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.