Wad

Сравнительная таблица: центровка самолетов И-16 тип 10, 18 и 24:

Сравнительная таблица: взлетно-посадочные данные самолетов И-16 типа 10, 18 и 24:

Взлетно-посадочные данные серийного самолета И-16 тип 24:

Сравнительная таблица. Вираж самолетов И-16 тип 10, 18 и 24 на высоте 1000 м.

Горизонтальные скорости серийного самолета И-16 тип 24 у земли в зависимости от наддува:

Про обороты: 2. Регулятор оборотов Р-2 способен не только поддерживать заданные обороты винта (в диапазоне 1600 - 2700 об/мин на валу регулятора), но еще и принудительно устанавливать лопасти винта в положения максимального и минимального шага: Достигается это довольно простыми средствами: зубчатая рейка, которая натягивает пружину регулятора и задает тем самым определенные обороты, в своем крайнем верхнем положении вытягивает золотник вверх за его гайку, а в самом крайнем нижнем положении передвигает золотник вниз, нажимая на его плечики. Винт при этом переходит, соответственно, либо в положение максимального, либо в положение минимального шага и так там и остается, т. е. превращается в винт фиксированного шага. Однако полеты с лопастями винта, зафиксированными в положении минимального шага, легко могут привести к раскрутке винта и повреждению мотора, поэтому в случае использования винта-автомата ход зубчатой рейки вниз ограничивают упором малого шага таким образом, чтобы регулятор в этом положении был бы способен поддерживать максимальные обороты мотора. Для этого золотник должен иметь возможность несколько перемещаться вверх и вниз от перепускного отверстия 8 (по схеме) и тем самым принудительный перевод винта на минимальный шаг становится невозможен. Ход зубчатой рейки вверх тоже может быть ограничен упором большого шага, но он делается просто для того, чтобы исключить удары верхней части рейки о корпус регулятора, что может вызвать ненужный наклеп или иные повреждения. Обычно ход рейки вверх ограничивается таким образом, чтобы в крайнем ее верхнем положении перепускное отверстие 8 (по схеме) было бы полностью открыто (Фиг. 11). В этом положении регулятора масло из гидроцилиндра винта полностью слито в мотор через перепускное отверстие 8 и лопасти винта под воздействием центробежной силы, действующей на противовесы, установлены на максимально большой шаг. Для того, чтобы повернуть лопасти винта в сторону малого шага, необходимо совместить полость над золотником, в которую поступает масло под давлением, с перепускным отверстием 8. Для этого золотник нужно опустить вниз как минимум на высоту пояска золотника и пока золотник будет опускаться вниз на это расстояние - с винтом ничего происходить не будет. В результате, в случае применения регулятора такой конструкции, у рычага шага винта есть некоторый свободный ход, который является конструктивной особенностью регулятора и уничтожен никаким образом не может. Для регулятора типа Р-2 этот свободный ход соответствует 40-50 градусам поворота ролика управляющего механизма (к которому подходят тросики от сектора шага винта). Полный ход ролика: 120 - 140 град. Таким образом, примерно треть хода рычага шага винта от упора большого шага (полностью на себя) в сторону уменьшения шага (в направлении от себя) - это свободный ход, который должен присутствовать обязательно. В симуляторе этого, к сожалению, нет. Проверить можно легко - завести мотор, убрать газ до минимума, установить максимально большой шаг, затем поднять обороты до 1300 об/мин (на 1400 самолет на тормозах уже не держится) и чуть повернуть сектор шага винта в сторону уменьшения шага - обороты тут же возрастут.

Про обороты: 1. Так делать нельзя! Двигатель М-63 с винтом АВ-1 КАТЕГОРИЧЕСКИ ЗАПРЕЩЕНО заводить с рычагом шага винта, установленным на малый шаг (номинальные обороты): во-первых, потому что этот винт переводится на малый шаг давлением масла и во время запуска мотора масло вместо того, чтобы смазывать коленвал все пойдет в винт! Из ТО мотора М-63: ...а во-вторых, потому что можно поломать винт! Из ТО регулятора Р-2:

Максимальные скорости серийного самолета И-16 тип 24 по высотам. Обращает на себя внимание то, что максимальная скороподъемность и максимальные горизонтальные скорости И-16 тип 24 были достигнуты на 2100 об/мин, а не на номинальных 2200 об/мин, как можно было бы ожидать. Объяснение этому было дано в отчете по испытаниям опытного самолета - тяга винта АВ-1 диаметром 2,8 м. на максимальных оборотах уменьшается из-за волнового кризиса на концах лопастей.

Сравнительная таблица. Скороподъемность самолета И-16 тип 24 (опытный, серийный и эталон), тип 18 и тип 10. Примечания (мои): (*) - так в тексте. Очевидно, опечатка. Должно быть: не "Мотор АВ-1", а "Мотор М-63, винт АВ-1" (**) - так в тексте. Очевидно, опечатка. Должно быть: не "М-62" а "М-63", т. к. все данные в колонке в точности соответствуют отчету по испытаниям опытного самолета И-16 тип 24 с мотором М-63. (***) - так в тексте. Очевидно, опечатка. Должно быть: не "32%" а "32 градуса" (установочный угол лопасти ВФШ).

К вопросу о скороподъемности: Нанес референс. Красный - опытный самолет Синий - серийный

Все это приводит к изрядной путанице в работе различных современных исследователей. Например, у Г. С. Бюшгенса (в годы войны - инженер ЦАГИ, затем - зам. начальника ЦАГИ по науке) в "Самолетостроении в СССР 1917 - 1945 гг." в сводной таблице летно-технических характеристик все данные по колонке "И-16 тип 24" в точности соответствуют отчету по испытаниям серийного самолета. В то же время в сводной таблице, которую приводит Маслов в своих работах, полетный вес И-16 тип 24 указан для серийного самолета (1882 кг.), максимальные скорости (410 км/ч у земли и 462 км/ч на границе высотности) - для эталона, скороподъемность на высоте 3000 м. (3,4 мин.) - для эталона, а на высоте 5000 м. - вообще непонятно для кого (5,2 мин: И-16 тип 18 или округленные 5,15 для опытного самолета?):

К вопросу о максимальной скорости: заехал в архив и посмотрел отчет НИИ ВВС о испытании серийного самолета И-16 М-63 тип 24 и сводку НИИ ВВС с летно-техническими данными отечественных серийных и опытных самолетов по состоянию на конец 40-го года. Испытания были произведены с целью установить причины снижения максимальной скорости серийного самолета по сравнению с опытным 1939-го года. Кроме всего прочего, оба документа интересны тем, что в них присутствуют сводные таблицы, данные в которых разделяются не только по типам, но и по фактически существовавшим образцам. Выяснилось следующее: 1. По самолету "И-16 тип 24" существует три набора данных: результаты испытаний опытного образца 1939-го года, эталона 40-го года и серийного самолета. Как сами эти самолеты, так и, соответственно, их летно-технические характеристики существенно различаются, поэтому не имеет смысла говорить о ЛТХ "И-16 тип 24" "вообще" без указания того, что конкретно имеется в виду. 2. С серийными самолетами "И-16 тип 24" произошла довольно-таки любопытная история - они не имеют никакого отношения к своему эталону. Получилось это по причине того, что завод № 21 передал эталон 40-го года на госиспытания со значительной задержкой и к тому времени большую часть серии уже построили по образцу И-16 тип 18, поэтому было принято решение в техпроцессе ничего не изменять и все конструктивные изменения эталона 40-го года реализовать при выпуске "И-16 тип 29". Кроме того, летно-технические данные эталона оказались несколько хуже. Таким образом, серийные самолеты "И-16 тип 24" имели следующие конструктивные отличия от эталона (по материалам отчета НИИ ВВС и сводной ведомости ЛТХ серийных и опытных самолетов за 1940-й год): - Крыло не с жесткой фанерной, а, как и раньше, с полотняной обшивкой - Фюзеляж без бокового люка - Костыль прежней конструкции: с резиновой, а не масляно-пневматической амортизацией, без ролика - Приборная панель старой конструкции (как на "И-16 тип 10") - Установка рации не предусмотрена - Отсутствует установка для буксировки конуса Сравнительная таблица, из которой видно, что максимальные скорости, указанные в "Кратком руководстве" от OctopusG (410 км/ч у земли и 462 км/ч на H = 4700 м) соответствуют летно-техническим данным эталона:

...так и из дальнейшего текста отчета:

Поэтому катастрофа летчика-испытателя Таборовского во время этих испытаний была вызвана не затягиванием самолета в пикирование и невозможностью преодолеть чрезмерные усилия на ручке (угол установки стабилизатора в полете, закончившегося катастрофой, соответствует рекомендованному для данной центровки: +2 град. для 33,6%), а неустойчивостью самолета и его излишней легкостью выхода на большие углы атаки, которые привели к скоростному срыву. Это следует как из непосредственного описания катастрофы...

Испытание УТИ-1 на пикировании с установкой стабилизатора +2 град.:

Исходя из этого условия в НИИ ВВС была разработана рекомендация по установке стабилизатора в зависимости от центровки самолета, из которой прекрасно видно, что на задних центровках стабилизатор должен быть установлен как раз на положительных углах атаки:

Повсеместно встречающиеся в настоящее время утверждения о том, что И-16 затягивало в пикирование из-за установки стабилизатора на положительные углы атаки, источником которых, очевидно, являются работы М. А. Маслова - безусловно, неверные. Дело заключается вовсе не в каких-то конкретных углах установки стабилизатора, а в том, "правильная" ли эта установки или "неправильная". "Правильная" установка стабилизатора - это такая, которая обеспечивает усилия на ручке только в направлении "от себя" на любых режимах горизонтального полета, в противном случае будет происходить затягивание в пикирование. Именно так об этом и говорится в отчете:

Дополнение к дополнению (к вопросу об особенностях управления И-16). Из отчета НИИ ВВС от 22.04.39 о затягивании И-16 в пикирование:

4. Я эту характеристику выложил больше не для того, чтобы уточнить вертикальные скорости по высотам, а для того, чтобы установить - был ли "зубец" скороподъемности на первой границе высотности или нет. Ответ - все-таки был (поскольку предполагать, что сотрудники НИИ ВВС - косорукие идиоты, неспособные правильно измерить вертикальную скорость самолета, думаю, не стоит. Кроме того, замеров тогда сделали довольно много и на исходной фотографии с отметками всех значений их там целый рой и линия графика проходит точно по ним). Интересно установить, из-за чего он был. Полагаю, что причина, заключается не в том, что на первой границе высотности у М-63 откуда ни возьмись прорезается чудесная мощь, а в том, что, наоборот, вблизи земли у винта АВ-1 резко падает КПД.

Рассматривая данный график, следует учитывать следующие факторы: 1. Самолет опытный - на серийных образцах характеристики обычно бывают несколько хуже. Конкретно, данный экземпляр: - без рации (меньше полетный вес) - без антенны (лучше аэродинамика) - без креплений для подвесных баков (лучше аэродинамика) - без лючков для подкрыльевых факелов (лучше аэродинамика) - без кока винта (хуже аэродинамика) - крыло с жесткой фанерной обшивкой (лучше аэродинамика) 2. Высотная характеристика опытного мотора М-63 № 620301, замеренная на станке и приложенная к отчету, не соответствует фактическим результатам испытания (что отмечено в отчете), а фактические результаты испытаний не соответствуют ТО серийного мотора: -по характеристике, приложенной к отчету: первая граница высотности (номинальный наддув 925 мм. рт. ст., обороты 2200 об/мин): 1150 м. -по результатам испытания (без учета скоростного наддува): 1500 м. при тех же оборотах и давлении наддува. -по характеристике из ТО серийного мотора: 1800 м. при тех же оборотах (очевидно, за счет снижения номинального наддува до 915 мм. рт. ст.). При этом мощность серийного мотора осталась без изменений: 930 л. с. на уровне земли и 1000 л. с. на первой границе высотности. 3. Винт АВ-1 с диаметром 2.8 м и шириной лопасти 250 мм. не позволяет снять с мотора М-63 полную мощность (что неоднократно отмечено в отчете) из-за больших потерь на концах лопастей, работающих на околозвуковых скоростях. Для подтверждения этого факта была выполнена специальная серия полетов и измерена максимальная скорость в горизонте на различных оборотах мотора. Перегиб внешней характеристики мотора на больших оборотах отсутствует (согласно его ТО), поэтому снижение мощности на винте на максимальной скорости и оборотах можно объяснить только падением КПД винта на этих режимах. Результаты исследования выглядят так:

Как я уже говорил, на самолетах, оснащенных регулятором наддува типа "Эклипс", он же "РПД-1", на ограничителе сектора газа присутствует специальный вырез, так называемый "сверхход", продвинув рычаг газа в который можно принудительно регулировать открытие дроссельной заслонки карбюратора вручную. Это сделано на случай обрыва регулировочной пружины автомата, когда он прикрывает заслонку до земного положения и полет на высоте становится невозможен. Но ничего не мешает полностью открыть заслонку вблизи земли и получить наддув, и, соответственно, мощность мотора превышающую форсажную. На иностранных самолетах такой режим кратковременной чрезвычайной мощности (WEP, Notleistung и т. п.) обычно указывали в ТО самолета, в СССР же его особо не рекламировали и в ТО самолета обычно делали ссылку на ТО мотора, а уже в ТО мотора разрешали в "особо исключительных случаях", что в точности соответствует по смыслу англоязычному WEP: ТО самолета И-16 с мотором М-63, стр. 110: А вот перечень этих "крайних случаев": ТО мотора М-63: стр. 144: Таким образом, предельная кратковременная максимальная мощность мотора М-63 на оборотах 2300 об/мин и с полностью открытой дроссельной заслонкой карбюратора, допустимая в особо исключительных случаях у земли может достигать 1300 л. с.:

А сверх 0,18 куда девается? Клапан на 0,12 - 0,18 атм. никакого отношения к давлению в топливной системе не имеет. Перед запуском двигателя давление бензина перед карбюратором накачивается до 0,2 - 0,25 атм. Писал об этом здесь: https://forums.eagle.ru/showpost.php?p=3907002&postcount=1171

На высоте десять тысяч Кристальный мороз... Козырёк покрывается инеем, И не спасают унты... Ты поднялся сюда на рассвете, Чтобы решить вопрос: Правда ли, что Небо - синее От большой пустоты? "Чайка" крылья раскинула, В круг сливается винт... Лишь один Коккинаки До тебя здесь успел побывать... Жить с открытой кабиною Значит - Вместо шлема натягивать нимб, И до донышка баки, Как пьянчуга всегда допивать... Нет опоры... нет воздуха... Нет надежды на следущий вдох... У кого же здесь спрашивать - Отчего синева так пуста?.. Слёзы катятся звёздами... Ты не знал, что так холоден Бог?.. Что морозом раскрашивать Он умеет святые места?.. Сергей Патрушев (Serp)

К вопросу о скороподъемности: Заехал в архив и посмотрел еще разик на отчет по испытаниям И-16 с мотором М-63, на который уже ссылался выше. Наложил референс:

Дополнение: Кривые усилий для различных режимов полета и двух крайних центровок. Самолет тот же: "выпуска 39-го года с щитками":