Технические идеи, положенные в основу проекта самолета, в конечном итоге реализуются через его конструкцию. Едва только стало ясно, что самолет — это транспортное средство, обладающее уникальными возможностями в гражданском и военном применении, к его конструкции стал предъявляться ряд самых различных требований. Об этом говорит тот факт, что на конкурсе военных самолетов в 1913 г. из 16 характеристик, по которым оценивались качества самолета, 8 относились к эксплуатационным характеристикам и весовому совершенству. Роль весового совершенства конструкции самолета в формировании его летно-технических характеристик была осознана достаточно рано, однако конструкторы первых самолетов, начиная с А. Ф. Можайского, не располагали необходимой технической базой для создания конструкций, удовлетворяющих требованиям, говоря современным языком, летной годности и обладающих высоким весовым совершенством. В частности, с этим были связаны неудачи большого числа энтузиастов самолетостроения, приводившие к поломке их созданий, а порой и к гибели летчиков. Конструкция самолета как нового объекта техники формировалась путем освоения достижений в строительстве, транспортном машиностроении, судостроении. Опыт этих отраслей техники не мог использоваться напрямую в авиастроении прежде всего из-за того, что требования к весовому совершенству не являлись приоритетными и внешние воздействия не столь сильно влияли на облик конструкции, как в авиастроении. Техническое и, прежде всего, весовое совершенство авиационных конструкций определяется следующими компонентами:
конструкционными материалами;
конструктивно-силовыми схемами;
теоретическим аппаратом для прогнозирования нагружения самолета, определения напряженно-деформированного состояния, формирования критериев прочности конструкции и ее элементов;
технологическими возможностями промышленности.
Развитие промышленности, соответствующих технических дисциплин и практики конструирования самолетов шло параллельно, причем в ряде случаев конструкторская мысль опережала и достижения теории, и реальные возможности производства.

Конструкционные материалы

Первые самолеты, как отечественные, так и зарубежные, изготовлялись из древесины, хлопчатобумажного полотна и стальной (рояльной) проволоки. Эти материалы позволяли обеспечить конструкции самолета требуемый уровень весового совершенства и при правильном выборе конструктивно-силовой схемы и параметров силовых элементов достаточную прочность. Эти материалы были доступны, легко обрабатывались. Однако древесина обладала рядом отрицательных свойств:
большим разбросом физико-механических характеристик (± 20%);
нестабильностью этих характеристик при изменении влажности (снижение предела прочности примерно на 50% при повышении относительной влажности от 10 до 30%);
анизотропией характеристик прочности (отношение пределов прочности вдоль и поперек волокна составляло » 10 при растяжении и « 2,5 при сжатии);
недолговечностью и низкой стойкостью к грибковым поражениям;
горючестью.
В 1887 г. О. С. Костович получил «Привилегию» на новый конструкционный материал, названный им «арборитом», который впоследствии стал широко известен под названием фанера. При склеивании трех и большего числа слоев древесного шпона получался материал квазиизотропный и с более стабильными механическими характеристиками. Уже в 1913 г. конструктор И. И. Стеглау построил самолет, обшивка которого была целиком изготовлена из фанеры. Основным достоинством фанеры (точнее, технологии ее получения) явилась возможность изготовления легких, прочных и жестких оболочечных конструкций, в том числе оболочек двойной кривизны, что весьма важно для авиационных конструкций, внешние обводы которых диктуются требованиями аэродинамики. Оболочечные конструкции самолетов выклеивались непосредственно при изготовлении агрегата самолета, при этом ориентация слоев шпона и их число определялись направлением основных силовых потоков в конструкции. Изобретением фанеры положено, по существу, начало разработки композиционных материалов, в настоящее время внедрение которых в авиационную технику позволяет радикально повысить ее весовое совершенство. Использование фанеры в качестве конструкционного материала самолетов стимулировало развитие теории упругости анизотропного тела. Работами Л. С. Лейбензона, Я. И. Секкерж-Зенковича, С. Г. Лехницкого, А. Л. Рабиновича в предвоенные годы получены основополагающие результаты в этой области, широко используемые до настоящего времени при анализе прочности композиционных материалов и конструкций из них. Совершенствование технологии производства фанеры, появление синтетических смол привели в дальнейшем к созданию нового материала на древесной основе — дельта-древесины, которая по удельным характеристикам прочности (табл. 2) превосходила алюминиевые сплавы. Появление дельта-древесины несколько продлило «деревянный век» самолетостроения. Она использовалась в конструкции некоторых самолетов, построенных до войны, в частности истребителей ЛаГГ-3 и МиГ-3. В первые месяцы Великой Отечественной войны, когда металлургическая промышленность не могла обеспечить резко возросшую потребность авиастроения в алюминиевых сплавах, использование дельта-древесины частично компенсировало потери авиационной техники в начальный период войны. По мере накопления опыта создания авиационных конструкций стало ясно, что высокое весовое совершенство обеспечивают материалы, имеющие высокую удельную прочность, а не просто малую плотность. Это привело к появлению в силовых конструкциях металлических элементов. По-видимому, первым из отечественных конструкторов, использовавших сталь для изготовления лонжеронов крыла, был И. И. Стеглау . Стальные трубы использовал Я. М. Гаккель для подкосов моноплана «Гаккель-IX». Лонжероны из стальных труб (ЗОХГСА) были использованы, например, в конструкции крыла самолета Ил-4 и самого крупного из советских серийных самолетов рассматриваемого периода Пе-8 (ТБ-7). Интереснейший опыт использования высокопрочной Нержавеющей стали в тонкостенных авиационных конструкциях представляет создание самолетов серии «Сталь». Подлинную революцию в самолетостроении произвело появление алюминиевых сплавов, которые до сих пор служат основным конструкционным материалом самолетов. Сплавы алюминия с медью (дюраль) имеют высокую удельную прочность (см. табл. 2), высокую пластичность, хорошие технологические свойства; плакирование этих сплавов практически решило проблему коррозионной стойкости. Расширение масштабов металлургии алюминиевых сплавов привело к резкому снижению их стоимости. Массовое внедрение алюминиевых сплавов в советское самолетостроение стало результатом большой исследовательской и организаторской работы. В начале 20-х годов существовало мнение, что СССР, обладающий богатейшими лесными ресурсами, не должен ориентироваться на металлическое самолетостроение. Большая заслуга в пропаганде значения алюминиевых сплавов для прогресса авиационной техники принадлежит А. Н. Туполеву — конструктору первого советского цельнометаллического самолета АНТ-2 и И. И. Сидорину — первому руководителю отдела испытаний авиационных материалов и конструкций ЦАГИ. За годы первых пятилеток в СССР были созданы новое научное направление — авиационное материаловедение и соответствующая отрасль промышленности. Выбор конструкционного материала — не прихоть конструктора, не дань моде — это результат тщательного анализа прочностных, весовых, технологических и эксплуатационных характеристик материалов, имеющихся в распоряжении конструктора. Масса элементов конструкции, испытывающих в основном растягивающие нагрузки, обратно пропорциональна удельной прочности материала, из которого изготовлен элемент. Для элементов, нагруженных сжимающими нагрузками, допускаемыми в эксплуатации, являются напряжения потери устойчивости, т. е. состояние, при котором элемент резко изменяет свою форму, иногда без разрушения материала. Критические напряжения потери устойчивости элемента конструкции (например, стержня) зависят от характеристик жесткости материала, из которого элемент изготовлен, а не от характеристик прочности. Поэтому масса сжатого элемента прямо пропорциональна плотности материала и обратно пропорциональна удельной жесткости. Масса слабонагруженных элементов практически не зависит от характеристик прочности материала и пропорциональна только его плотности. Характеристики аэроупругости несущих поверхностей самолета — крыла, оперения в значительной степени определяются их жесткостью, которая может оцениваться, например, частотой собственных колебаний поверхностей. В первом приближении частота собственных колебаний крыла большого удлинения может быть оценена как частота колебаний балки Эти простые оценки указывают на сложность и неоднозначность решения о выборе материала, тем более что повышение прочности материала не всегда сопровождается увеличением его модуля упругости. Поскольку условия нагружения элементов различны, в конструкции могут соседствовать различные материалы. Это приводит к конструктивным и технологическим сложностям, возникновению коррозии в соединениях различных материалов. Длительное соперничество дерева и металлов за место «крылатого материала» связано также и с тем, что для обеспечения необходимых аэродинамических свойств крыла (например, ламинарного обтекания) требуется высокое качество поверхности (волнистость, шероховатость) и высокая точность выполнения требуемой формы профиля. При этом фанерная обшивка крыла имеет определенные преимущества в сравнении с обшивкой из высокопрочного алюминиевого сплава.

Конструктивно-силовые схемы

Первые самолеты имели профиль крыла в виде тонкой дужки. Такое крыло даже в случае применения относительно высокопрочных материалов не могло воспринимать действующи й в полете изгибающий момент, поскольку момент сопротивления изгибу пропорционален квадрату высоты сечения крыла. А. Ф. Можайский — высокообразованный морской инженер, применил для своего самолета классическую конструктивно-силовую схему парусных судов: мачта, рзечаленная вантами. В дальнейшем расчалочная схема использовалась на самолетах-монопланах, в частности на самолете И. И. Сикорского C-11 построенном в 1913 г. и прослужившем вплоть до 1922г. в частях советской авиации. Нижние расчалки служат для лонжеронов крыла дополнительными опорами, превращая их в многоопорную балку. При этом изгибающий момент в наиболее нагруженном сечении меньше, чем у консольной балки в 50 —100 раз. Рациональным выбором предварительной затяжки нижних расчалок можно добиться того, чтобы в каждом пролете изгибающий момент был минимальным. Это обеспечивается, как известно, в тех случаях, когда минимальное значение изгибающего момента в пределах пролета равно по абсолютному значению изгибающему моменту на опоре. Однако предварительная затяжка нижних расчалок нагружает изгибом лонжероны крыла, когда воздушная нагрузка отсутствует. Для парирования этого момента служат верхние расчалки, имеющие ту же затяжку, что и нижние. Они же выполняют роль опор при действии на крыло отрицательной воздушной нагрузки. Проекции усилий в расчалках на ось лонжеронов догружают их продольной силой. Расчалочные конструкции использовались также для увеличения жесткости аппарата в целом или его отдельных элементов. Например, фюзеляж самолета «Русский витязь» имел так называемый шпренгель (стойку с расчалками) для увеличения жесткости в вертикальной плоскости. Расчалочные конструкции обладают значительным аэродинамическим сопротивлением, требуют тщательной тарировки предварительного натяга для обеспечения желательного распределения усилий в расчетных случаях нагружения, а также обладают малой надежностью, так как при обрыве отдельных расчалок происходит существенное перераспределение нагрузок между элементами. Ферменная схема была естественной для самолетов-бипланов. Соединение верхнего и нижнего планов посредством стоек и расчалок преобразует всю конструкцию в пространственную ферму, стержни которой работают на растяжение-сжатие. Горизонтальные стержни, которыми служат лонжероны крыла, дополнительно нагружаются местным изгибом от распределенных аэродинамических нагрузок. Примером совершенной конструкции бипланного крыла с тонким профилем может служить крыло самолета «Илья Муромец» с размахом 30 м и удлинением Я = 14, построенного в 1913 г. на Русско-Балтийском вагонном заводе под руководством И. И. Сикорского. В так называемой бипланной коробке аэродинамические нагрузки, действующие по нормали к плоскости крыла, преобразуются в сжимающие усилия в вертикальных стойках и лонжеронах верхнего плана и растягивающие усилия в лонжеронах нижнего плана и диагональных расчалках. Применение расчалок в обеих диагоналях фронтальной проекции коробки исключало возможность появления сжимающих усилий в расчалках, что позволяло увеличить расчетные напряжения в расчалках и тем самым снизить массу конструкции. Бипланная коробка двухлонжеронных крыльев с межлонжеронными расчалками в плоскости каждого плана обладает также большой крутильной жесткостью. Малая масса и высокая жесткость бипланной коробки привлекали конструкторов, даже когда стали применяться аэродинамические профили крыла с относительной толщиной 8 — 12% и жесткость изгиба каждого из планов значительно возросла. Например, высокоманевренный истребитель И-153 «Чайка» Н. Н. Поликарпова, построенный в 1938 г., имел бипланную схему. Стойка в этом случае имела 1-образную форму, а число ленточных расчалок было сведено к минимуму. Относительная масса снаряженного самолета И-153 была на 5% меньше, чем у самолета — моноплана И-16 с такой же силовой установкой. Однако переход к монопланной схеме обеспечил самолету прирост максимальной скорости около 50 км/ч. Ферменные конструкции были основной конструктивно-силовой схемой фюзеляжей до тех пор, пока не были вытеснены оболочсчной конструкцией типа полумонокок. Изменялись только используемые материалы (дерево заменил металл) или конструктивное решение — вместо тросовых расчалок, обеспечивающих работу конструкции при сдвиге, появились пространственные сварные фермы из труб. Подкосный моноплан является промежуточной схемой между расчалочной и консольной. Впервые в России эта схема применена Я. М. Гаккелем в 1912г. на самолете «Гаккель-IX». Подкосы этого самолета были сделаны из «армированного дерева» — в пазах на поверхности деревянных подкосов укладывалась стальная проволока, которая обеспечивала прочность подкоса в полетных случаях нагружения. При стоянке, движении по земле и при действии на самолет отрицательных перегрузок в полете на сжатие работала деревянная часть. Для повышения критических напряжений общей потери устойчивости подкоса применялись контрподкосы из металлических труб. Впоследствии подносная схема использовалась на самолетах К. А, Калинина, самолете «Сталь-2» А.П.Путилова, а на легких самолетах применяется до настоящего времени. Наличие подкоса в три — пять раз снижает изгибающий момент в корне крыла и даже позволяет применить шарнирное соединение консоли с фюзеляжем. Поскольку в основных случаях нагружения подкос работает на растяжение (в отличие от лонжерона крыла, работающего на изгиб), суммарная масса лонжеронов крыла и подкосов меньше, чем консольного крыла. Консольные крылья стали основной формой конструктивной реализации самолетов-монопланов. К концу 30-х годов свободнонссущий моноплан нормальной схемы завоевал монополию среди других аэродинамических компоновок самолетов, поэтому усилия конструкторов были направлены на поиски рациональной конструктивно-силовой схемы Г консольного крыла. Среди освоенных вариантов конструктивно-силовых схем консольного крыла можно выделить две группы: с неработающей (полотняной) и с работающей обшивкой. По числу основных лонжеронов, несущих изгибающую нагрузку, различают одно-, двух- и многолонжеронные крылья. В однолонжеронном крыле лонжерон по хорде размешают в месте максимальной высоты профиля крыла, обеспечивая лонжерону максимальный момент сопротивления изгибу. Распределенная аэродинамическая нагрузка передается на лонжерон через систему нервюр, образующих профиль крыла и поддерживающих полотняную обшивку. Однако центр давления на профиле располагается ближе к передней кромке крыла, чем координата максимальной высоты профиля, поэтому относительно оси жесткости крыла, совпадающей с лонжероном, возникает крутящий момент. Лонжерон прямоугольного или двутаврового сечения имеет, как правило, недостаточный полярный момент инерции, поэтому для обеспечения прочности однолонжеронного крыла при кручении требуется принимать специальные меры. Такими мерами может быть придание лонжерону коробчатого сечения, например кругового лонжерона пространственной расчалочной Очевидно, чем больше расстояние между лонжеронами, тем меньше дополнительный изгибающий момент, вызванный кручением крыла. Однако при этом снижается эффективность работы крыла на изгиб. Для однолонжеронного крыла обшивка включается в работу на кручение путем создания жесткого носка профиля или установкой дополнительных стенок, передающих только перерезывающую силу . В двухлонжеронном крыле с работающей обшивкой появляется возможность организации жесткого межлонжеронного контура, работающего на кручение. Эта идея использована в конструктивно-силовой схеме крыла самолета ЛаГГ-3, где в межлонжерон-ном пространстве кроме обшивки, образующей внешнюю поверхность крыла, существует замкнутый фанерный кессон, связанный также с нервюрами. Внутри кессона размещены бензобаки. В рассмотренных вариантах конструктивно-силовой схемы крыла с частичным включением жесткой обшивки в работу крыла на общие нагрузки (только на кручение) исключение обшивки из работы при изгибе крыла достигается ориентацией фанерной обшивки под углом 45° к линии размаха крыла, использованием металлических лонжеронов (самолеты И-16, Як-9) или гофрированием металлической обшивки. Разработка рациональной конструкции советских цельнометаллических самолетов была начата в ЦАГИ под руководством А. Н. Туполева. Конструкторский коллектив АГОС ЦАГИ начал освоение нового материала с постройки аэросаней и глиссеров. При этом разрабатывался сортамент профилей, исследовались способы соединения узлов и деталей, отрабатывалась технология получения деталей и сборки тонкостенных конструкций. Эта целенаправленная и настойчивая работа завершилась созданием конструкции свободнонесущего крыла с гофрированной обшивкой — конструкции, ставшей классической и позволившей построить такие выдающиеся машины, как ТБ-1, ТБ-3, АНТ-25, АНТ-20 «Максим Горький». Непосредственным развитием этой конструкции стали крылья с гладкой обшивкой самолетов ДБ-2, ТБ-7, Пе-2. Силовую основу крыла ЦАГИ составляет каркас, представляющий собой пространственную ферму. Каркас включает лонжероны, изготовленные из труб (алюминиевых или стальных для тяжелых самолетов) с применением клепки. Сначала путем открытой клепки собирается «змейка» из стоек, раскосов и узловых накладок («косынок»), затем закрытой клепкой осуществляется соединение «змейки» с трубчатыми поясами. В концевой части лонжерона стойки и раскосы заменялись стенкой с отбортованными отверстиями для облегчения. Пояса имеют переменный диаметр вдоль размаха крыла, что обеспечивается соединением труб разного диаметра посредством клепки. В ответственных узлах использовалась смешанная клепано-сварная конструкция из алюминия и стали. Поиски конструктивного решения цельнометаллического крыла с гладкой работающей при изгибе крыла обшивкой велись параллельно с отработкой и расширением области применения описанной выше конструкции. Примером такого решения может служить конструкция крыла самолета ДБ-3, предшественника одного из основных самолетов Великой Отечественной войны — Ил-4. Крыло ДБ-3, так же как крыло типа ЦАГИ, имеет силовой каркас из стальных труб, образованный двумя лонжеронами и 12 ферменными силовыми нервюрами. Между силовыми нервюрами располагаются облегченные нервюры балочного типа, которые поддерживают обшивку, подкрепленную стрингерами. Таким образом, расстояние между двумя соседними нервюрами составляет 300 мм. В 1941 г. началось серийное производство пикирующего бомбардировщика Пе-2. Конструкция крыла этого самолета может считаться уже классической тонкостенной металлической авиационной конструкцией. Отъемная часть крыла имела два балочных лонжерона с плоской стенкой, подкрепленной стойками, 13 нервюр и работающую обшивку, подкрепленную стрингерами. Стальные пояса лонжеронов (ЗОХГСА) термически обрабатывались до 150 кгс/мм2, стрингеры — прессованные из сплава Д16Т. Обшивка верхней поверхности подкреплялась Z-образными стрингерами с бульбой, а обшивка нижней поверхности — уголковыми стрингерами с Гульбой. Обшивка — переменной толщины (от 1,2 до 0,5 мм). Листы стыковались внахлест с подсечкой заклепками с потайной головкой. Лонжеронныс крылья с работающей обшивкой самолетов ДБ-3 и Пе-2 имели высокое весовое совершенство, несущую способность и живучесть. Однако тонка» обшивка (-0,5+ 1,2 мм), подкрепленная редкими стрингерами, имела критические напряжения акр- 1,5 + 2,5 кгс/мм2, что при высоких расчетных напряжениях в основных силовых элементах — поясах лонжеронов и стрингерах приводило к выпучиванию обшивки уже в горизонтальном полете (пу-1), а следовательно, к ухудшению качества поверхности крыла. Уменьшение выпучивания тонкой дюралевой обшивки обеспечивалось в некоторой степени использованием стальных поясов лонжеронов, что при равной деформации их и дюралюминиевых панелей обшивки снижало действующие в обшивке напряжения. Однако и это не исключало выпучивания обшивки. Разработка современной кессонной конструкции крыла тяжелого самолета была выполнена в процессе создания самолета Ту2 (1941 г., серийное производство — 1943 г.). Основным элементом отъемной части крыла самолета Ту-2, воспринимающим все нагрузки, является кессон, который занимает чуть более 35% хорды крыла. Кессон состоит из двух отдельно собираемых агрегатов — верхней и нижней панелей. Обшивка кессона подкреплена П-образными стрингерами. Кессон со стороны передней кромки ограничен носовой балочкой, а со стороны задней кромки — лонжероном с дюралюминиевыми поясами из уголков. Отъемная часть крыла соединялась с центропланом контурным байтовым стыком и по поясам заднего лонжерона кессона. Говоря о поисках рациональной конструкции цельнометаллического крыла, нельзя не упомянуть работы по созданию конструкции самолетов серии «Сталь» и, прежде всего, работы, выполненные под руководством А.И.Путилова по самолету «Сталь-2» (1943г.). Лонжерон крыла этого самолета выполнен целиком из стали советского производства Энерж-6. Эта нержавеющая сталь аустенитного класса имела достаточно высокую прочность (140 кгс/мм2) и хорошую пластичность. Использование высокопрочной стали в относительно малонагруженной конструкции приводит к малым потребным значениям площади поперечного сечения элементов. В сжатых элементах это может вызвать потерю их устойчивости как общую (искажение формы элемента в целом), так и местную (искажение формы поперечного сечения элемента). Результатом поиска рациональной конструкции лонжерона крыла самолета «Сталь-2» явилась ажурная многоячеистая конструкция из тонкого листового материала. Соединение гофрированных полос осуществлялось контактной точечной и роликовой электросваркой. Сварка всех элементов — двухсторонняя; для сварки закрытых полостей использовались медные бужи. При статических испытаниях опытного лонжерона разрушающие напряжения при сжатии достигали 100 кгс/мм2. Масса лонжеронов самолета «Сталь-2» с узлами составляла 38,3% общей массы крыла, а поверхностная плотность крыла 7,32 кг/м2 (при полотняной обшивке). Развитие конструктивно-силовых схем, связанное, в частности, с расширяющимися технологическими возможностями советской авиационной промышленности, стимулировало развитие методов анализа прочности авиационных конструкций. В описываемый период была создана советская научная школа прочности авиационных конструкций.

Конструкции, реализующие новые аэродинамические эффекты

Переход к монопланной схеме самолета усугубил проблему обеспечения приемлемых взлетно-посадочных характеристик, поскольку снижение нагрузки на крыло приводило к заметному увеличению габаритов самолета. В истории советской авиационной техники известны попытки решить эту проблему «впрямую» — путем создания конструкции крыла, площадь которого изменялась бы в зависимости от режима. В 1937 г. прошел испытания самолет РК («Раздвижное крыло») по проекту Г. И. Бакшаева. На корневые части консолей крыла самолета было надето по шесть отсеков шириной 500 мм с увеличенной хордой, которые могли складываться телескопически. При полном раздвижении этих отсеков площадь крыла увеличилась почти в 1,5 раза. Отсеки перемещались посредством тросовой проводки ручным приводом из кабины. Увеличение площади крыла занимало 30 — 40 с, а складывание отсеков — 20 — 30 с. Самолет обладал необходимой устойчивостью на всех режимах полета. Однако заметного прироста максимальной скорости такая схема на дала, так как доля складываемой части крыла в суммарном коэффициенте подъемной силы была невелика.
В практике самолетостроения было принято более эффективное и простое в конструктивном отношении средство улучшения взлетно-посадочных характеристик — механизация крыла. Сейчас трудно установить приоритеты конструкторов, создававших самолеты с механизированным крылом, поэтому отметим наиболее ранние постройки. В 1933 г. А. М. Шехтер и Б. Н. Заливацкий установили щиток вдоль задней кромки крыла самолета АИР-4. Испытания показали, что посадочная скорость модифицированного самолета снизилась до 36 км/ч. В 1934 г. И.П.Толстых спроектировал и построил опытный сельскохозяйственный самолет с разрезным крылом — предкрылками и закрылками. В дальнейшем практически все самолеты имели механизированное крыло. В Великую Отечественную войну бомбардировщики Пе-2, Ту-2, Пе-8, Ил-4 и истребители Лa-5t, Як-1, -3, -7, -9 и др. имели в основном щитки; крылья с мощной механизацией с откатом появились в послевоенные годы. Поиски способов увеличения Суотр привели к идее так называемой энергетической механизации крыла — использование высокоэнергетических струй воздуха для управления пограничным слоем (УПС) с целью предотвращения его отрыва на больших углах атаки. Летные исследования эффективности УПС были проведены в 1942 г. на самолете ДБ-3, Отсос и сдув пограничного слоя обеспечивались небольшим третьим двигателем, установленным в фюзеляжном бомбоотсеке. Для обеспечения высоких летных характеристик дальних пассажирских самолетов и бомбардировщиков решающее значение имело аэродинамическое качество самолета. Достижение высоких значений аэродинамического качества связано, в частности, с необходимостью снижения коэффициента аэродинамического сопротивления. Одним из источников аэродинамического сопротивления первых самолетов были взлетно-посадочные устройства — шасси. Первые попытки снизить сопротивление шасси связаны с поиском рациональной формы обтекателей колес или опор в целом. В 1932 г. под руководством И. Г. Немана был построен пассажирский самолет ХАИ-1, на котором впервые в СССР ( и Европе) было применено убирающееся шасси. В дальнейшем убирающееся шасси устанавливалось на истребителях И-14 (АНТ-31), И-16 (1934 г.) и на всех боевых самолетах Великой Отечественной войны. Улучшение взлетно-посадочных характеристик самолетов шло также по линии совершенствования взлетно-посадочных устройств — обеспечение более ХАИ-1 с убирающимся шасси высокой проходимости на грунтовых взлетно-посадочных полосах, снижение нагрузок, действующих на самолет при взлете-посадке, способ предотвращения капотажа самолета при посадке с увеличенной скоростью, сокращение тормозной дистанции. Снижение нагрузок при взлете-посадке самолета достигалось применением пневматиков на колесах и амортизации. Первые самолеты снабжались достаточно жесткими колесами велосипедного типа, энергия удара поглощалась эластичными стойками шасси ич дерева и стальных расчалок, в дальнейшем — шнуровой резиновой амортизацией. С появлением пневматиков колес значительная часть энергии поглощалась пневматиками большого объема. На фотографии показаны пневматики одного из двух колес шасси самолета К. А. Калинина К-5 с взлетной массой 3,75 т и одного из шести колес шасси самолета К-7 с взлетной массой 38 т. Замена шнуровых резиновых амортизаторов пластинчатыми позволила повысить эффективность амортизации и уменьшить размер пневматиков, что очень важно для снижения сопротивления шасси или его уборки. С 1934 г. на шасси советских самолетов устанавливаются масляно-воздушные амортизаторы. Во всяком случае, в этом же году был построен самолет ИП-1 Д. П. Григоровича с амортизаторами этого типа и пластинчатые резиновые амортизаторы шасси самолета ТБ-3 (АНТ-6) были заменены на масляно-воздушные. С тех пор такие амортизаторы, постоянно совершенствуя, устанавливают на всех самолетах. В конструкции шасси первых самолетов кроме колес обычно устанавливалась лыжа, которая служила также устройством предотвращения капотажа самолета при грубой посадке. С увеличением скорости полета это приспособление пришлось устранить для снижения аэродинамического сопротивления. Обычная для довоенных самолетов схема шасси с двумя основными опорами и хвостовым колесом (костылем) не исключала возможности капотажа самолета при движении по неровному аэродрому. Этот недостаток схемы стал проявляться особенно сильно с появлением тормозов на колесах шасси (среди советских самолетов впервые тормозные .колеса шасси были установлены на самолет И-14). Кроме того, схема с хвостовым колесом не обеспечивает необходимой устойчивости движения самолета по земле при взлете и посадке. Этими недостатками не обладает трехопорная схема шасси с носовым колесом. Впервые она использовалась на самолете-бесхвостке ХАИ-4 в 1934 г. Однако эта схема не привлекла к себе внимания конструкторов. Только после всесторонних исследований, проведенных в ЦАГИ в 1940—1941гг. на летающей лаборатории на базе самолета СБ 114), схема получила признание и сегодня стала монопольной на всех самолетах, кроме спортивных. Говоря о работах по улучшению проходимости шасси самолетов, нельзя не упомянуть работу, проведенную в 1939—1941 гг. в ЦАГИ и ЛИИ Н. И. Ефремовым и А. Л. Надирадзе по созданию шасси на воздушной подушке. Для экспериментов был выбран самолет УТ-2, у которого вместо шасси был установлен резиновый баллон, внутрь которого подавался воздух от специального вентилятора. Успешные испытания позволили в 1941 г. приступить к проектированию убирающегося шасси на воздушной подушке для самолета Пе-2. Однако война не позволила применить шасси данного типа на серийном самолете. Повышение потолка полета самолетов в предвоенные годы сдерживалось не столько аэродинамическими характеристиками и снижением мощности двигателей с увеличением высоты, сколько физиологическими возможностями человека. В 1933 г. в Бюро особых конструкций были построены первые в СССР герметические гондолы для стратостатов, что стимулировало начало работ по созданию герметических кабин самолетов. Первые испытания спроектированной А. Я. Щербаковым герметической кабины «мягкого типа» и ее регенерационного оборудования были проведены на планере Г-14 В. К. Грибовского. В 1937 г. такая кабина была испытана на самолете P-Z Н. Н. Поликарпова (в гермокабине находился пассажир), а в следующем году — на самолете И-15. На самолете И-15бис в 1939 г. была установлена гермокабина смешанного типа — внутри корпуса из дюралюмина помещался мягкий чехол, обеспечивающий герметичность. В том же году для самолетов И-153 и «100» была разработана жесткая герметическая кабина, сваренная из листа АМц толщиной 0,8 мм. Эта кабина имела уже нормальное освещение — плексигласовый фонарь, герметизируемый по швам резиновой прокладкой. Герметичные кабины винтомоторных самолетов имели регенерационную систему кондиционирования воздуха, что затрудняло эксплуатацию самолетов и обеспечение жизнедеятельности экипажа. Появление воздушно-реактивных двигателей позволило перейти от регенерационной системы к вентиляционной, что существенно упростило проблему создания надежной и удобной герметической кабины. В истории отечественного самолетостроения в рассматриваемый период известен целый ряд интереснейших идей и конструкторских решений, которые способствовали улучшению летно-технических и экономических характеристик самолетов, повышению безопасности и регулярности полетов, боевой эффективности. В этот период формировалась концепция конструкции самолета как машины, способной адаптироваться к, изменяющимся режимам полета и эксплуатации. Одной из первых попыток создания самолета изменяемой геометрии можно считать построенный и испытанный в 1939 — 1941 гг. под руководством В. В. Шевченко и В. В. Никитина самолет ИС (истребитель складной). После взлета складывалось нижнее крыло, одновременно убиралось шасси в ниши на бортах фюзеляжа, и самолет превращался в моноплан. По своим летным данным этот самолет уступал испытывавшимся в то время самолетам нового поколения: ЛаГГ-3, МиГ-3 и Як-1. Сама идея самолета изменяемой геометрии получила развитие много позже в виде самолетов с крылом изменяемой в полете стреловидности и адаптивным крылом. Далеко не все конструкторские идеи этого периода получили заслуженную оценку и не все использовались в серийно выпускаемых образцах, но все они способствовали техническому прогрессу, совершенству советской авиационной техники.