаждения с рядным расположением цилиндров, или радиаторы. Вначале эти туннели представляли собой наружные надстройки, а затем их стали все больше и больше убирать внутрь фюзеляжа или крыльев. Если взять, например, самолет "Як-3" (1943 г.), то о наличии у него внутренних туннелей можно было судить лишь по небольшим воздухозаборникам.
      С появлением турбореактивных двигателей необходимость в системах охлаждения почти исчезла, так как воздух, служащий для понижения температуры в камере сгорания, проходит через основной канал двигателя, а его масса используется для повышения реактивного эффекта двигателя.
      Еще одним крупным источником сопротивления самолетов являлась открытая кабина экипажа, защищенная только спереди козырьком более или менее грубой формы. Обтекание козырька и выреза в фюзеляже приводило к сильной турбулизации потока и увлечению некоторой массы воздуха вслед за самолетом. Это увлечение и является источником сопротивления. Для его ликвидации стали применять закрытые кабины, вначале довольно грубые по форме, а затем все более обтекаемые.
      После того как убрано шасси, снижено сопротивление системы охлаждения, сделана обтекаемая кабина, начинает доминировать сопротивление трения, обусловленное большими поверхностями крыльев и их недостаточной гладкостью. Поэтому следующим мероприятием было уменьшение площади крыльев путем перехода от бипланов к монопланам, или вернее, увеличение удельной нагрузки на крыло G/S. Однако размах крыльев при этом не должен быть уменьшен во избежание уменьшения подъемной силы. Практически это привело к сохранению размаха крыльев при уменьшении их площади S, что дало увеличение их удлинения l12/S.
      Переход к свободно несущим монопланам освободил самолеты от сопротивления стоек и расчалок. Проблема гладкости обшивки встала особенно остро для крыльев с металлической обшивкой. Вначале отказались от гофрированной обшивки и перешли на гладкую и более толстую обшивку. Затем перешли на заклепки с потайными головками, что можно было сделать лишь при еще более значительных толщинах обшивки и, наконец, стали применять такую технологию производства и обработки поверхности крыльев, которая обеспечивала удовлетворительную их гладкость. Оптимальная -- "зеркальная" гладкость требовала значительного усложнения технологии и не нашла широкого применения.
      Переход на повышенную удельную нагрузку на крыло для истребителей -- с 40-60 кГ/м2 до 100-150 кГ/м2 -- потребовал разработки и применения средств механизации крыльев с целью увеличения их Cymax. Это было достигнуто применением закрылков, щитков, предкрылков и различных в разных сечениях профилей крыльев. Естественно, что наибольший успех имели те мероприятия, которые давали полезный эффект в разных отношениях или, во всяком случае, не имели серьезных отрицательных свойств.
      На рис. 5 приведен график изменения значений F0 для истребителей по годам. В период первой мировой войны вначале наблюдалось некоторое уменьшение вредной площади с 1 м2 до 0,7-0,8 м2, достигнутое благодаря некоторым аэродинамическим улучшениям; однако к концу войны вместе с резким увеличением мощностей двигателей увеличилось и значение F0.
      В период 1920-- 1930 гг. наблюдалось небольшое уменьшение F0, а после 1934 г. его значение снизилось более чем в два раза, и для монопланов периода второй мировой войны было характерно значение F0, равное 0,35-0,3.
      Как мы показали, уменьшение F0 слабо увеличивает максимальную подъемную силу; так, если F0 будет уменьшено в три раза, то подъемная сила увеличится только на 20%.
      Рис. 5. График изменения приведенной вредной площади F0 маневренных истребителей по годам
      Для увеличения максимальной перегрузки при маневре важнейшее значение имело применение высотных двигателей. Принцип работы высотных двигателей состоит в следующем. Вес двигателя определяется его максимальной мощностью и схемой конструкции. Основную долю веса составляют система сжатия и расширения газов и система передачи энергии на винт. У обычного невысотного двигателя расчетным по прочности и весу параметром является работа на малой высоте, т. е. при максимальной плотности воздуха. По мере подъема на высоту двигатель все более и более разгружается и, таким образом, оказывается излишне прочным и излишне тяжелым для этих высот. Проще всего сделать двигатель высотным, т. е. приспособленным для работы на желаемой высоте, если рассчитать его размеры и прочность по условиям работы на расчетной высоте, а на меньших высотах не допускать работы на полной мощности путем ограничения подачи топлива. Такой двигатель называется переразмеренным, и при определенном весе на расчетной высоте он окажется более мощным, чем невысотный двигатель.
      Поскольку увеличение размеров двигателей для самолетов является нежелательным, то для увеличения мощности стали применять повышение числа оборотов двигателя и предварительное сжатие воздуха или рабочей смеси перед подачей в цилиндр. Реализация этих мероприятий происходила постепенно по мере улучшения конструкционных материалов, создания легких компрессоров для предварительного сжатия и разработки топлив, которые давали сгорание при повышенном давлении без явления детонации.
      Наиболее эффективным средством предварительного сжатия смеси оказался центробежный нагнетатель. Он и нашел самое широкое применение в период 1935-- 1945 гг. Его основное преимущество заключается в небольшом весе, а основной недостаток -- в излишнем нагревании смеси, в связи с чем понижается ее плотность. При работе на малой высоте, когда эффект сжатия не используется, мощность двигателя оказывается пониженной как вследствие затраты части мощности на вращение нагнетателя, так и в результате ненужного нагревания смеси. При большой высотности двигателя падение его мощности на малых высотах приводило к существенному ухудшению летных характеристик самолета на этих высотах, и особенно его маневренности. Для устранения этого недостатка были сконструированы устройства для изменения передаточного числа привода центробежного нагнетателя.
      Другим недостатком двигателя с нагнетателем было ухудшение экономичности, т. е. повышение удельного расхода двигателя. Причина этого заключается в том, что если сжатие рабочего тела происходит дважды -- в нагнетателе и в цилиндре, то расширение его происходит только в цилиндре, т. е. происходит как бы недорасширение рабочего тела, и выхлопные газы выбрасываются в атмосферу еще с большим запасом энергии. Этот недостаток можно устранить, если подавать выхлопные газы на турбину, а с турбины передавать мощность через специальный редуктор на вал двигателя. Такая система применялась на поршневых двигателях во второй половине сороковых годов, однако с появлением турбовинтовых двигателей эта система отпала.
      Значительно большее применение нашла несколько иная система: мощность, которую получала турбина от выхлопных газов, подавалась на привод нагнетателя, и двигатель освобождался таким образом от дополнительных затрат мощности на вращение нагнетателя. Достоинство подобных турбокомпрессорных агрегатов заключалось в основном в обеспечении ими большой высотности двигателя и применялись они поэтому на специальных высотных самолетах -рекордных или военных разведчиках и истребителях.
      Для сравнения маневренных характеристик самолетов с невысотными и высотными двигателями необходимо принять некоторую систему сравнения. Очевидно, что на малой высоте самолет с невысотным двигателем будет более маневренным. На больших высотах, наоборот, более маневренным будет самолет с высотным двигателем. Однако высотности бывают разные и поэтому трудно выбрать высоту для сравнения. Можно производить сравнение по максимальным перегрузкам, независимо от высоты.
      Можно провести и такое условное сравнение: зная мощность высотного двигателя Np на расчетной высоте, находим затем его мощность на малой высоте Nэ, как если бы он был невысотным, или, иначе говоря, продолжаем его характеристику мощности по высотам до высот, меньших расчетной, вплоть до уровня земли.
      По этой мощности находим перегрузку nуэ и для самолетов с высотными двигателями. Следует еще указать, что высотность двигателей зависит также и от скорости полета, если заборник воздуха поставлен против потока и в нем используется сжатие от скоростного напора.
      Перейдем к обзору маневренных самолетов периода 1932-- 1938 гг. Основные характеристики рассмотренных самолетов даны в табл. 3. Поскольку они имели высотные двигатели с винтами изменяемого шага, значения Y и nу даны для мощностей Nр и Nэ. Характеристики виражей приведены для малых высот, но при условии, что перегрузка соответствует мощности на расчетной высоте. На самом деле мощность у земли несколько меньше, чем на расчетной высоте, но зато плотность воздуха выше, и поэтому в области высот от земли до расчетной подъемная сила, а следовательно, и перегрузка примерно постоянны.