По материалу журнала "Моделист-Конструктор" времён СССР

Фрагмент 3-го выпуска справочника "Кто есть кто в робототехнике"

В первое десятилетие XX в. еще не знали, как должен быть устроен самолет. И часто на летательных аппаратах тех времен горизонтальное оперение размещали перед крылом на вынесенной вперед носовой части фюзеляжа. Такие самолеты стали называть «утками», так как у них вытянутая вперед носовая часть фюзеляжа в полете напоминала летящую утку с вытянутой шеей. Это название закрепилось за самолетами, у которых горизонтальное оперение располагается перед крылом. Авиастроители возвратились к схеме «утка», когда стали проектировать сверхзвуковые самолеты, чтобы устранить снижение общей подъемной силы, возникающей у самолетов обычной схемы от хвостового оперения. И свободнолетающую авиамодель, выполненную по схеме «утка» можно лучше приспособить к парению.

Пилотажная авиамодель «УИИ-ДжиБерд» с двигателем 2,5 см³, имеющая схему «утка». Горизонтальное оперение с рулем высоты прикреплено к крылу его пилотажной на двух балках. Двигатель с тянущим винтом размещен в носовой части короткого фюзеляжа. Непосредственно за двигателем укреплена стойка носового колеса. Стойки основного шасси размещены в точках крепления балок. На хвостовой кромке крыла расположены два киля, отклоненные, как показано на чертеже, несимметрично.

Кропотливая работа по подбору положения центра тяжести себя оправдала и привела к успеху на соревнованиях. Во время испытаний модели выявилось еще одно существенное преимущество схемы «утка». При внезапной остановке двигателя во время выполнения фигур высшего пилотажа, потеряв управление, она входила в пикирование, а затем сама, без вмешательства моделиста, выходила из него и совершала благополучную посадку. Объясняется это тем, что при пикировании без управления весовой момент руля высоты вокруг оси его шарнирной подвески вызывает отклонение руля задней кромкой книзу. В результате возникает момент, вызывающий выход «утки» из пикирования, а затем - плавную посадку.

Кордовая модель схемы «утка», построенная и успешно испытанная японскими авиамоделистами.

При проектировании любой модели типа «утка» для обеспечения устойчивого полета ее очень важно правильно выбрать центр тяжести относительно носка хорды крыла. Расстояние от носка хорды крыла до центра тяжести модели, необходимое для устойчивого полета, определяется по формуле: X = 70Lго x Sго/Sкр - 0,1b, где: Sго — площадь горизонтального оперения в квадратных дециметрах, Sкр — площадь крыла в квадратных дециметрах, Lго — плечо горизонтального оперения, то есть расстояние от носка хорды стабилизатора до носка хорды крыла, в дециметрах, b — хорда крыла в мм.

Формула эта приведена для случая, когда на модели применен толкающий винт. Например, для модели, у которой Sго = 10,5 дм²; Lго = 6,3 дм; Sкр= 31,9 дм²; Х = 126 мм. Если же на модели, выполненной по схеме «утка», применен тянущий винт, размешенный перед крылом, то Х находят по еще более простой формуле: X = 70Lго x Sго/Sкр

В США проходят испытания два экспериментальных образца истребителя F-16XL, созданные на базе истребителя - бомбардировщика F-16. Если ранее сообщалось, что силовая установка нового истребителя оставалась прежней, то теперь, по утверждениям зарубежной печати, предполагается использовать более мощный двигатель F-101DFE, созданный на базе двигателя F-101 стратегического бомбардировщика B-1. По сравнению с базовым образцом значительно увеличена площадь крыла нового самолета (она составила 60 м2), длина фюзеляжа возросла на 1,4 м. Благодаря таким изменениям в конструкции запас топлива возрос на 80%.

Рассчитывают, что истребитель F-16XL будет способен производить длительные полеты со сверхзвуковой крейсерской скоростью. Для взлета и посадки ему потребуется полоса длиной менее 600 м.

В состав бортового радиоэлектронного оборудования самолета планируется включить модернизированную радиолокационную станцию AN/APG-66, станцию радиоэлектронного подавления AN/ALQ-165, электронно-оптическую систему «Лантирн» и новую цифровую ЭВМ системы управления оружием. Журнал "Техника и вооружение" времён СССР

"Утка" ("Канар", "К.анар-1", "Канар-1 бис"). Самолет имел схему "утка" с двигателем "Гном" в 50 л. с., был построен и опробован в воздухе осенью 1912 г. Второй полет на нем закончился аварией. Производя ремонт самолета после аварии, конструктор внес в него некоторые изменения, в частности ввел элероны, носовое колесо, киль, плавающие рули высоты. В марте 1913 г. он начал его испытания и до сентября совершил на нем 30 полетов. Самолет после этой переделки назывался "Канар-1 бис". Он имел четырехгранный фюзеляж до кабины прямоугольного, перед ней трапецевидного (широкой стороной вниз) сечения; каркас был выполнен из ясеня. Крылья - двухлонжеронные, лонжероны - сосновые, нервюры - с гибкими хвостовиками из бамбука, нос крыльев был обшит 1,5-мм картоном. Профиль крыльев S-образный, с толстым носком и резко вогнутой нижней стороной за носком. Концы крыльев были отогнуты вверх (против скольжения и для поперечной устойчивости), но после переделки наклон их был уменьшен, так как при наличии элеронов это стало излишним. Горизонтальное оперение- с плавающими рулями высоты Первоначально руль высоты был впереди стабилизатора, что оказалось неудачным. Вертикальное оперение сначала было в виде руля, но потом было заменено килем и рулем за ним. Шасси состояло из N-образных стоек, к нижним концам которых крепились рессоры, несшие сквозную ось с колесами. Носовое колесо поднималось в полете (впервые в России).

После переделок самолет показал лучшие результаты. Разбег был 40 м, пробег 30 м, скорость - около 100 км/час, улучшилась устойчивость самолета в воздухе. Однако двигатель был ненадежен, и это ограничивало продолжительность полета до 8 мин и высоту до 100 м.

"Канар-2" . Учтя опыт постройки первого самолета, А. В. Шиуков стал проектировать в 1914 г. второй самолет той же схемы, по имеющий военное назначение, под двигатель "Гном" в 80 л. с. В проекте вертикальное оперение было двойным, разнесенным - для обзора вперед и для удобства установки пулемета и прицела. Начавшаяся постройка самолета проходила успешно, но вскоре она была прекращена, так как в первые дни войны А. В. Шиуков был призван в армию.

Самолет|| Шиукова
Год выпуска||1912
Двигатель, марка||
Мощность||50
Длина самолета, м||7,2
Размах крыла, м||8,2
Площадь крыла, м2||14,2
Масса пустого, кг||270
Масса топлива+ масла, кг||20+10
Масса полной нагрузки, кг||100
Полетная масса, кг||370
Удельная нагрузка на крыло, кг/м2||26
Удельная нагрузка на мощность, кг/лс||7,4
Весовая отдача, %||27
Скорость максимальная у земли, км/ч||100

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИССЛЕДОВАНИЕ И ПОИСК РАЦИОНАЛЬНОЙ

КОМПОНОВКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПЕРЕХВАТЧИКА

НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ, ВЫПОЛНЕНОГО ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ «УТКА»

В процессе создании современного истре­бителя-перехватчика перед конструктором встает сложная задача проектирования самолета, удовлетворяющего заданным ТТТ:

· большая практическая дальность полета на дозвуковых и сверхзвуковых крейсерских ре­жимах;

· возможность эксплуатации на всех классах аэродромов;

· малая радиолокационная и тепловая заметность;

· возможность размещения оружия во внутренних отсеках самолета;

· сверхзвуковая крейсерская скорость на нефорсированном ре­жиме работы двигателя;

· возможность маневрирования на сверхзвуковых скоростях;

· высокая боевая эффективность;

· минимальное время необходимое для подготовки к повторному вылету.

Основной целью создания разрабатываемого самолета является получение аэродинамической компоновки, максимально удовлетворяющей всем поставленным ТТТ. В данной работе сделана попытка соединить в компоновке одного самолета оптимальные решения, обеспечивающие высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой области полета.

Ниже в качестве примера приведен вариант рациональной компоновки сверхзвукового дальнего барражирующего перехватчика (СДБП), выполненного по схеме «утка».

Основным преимуществом аэродинамической компоновки «утка» для варианта СДБП, имеющего переднее горизонтальное оперение (ПГО), является меньшее смещение аэродинамического фокуса на сверхзвуковых режимах полета, являющихся для данного самолета крейсерскими. Это происходит за счет того, что ПГО при данных режимах полета создает подъемную силу впереди центра масс, тем самым уменьшая смещение фокуса назад. Также при использовании схемы «утка» улучшаются условия обтекания крыла за счет прохождения по верхней поверхности крыла концевых вихрей с ПГО. Благодаря этому увеличивается устойчивость пограничного слоя крыла к разрушению и повышаются допустимые углы атаки крыла.

Общий вид СДБП показан на рис. 1, компоновка – на рис.2. Для наиболее полного представления о самолете на рис. 3 показана его трехмерная модель.

Рис. 1. Общий вид самолета

Рис. 2. Компоновка самолета

Рис. 3. Трехмерная модель самолета

Проектируемый СДБП выполнен по интегральной схеме, благодаря чему уменьшается интерференция, повышаются несущие характеристики фюзеляжа и увеличиваются внутренние объемы для размещения топлива и вооружения.

Поперечное сечение носовой части фюзеляжа имеет приплюснутую форму с острыми кромками при переходе от полукруглых верхних и нижних поверхностей к почти плоским боковым. Это позволяет, во-первых, снизить заметность фюзеляжа в боковой плоскости за счет переотражения лучей от плоских боковых поверхностей, а во-вторых, при обтекании носовой части поток делится на два направления: на обтекание верхней и нижней частей фюзеляжа. Использование острых кромок при переходе от полукруглых верхних поверхностей носовой части фюзеляжа дает возможность образованию в этих переходных зонах симметричных вихрей. Это способствует повышению устойчивости СДБП на больших углах атаки и получению благоприятной картины обтекания верхней части наплыва крыла.

В центральной части фюзеляжа находятся отсеки вооружения. Створки отсеков открываются вовнутрь, по направляющим рельсам. Такое решение связано с тем, что при открытии створок в поток резко возрастает омываемая поверхность самолета, и возникает резкое перераспределение давления по самолету. Это вызывает ухудшение путевой устойчивости, что недопустимо при пуске ракет. Путевую устойчивость, конечно, можно улучшить путем увеличения площади вертикального оперения, но это решение повлечет за собой увеличение массы ВО и возрастание объема и омываемой поверхности самолета.

Хвостовая часть фюзеляжа СДБП имеет форму сплющенного конуса. Такая форма оптимальна, так как имеет наименьшее донное сопротивление. В хвостовой части находится руль высоты в виде двух секций. Первая секция в комбинации со второй при отклонении придает рулю форму параболы, вторая позволяет отклоняться рулю на углы до 45° без срыва потока. На посадке руль отклоняется вверх на угол 70°, тем самым играя роль тормозного щитка.

Крыло СДБП выполнено по треугольной схеме, что дает возможность использовать 3% профиль для уменьшения волнового сопротивления. Стреловидность крыла по передней кромке равна 60°, выбор стреловидности обусловлен сверхзвуковым полетом СДБП, при котором при увеличении угла стреловидности уменьшается коэффициент аэродинамического сопротивления, а при полете на дозвуковой скорости отодвигается начало появления волнового кризиса на поверхности крыла. Для улучшения ЛТХ СДБП на сверхзвуковых режимах полета и увеличения маневренности крыло имеет наплыв.

Отличительной особенностью данного проекта самолета является применение адаптивного крыла. Адаптивное крыло улучшает аэродинамические характеристики самолета, снижает потребную тягу его двигателя на 10...20%, увеличивает дальность на 8...20% и крейсерскую высоту на 10...30%, сни­жает расход топлива на 8...20%, и улучшает маневренные характеристики самолета.

Так, перегрузка nу уст возраста­ет до 15%, С уа тах может увели­читься до 25%, максимальное аэродинамическое качество - до 25%. Увеличение коэффициента подъемной силы происходит при изменении угла отклонения носков до 35°. Наиболее сильный рост С уа происходит при отклонении носков на углы δН = 35°. С ростом числа М потребные углы δН уменьшаются. Наибольший эффект адаптивного крыла отмечается при совместном отклонении носков и элевонов. Для получения оптимальных аэродинамических характеристик необходимо установить зависимость отклонения носков и элевонов от угла атаки, соот­ветствующего максимальному аэродинамическому качеству Кmax.

На рис. 4. показан профиль крыла СДБП с органами управления .

Рис. 4. Профиль крыла СДБП

В компоновке СДБП, исходя из требований малой заметности, был разработан вариант перспективного регулируемого малозаметного воздухозаборника, его схема показана на рис. 5.

Принятая концепция воздухозаборника имеет следующие параметры:

Трапециевидное сечение с наклоном боковых стенок 21°;

Передние кромки воздухозаборника в базовой плоскости самолета с наклоном 47°, в боковой плоскости самолета передняя кромка с изломом и углами 78° и 60°;

S‑образный канал воздухозаборника для уменьшения свечения первой ступени компрессора.

Рис. 5. Схема воздухозаборника СДБП

На верхней части воздухозаборника расположены жалюзи 1 для слива пограничного слоя из канала воздухозаборника. В нижней части располагается отклоняющаяся губа 2 для дополнительного подсоса воздуха. Регулировка воздухозаборника осуществляется с помощью трехстворчатого клина 3. Клин состоит из центральной 4 и двух боковых створок 5. Боковые створки кинематически связаны с механизмом регулировки клина 6.

Анализ предполагаемой картины образования скачков показал, что при применении трехстворчатого клина возникают восемь пространственных скачков уплотнения: первые два – на передней кромке и на повороте клина, третий скачок – на криволинейной части клина, четвертый – на нижней части воздухозаборника и четыре на боковых створках клина. Исходя из этого, можно ввести определение «трехстворчатого малозаметного пространственно регулируемого воздухозаборника».

Как известно, для полета на сверхзвуковой скорости самолету необходимо иметь минимальный мидель, а для быстрого преодоления зоны трансзвука желательно, чтобы график площадей приближался к телу вращения Сирса-Хаака, так как оно имеет минимальное волновое сопротивление.

На основе эксперименталь­ных и теоретических исследо­ваний установлено , что при околозвуковых скоростях волновое сопро­тивление компоновки самолета равно волновому сопротивлению экви­валентного тела вращения, имеющего то же самое распределение пло­щадей поперечных сечений вдоль оси, что и исходная компоновка. При этом требуется, чтобы контур тела за­канчивался либо осесимметричным обводом, либо острием, либо ци­линдрической частью. Экспериментально установлено, что можно уменьшить волновое сопротивление компоновки самолета, выбирая его форму так, чтобы эквивалентное тело вращения для самолета соответствовало телу минимального сопротивления.

На рис. 6. изображен график площадей поперечных сечений разработанного СДБП и эквивалентного ему тела Сирса -Хаака.

Рис. 6. График площадей СДБП и эквивалентного ему тела Сирса - Хаака

График площадей показывает, что распределение площадей по длине самолета приближается к графику Сирса-Хаака, откуда следует, что самолет будет иметь волновое сопротивление, близкое к минимально возможному.

Уровень совершенства самолета определяется его аэродинамикой, главным показателем которой в свою очередь является аэродинамическое качество.

Зависимость аэродинамического качества от числа Маха показана на Рис. 7

Рис. 7. Зависимость аэродинамического качества от числа Маха

В табл. 1. приведены критерии, по которым можно оценить основные параметры самолета.

Таблица 1

Критерии оценки

СДБП

Площадь миделевого сечения самолета

Площадь омываемой поверхности

Объем самолета

Площадь крыла

Эффективное удлинение

Коэффициент интегральности

Параметр волнового сопротивления

Относительная площадь миделевого сечения

Относительный объем отсеков вооружения

Максимальный вес самолета

Дальность при М=0.85

Дальность при М=2,35

В результате проделанной работы по определению рациональной компоновки СДБП были достигнуты высокие аэродинамические характеристики как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой скорости.

Литература

1. , Аэродинамика маневренных самолетов (особенности аэродинамического проектирования) – М: Изд-во МАИ, 1996.

2. Андреев проектирования и перспективы развития маневренных самолетов. – М: Изд-во МАИ, 1996.

Самолет МиГ-8 «утка»

На заре развития авиации, когда знакомый нам облик самолета еще не сформировался, схема «утка»: часто встречалась в конструкции летательных аппаратов. Именно эту аэродинамическую схему имели самолет братьев Райт и самолет А. Сантос-Дюмона «14 bis», совершивший первый в Европе официально зарегистрированный полет (1906 г.). Как известно, идея самолета возникла на основе наблюдения за полетом птиц. Копируя их форму, пионеры авиации создавали проекты самолетов, в которых горизонтальное оперение должно было располагаться позади крыла. По этой так называемой классической схеме создавали летающие модели Д. Кейли, А. Пено, строил самолет А. Ф. Можайский. Чем же объяснить, что первые поднявшиеся в воздух самолеты имели иную аэродинамическую схему? Как известно, балансировочная сила, возникающая на переднерасположенном горизонтальном оперении (ПГО) на режимах взлета, набора высоты и горизонтального полета, направлена вверх и увеличивает общую подъемную силу системы крыло+оперение. Не исключено, что это обстоятельство также принималось во внимание пионерами авиации. Одним из первых, кто предложил располагать горизонтальный стабилизатор перед крылом, был выдающийся русский изобретатель в области авиации и ракетной техники С. С. Неждановский. В 1894 г. на IX съезде естествоиспытателей и врачей он показал полеты модели планера схемы «утка». Один из очевидцев этих полетов писал: «С. С. Неждановский демонстрировал модель очень устойчивого планера, который представлял собой два плана (крыла): один впереди другого, и передний был несравненно меньше... Вторая поверхность аэроплана, дающая ему устойчивость, называлась стабилизатором. Чем расстояние между главным, поддерживающим планом и стабилизатором больше, тем устойчивее аэроплан». В конце XIX в. широкое распространение получил принцип балансирного управления летательным аппаратом, впервые осуществленный в планерных опытах О. Лилиенталя. Сторонники этого принципа считали, что устойчивость и управляемость планера или самолета может быть обеспечена только с помощью непрерывного изменения положения тела летчика относительно крыла. Компенсацией недостаточной устойчивости летательного аппарата, на котором не предполагалось устанавливать стабилизирующие поверхности, должно было служить мастерство пилота. У. и О. Райт, являясь приверженцами школы О. Лилиенталя, усовершенствовали разработанный им способ балансирного управления. Понимая, что с увеличением размеров и массы летательного аппарата возможности управления им с помощью перемещения тела летчика становятся все более ограниченными, они стали устанавливать на планерах поверхности управления: спереди - горизонтальный руль для продольного управления, сзади - руль направления, а также применили перекашивание крыла для поперечного управления. Таким образом удалось добиться управления летательным аппаратом относительно всех трех осей, причем величина управляющих моментов уже не зависела от физических возможностей летчика. На основе успешных испытаний планеров в 1900-1902 гг. братья Райт в конце 1903 г. создали первый самолет, пригодный для полетов. Этот самолет явился также первым самолетом схемы «утка». Конструкция и полеты самолета братьев Райт широко известны, поэтому мы не будем останавливаться на их изложении.

Самолет А. Сантос-Дюмона «14 bis»

Сведения о полетах братьев Райт стимулировали активность европейских пионеров авиации. В конце 1905 г. французская газета «Ауто» поместила зарисовку самолета американских изобретателей. На основании этих данных состоятельный бразилец А. Сантос-Дюмон, работавший во Франции над проблемой полета, построил самолет, который получил обозначение «14 bis» (рис. 1). Как и самолет братьев Райт, «14 bis» имел бипланное крыло, толкающий винт, переднерасположенное оперение. Однако в целом конструкция самолета Сантос-Дюмона была значительно менее совершенна, чем конструкция самолета американских изобретателей. Первоначальный вариант «14 bis» не имел поперечного управления (по мнению Сантос-Дюмона, поперечная устойчивость должна была полностью обеспечиваться значительным поперечным V крыла), цельноповоротное вертикальное оперение, представляющее собой вертикальные стенки коробчатого крылышка, было расположено перед крылом и не обеспечивало путевую устойчивость. Кроме того, в отличие от самолета братьев Райт рули «14 bis» были установлены на большом расстоянии от центра масс аппарата, что вызывало их чрезмерную эффективность и затрудняло пилотирование. Несмотря на указанные недостатки, Сантос-Дюмону удалось в октябре 1906 г. совершить полет на расстояние более 50 м. Месяц спустя была достигнута дальность в 220 м. Однако техническое несовершенство самолета в конце концов дало о себе знать - в апреле 1907 г. «14 bis» разбился при попытке очередного полета. Первые полеты самолета Сантос-Дюмона оказали большое влияние на пионеров французской авиации и способствовали активизации их работ. По примеру бразильского авиаконструктора самолет с передним рулем высоты и толкающим пропеллером (рис. 2) построил Л. Блерио - конструктор и летчик, получивший впоследствии мировую известность своим перелетом через пролив Ла-Манш.

Самолет Блерио-5 «Капар»

Аппарат, названный Блерио «Канар» (по-французски «утка»), оказался очень неустойчивым в полете, и его испытания сопровождались частыми авариями. При первой же попытке взлета весной 1907 г. самолет поломал шасси. Когда, наконец, Блерио удалось подняться на нем в воздух, аппарат перевернулся в полете и упал, причем сам конструктор лишь чудом остался невредим. Недостаточная устойчивость первых самолетов схемы «утка» заставила их создателей обратиться к иным аэродинамическим схемам. А. Сантос-Дюмон в 1907 г. построил и успешно испытал моноплан классической схемы, в том же году аналогичную конфигурацию при создании нового самолета применил и Л. Блерио. В конце первого десятилетия XX в. получает распространение схема самолета, в которой горизонтальное и вертикальное оперения располагались на балках за крылом, а перед крылом устанавливался руль высоты (самолеты «Фарман», «Вуазен» и др.). Это позволяло добиться удовлетворительной продольной и путевой устойчивости и при этом сохранить преимущества переднерасположенного руля высоты. Положительные стороны такой конструкции оценили братья Райт, которые в 1910 г. добавили к своему самолету горизонтальное оперение за крылом.. Несмотря на общую тенденцию к отказу от применения схемы «утка» в авиации, до начала первой мировой войны имели место отдельные работы по самолетам этого типа.

В 1908 г. в Германии В. Фокке получил патент на самолет-моноплан схемы «утка» с толкающим винтом, а год спустя вместе с инженером Альберта воплотил свой замысел в жизнь. Самолет Фокке и Альберта имел цельнопово-ротное переднее горизонтальное оперение, фюзеляж из сварных труб и был снабжен двигателем мощностью 40 л. с. (29 кВт). Аппарат был установлен на трехколесном шасси с носовым колесом, применявшимся впоследствии практически на всех самолетах типа «утка». Самолет испытывался в сентябре 1909 г. Результаты этих испытаний были весьма скромными - самолет совершил «подлет» длиной 40 м на высоте в несколько метров. Спустя три года в Германии был построен еще один самолет схемы «утка» (конструктор И. Зольман). Этот летательный апарат отличался применением раздельных горизонтальных поверхностей стабилизации и управления (руль высоты располагался между стабилизатором и крылом).

Сведений о полетах самолета Зольмана не обнаружено. В Англии в 1910 г. конструктор Г. Барбер построил моноплан с вынесенным вперед на балках горизонтальным оперением бипланного типа. Верхняя поверхность оперения представляла собой неподвижный стабилизатор, а нижняя-являлась рулем высоты. Удачная центровка (двигатель и летчик располагались вблизи передней кромки крыла) и двойное заднерасположенное успешные полеты этого вертикальное оперение обеспечили самолета, названного «Валькирия». Только за 1911 г. на трехместном варианте «Валькирии» Барбер без единой аварии поднял в воздух 151 пассажира, общий налет за год составил 11000 км. В том же году на самолете была выполнена первая коммерческая перевозка груза по воздуху. Всего с 1910 по 1912 гг. конструктор построил 12 самолетов «Валькирия». Однако, несмотря на успешный опыт их эксплуатации, правительство Англии не проявило интереса к необычным самолетам, и Барбер из-за недостатка средств прекратил свою деятельность в авиации.

Самолеты Барбера можно считать первыми успешно летавшими монопланами схемы «утка». В 1911 г. Л. Блерио вновь построил самолет-моноплан схемы «утка». В отличие от его первой конструкции крыло имело прямоугольную форму и было снабжено элеронами. На крыле имелись поворотные вертикальные кили. Как и четыре года назад, испытания самолета не дали положительных результатов. Незадолго до начала первой мировой войны самолет схемы «утка» был создан в России. Его конструктор - А. В. Шиуков - заинтересовался авиацией еще будучи гимназистом в г. Тифлисе. В 1908-1910 гг. он построил и испытал несколько планеров различных схем. Наилучшие результаты были достигнуты при полетах на планере схемы «утка». На его основе в 1912 г. Шиуков построил самолет-моноплан с ротативным двигателем «Гном». После ряда доработок (установка элеронов, киля, применение шасси с носовым колесом) самолет получил обозначение «Ка-нар-1бис».

Он имел расчалочный четырехгранный фюзеляж до кабины прямоугольного, а перед ней - трапециевидного (широкой стороной вниз) сечения; каркас был выполнен из ясеня. Крылья - двухлонжеронные, лонжероны были изготовлены из сосны, нервюры - из бамбука, носок крыльев обшит картоном. Крылья имели S-образный профиль с толстым носком и резко вогнутой нижней стороной за носком. На самолете «Ка-нар-бис» в течение 1913 г. было совершено 30 полетов. Однако ненадежная работа двигателя ограничивала продолжительность полетов до 8 мин и высоту до 100 м. В 1914 г. А. В. Шиуков стал проектировать второй самолет той же схемы, но с более мощным двигателем. Самолет должен был иметь военное назначение, поэтому вертикальное оперение предполагалось сделать двойным, разнесенным - для лучшего обзора вперед и для возможности установки пулемета и прицела. Значительно более высоким конструктивным совершенством отличался гидросамолет схемы «утка» Г. Вуазена (Франция, 1911 г.). Этот аппарат был весьма больших для тех лет размеров (он был рассчитан на экипаж 2-3 человека). В отличие от «Гидроавиона» этот самолет имел бипланное крыло, закрытый фюзеляж четырехгранного сечения, горизонтальное оперение в виде одной плоскости. В связи с большой взлетной массой самолета под крылом было установлено не два, а три поплавка. Два экземпляра гидросамолета Вуазена закупило военно-морское ведомство России. В 1912-1913 гг. в Севастополе на этих самолетах было совершено много полетов. В скором времени благодаря изменению формы и размеров поплавков удалось осуществлять взлет и посадку на воду на самолетах обычной классической схемы. Гидросамолеты с передним оперением больше не строились. Несмотря на создание удовлетворительно летавших самолетов схемы «утка», к моменту начала первой мировой войны работы по летательным аппаратам этого типа полностью прекратились. Все усложняющиеся требования, предъявляемые к самолетам, вызвали возросшее внимание к их устойчивости. В этом отношении первые самолеты схемы «утка», несомненно, уступали самолетам обычного типа. В годы первой мировой войны началось массовое производство самолетов, сформировалась наиболее рациональная для этого периода аэродинамическая схема - биплан с тянущим пропеллером и хвостовым оперением позади крыла. К 1918 г. подавляющее большинство выпускаемых самолетов имело именно эту схему. К концу 20-х годов авиационная техника достигла весьма высокого совершенства. В связи с этим возникла идея создания легкомоторного самолета личного пользования, который был бы также прост в управлении, как автомобиль, сравнительно дешев и мог бы найти массовый рынок сбыта. Основным требованием к «летающему автомобилю» была безопасность эксплуатации. По этой причине в конце 20-х и в 30-е годы вновь возродился интерес к самолетам схемы «утка». Опыт показывал, что расположение горизонтального оперения перед крылом способствует уменьшению опасности попадания самолета в срывной режим при большом угле атаки. Действительно, при перетягивании летчиком ручки управления срыв сначала наступал не на крыле, как на самолетах классической схемы, а на горизонтальном оперении, имеющем из условия продольной балансировки летательного аппарата схемы «утка» больший, чем у крыла, угол атаки. В связи с этим возникал пикирующий момент, автоматически выводящий самолет из опасного положения. Другой особенностью самолета схемы «утка», повышающей безопасность его эксплуатации, было удобство компоновки трехколесного шасси с носовым колесом, исключающего возможность капотирования при посадке. Расположение оперения впереди крыла уменьшало также опасность касания фюзеляжем земли при посадке на больших углах атаки (из-за укороченной задней части фюзеляжа). Все это делало весьма привлекательным применение схемы «утка» при создании самолетов массового пользования, рассчитанных на малоопытных летчиков. Первый самолет схемы «утка», появившийся после окончания первой мировой войны, был построен в Германии конструктором Г. Фокке совместно с Г. Вульфом. Интерес к летательным аппаратам этого типа появился у Г. Фокке еще в юности, когда его старший брат В. Фокке построил и испытал самолет с передним горизонтальным оперением. В 1909-1910 гг. Г. Фокке и его товарищи построили примитивный самолет схемы «утка» с мотором в 8 л. с. (6 кВт). Но самолет так и не оторвался от земли. В 1925 г. Г. Фокке и Г. Вульф основали самолетостроительную фирму. Одной из первых работ этой фирмы стал двухмоторный моноплан схемы «утка», который получил обозначение F-19.

Конструкция самолета была выполнена в основном из стальных труб, обтянутых полотняной обшивкой. Деревянную обшивку имели только горизонтальное оперение и передняя часть крыла. В центральной части фюзеляжа располагалась закрытая кабина на трех человек, перед ней имелась открытая кабина пилота. Самолет был снабжен трехколесным шасси с носовым управляемым колесом. Горизонтальное оперение, установленное на ферме из стальных труб над носовой частью фюзеляжа, состояло из стабилизатора и щелевого руля высоты. Для обеспечения продольной устойчивости самолета при различных положениях центра масс стабилизатор был сделан переставным (угол его установки мог быть изменен перед полетом). В связи с влиянием скоса потока за оперением на обтекание крыла центральная часть крыла была расположена под большим углом атаки, чем его концы. В 20-е годы значительно усовершенствовались методы расчета устойчивости самолетов. Конструкторы F-19 в отличие от первых создателей самолетов схемы «утка» отчетливо представляли себе, что удлиненная передняя часть самолета (необходимая для достаточного плеча действия горизонтального оперения) вызывает значительный дестабилизирующий момент рыскания. Поэтому при проектировании F-19 большое внимание было уделено обеспечению удовлетворительной путевой устойчивости в полете- задняя часть фюзеляжа плавно переходила в киль больших размеров, под крылом были установлены дополнительные вертикальные кили. Общая площадь вертикального оперения составляла примерно 25% площади крыла, что в 2...3 раза больше, чем у самолетов обычной схемы. Самолет F-19 был снабжен двумя двигателями по 75 л. с. (55 кВт) с тянущими пропеллерами. Двигатели были установлены в гондолах под крылом. Для компенсации разворачивающего момента в случае отказа одного из двигателей была предусмотрена возможность отклонить в полете горизонтальное оперение относительно продольной оси, вследствие чего образовывался боковой момент, дополняющий момент от руля направления. Испытания самолета начались осенью 1927 г. В одном из полетов самолет потерпел аварию, во время которой погиб Г. Вульф. В 1930 г. был построен самолет F-19a, снабженный более мощными двигателями. В отличие от его предшественника полеты самолета F-19a проходили вполне успешно. Самолет испытывался с 1930 по 1939 гг. В ходе испытаний выяснилось, что при полетах в безветренную погоду пилотирование самолета мало отличается от пилотирования самолетов обычной схемы, например самолета Юнкере F-13. Отмечалась высокая эффективность руля высоты, малая нагрузка на ручке управления, возможность управляемого полета при су=1,2, простота взлета и посадки. В качестве недостатков самолета F-19a указывалось на тенденцию к продольным колебаниям в ветреную погоду и «просадка» самолета при выходе из срыва. В рассматриваемый период самолеты схемы «утка» строились также в США, Италии и во Франции. В 1931 г. в США братья Гранвилл под влиянием сообщений о полетах F-19a сконструировали легкий одномоторный самолет Джи Би «Асендер».

Он имел одноместную закрытую кабину, переходящую в вертикальный киль, монопланное крыло, тянущий пропеллер. Конструкторы установили также дополнительное вертикальное оперение над передним горизонтальным стабилизатором, что оказалось ошибочным. После нескольких коротких испытательных полетов самолет попал в плоский штопор и упал с высоты около 15 м на поле аэродрома. Пилот остался жив. Причиной аварии послужила недостаточная путевая устойчивость самолета. Итальянский инженер С. Стоффанатти в 1936 г. построил маленький экспериментальный самолет SS-2. Это был цельнодеревянпый одноместный моноплан с полотняной обшивкой. Самолет был снабжен двигателем мощностью 16 л. с. (12 кВт), приводившим во вращение толкающий пропеллер. Крыло и переднерасположенное горизонтальное оперение имели треугольную форму в плане, что способствовало улучшению путевой устойчивости и демпфированию продольных колебаний. Примерно по середине каждого полукрыла были расположены вертикальные кили. Рули направления, установленные на килях, помимо своих основных функций могли отклоняться одновременно в разные стороны, действуя в этом случае в качестве аэродинамических тормозов. Горизонтальное оперение было снабжено щелевым рулем высоты. Для поперечного управления, как обычно, применялись элероны. Самолет был установлен на трехколесном шасси с носовым колесом. Сообщения, появившиеся в авиационной периодике, говорили об успешных полетах этого самолета. Отмечались, в частности, легкий взлет самолета, короткий пробег (шасси с носовым колесом позволяло осуществлять интенсивное торможение без опасности капотирования), автоматический выход из срыва на больших углах атаки. На основе самолета SS-2 Стоффанатти построил туристский самолет SS-3. Известно, что этот самолет был показан на авиационной выставке во Франции в 1937 г., однако сведений о его полетах обнаружить не удалось. Во Франции в 1936 г. Л. Клод построил цельнодеревянный одномоторный двухместный самолет «Канар».

Как и итальянские конструкторы, Клод стремился создать безопасный самолет, пригодный для пилотирования без прохождения специальной подготовки. В конструкции этого самолета были использованы многие принципы популярного в 30-е годы французского самолета А. Минье «Пудюсьель» («Небесная блоха»). Клод применил цельноповоротное переднее крыло, значительно разнесенное по высоте с задним. «Канар» был снабжен тянущим пропеллером. Дифференциальные элероны, размещенные на крыле, были связаны с передним горизонтальным оперением и при повороте его на увеличение угла атаки отклонялись вверх. Это должно было способствовать улучшению маневренности самолета, особенно на больших углах атаки. Исследования на модели показали, что при одновременном отклонении руля высоты и элеронов возможен полет под углом атаки около 55°. Увлечение идеей «безопасного» самолета схемы «утка» не миновало и нашу страну. В середине 30-х годов В. К. Грибовский и В. Л. Моисеенко разработали проекты легких монопланов с переднерасположенным горизонтальным оперением. Самолеты были рассчитаны на установку двигателя М-11 в 100 л. с. (74 кВт). В результате опытов с моделями выявилась недостаточная путевая устойчивость этих летательных аппаратов, и оба проекта так и остались на бумаге. В конце 30-х годов, на пороге второй мировой войны, интерес к идее легкомоторного самолета личного пользования значительно снизился. Усилия авиационных конструкторов сосредоточились на проектировании новых боевых самолетов. К моменту начала второй мировой войны аэродинамическое совершенство винтомоторных самолетов приблизилось к своему пределу. Некоторое увеличение скорости могло быть достигнуто дальнейшим увеличением мощности двигателей, однако этот путь вел к возрастанию взлетной массы, а следовательно, к ухудшению маневренности и взлетно-посадочных характеристик. Поэтому в различных странах были предприняты попытки использования необычных схем для создания скоростных самолетов. Определенные преимущества при разработке военных самолетов обещало использование схемы «утка». Применение горизонтального оперения перед крылом позволяло уменьшить потребную площадь крыла и увеличить максимальную скорость полета. В отличие от обычной схемы в схеме «утка» на горизонтальном оперении создается не отрицательная, а положительная подъемная сила. По оценке С. Гейта, в этом случае мог быть достигнут прирост су = 0,5. Следовательно, при равных посадочных скоростях максимальная скорость полета самолета схемы «утка» была бы примерно на 4% выше, чем у самолета с заднерасположенным горизонтальным оперением. Расположение горизонтального оперения в невозмущенном потоке способствовало улучшению продольной маневренности; особенности схемы обеспечивали удобство размещения бомбовой нагрузки вблизи центра масс и позволяли применить несинхронизированное стрелковое вооружение в носовой части фюзеляжа. (Последнее обстоятельство способствовало увеличению точности и скорострельности). Первый военный самолет схемы «утка», SS-4, был построен в Италии в 1939 г. на основе самолетов SS-2 и SS-3 и имел сходную компоновку.

Эта машина должна была использоваться в качестве легкого истребителя и была вооружена двумя пушками калибра 20 мм. В ходе испытаний в 1941 г. самолет SS-4 потерпел аварию и больше не восстанавливался. В США в годы второй мировой войны также была предпринята попытка создать истребитель схемы «утка». В 1940 г. руководство армии, стремясь найти новые пути повышения скорости винтомоторных самолетов, обратилось к самолетостроительным фирмам с предложением разработать ряд истребителей необычных схем. В результате фирмой «Нортроп» был создан самолет схемы «бесхвостка» ХР-56, а фирма «Кертисс» построила опытный истребитель схемы «утка» ХР-55 «Асендер».

Созданию самолета ХР-55 предшествовали испытания его уменьшенного аналога CW-24B. Этот самолет был выполнен из дерева и полотна и снабжен двигателем мощностью 275 л. с. (202 кВт). Самолет CW-24B проходил испытания с конца 1941 г. по май 1942 г., в ходе которых самолет претерпел ряд изменений, направленных в основном на повышение его путевой устойчивости, в частности были установлены дополнительные вертикальные кили. Летом 1943 г. завершилась постройка первого самолета ХР-55. Это был цельнометаллический одноместный низкоплан со стреловидным крылом (35° по передней кромке). Расположенный в задней части фюзеляжа двигатель вращал толкающий пропеллер. Для обеспечения безопасного покидания самолета в воздухе пропеллер мог быть сброшен в полете по команде из кабины. Воздухозаборник над двигателем и радиатор под фюзеляжем образовывали вертикальное оперение. Вертикальные кили были установлены также на крыле, примерна на 3/4 его размаха. Кили были снабжены рулями направления. К внутренней части крыла (до килей) крепились закрылки, к внешней - элероны. Самолет имел трехколесное убирающееся шасси с носовым колесом. Первые полеты самолета ХР-55 выявили ряд проблем, связанных с устойчивостью самолета схемы «утка» из-за большой нагрузки на крыло. Во время одного из полетов в ноябре 1943 г. летчик не смог вывести самолет из штопора и покинул его на парашюте на высоте около 5 км. В связи с этим при испытаниях второго экземпляра самолета ХР-55 был введен ряд ограничений (в частности, запрещалось вводить самолет в срыв на высоте менее 6 км). Для улучшения управляемости самолета на больших углах атаки конструкция третьего экземпляра самолета ХР-55 была немного изменена - увеличен угол отклонения руля высоты, размах крыла возрос на 1,2 м, увеличена площадь элеронов. В носовой части фюзеляжа установили стрелково-пушечное вооружение. В 1944 г. самолет прошел испытания на стрельбы, были замерены летные характеристики. Из-за недостаточно хороших характеристик устойчивости в серийном производстве было отказано. В самом конце войны в Японии фирма «Куши-Хикокии» построила опытный истребитель - «утку» J7W-1 «Шинден».

Самолет имел низкорасположенное стреловидное крыло, к которому крепились закрылки, элероны и вертикальные кили, двигатель за кабиной, толкающий пропеллер, трехколесное шасси с носовым колесом, пушечное вооружение в носовой части фюзеляжа и внешне весьма напоминал истребитель ХР-55. К моменту капитуляции Японии самолеты J7W-1 (всего было построено два экземпляра) не вышли из стадии пробных полетов. Единственный самолет схемы «утка» 40-х годов сугубо гражданского назначения был построен в СССР вскоре после окончания Великой Отечественной войны. Самолет получил обозначение МиГ-8 «утка». Это был трехместный моноплан цельнодеревянной конструкции с полотняной обшивкой, закрытой кабиной и верхнерасположенным подкосным стреловидным крылом. В качестве силовой установки использовался двигатель М-11. МиГ-8 явился первым советским самолетом со стреловидным крылом и одним из первых отечественных летательных аппаратов, имеющих трехколесное шасси с носовым колесом. Для устранения опасности потери динамической устойчивости переднего колеса при движении по земле - так называемого «шимми»- носовая стойка была снабжена масляным демпфером колебании. Как известно, эти конструктивные решения широко применялись затем в реактивной авиации, в том числе и на самолетах с маркой «МиГ». Испытаниям самолета МиГ-8 предшествовали продувки его модели в аэродинамической трубе. Исследования показали, что самолет обладает удовлетворительной путевой, но излишней поперечной устойчивостью. Первый полет самолета МиГ-8 состоялся в конце 1945 г. Его выполнил один из старейших советских летчиков-испытателей А. И. Жуков. Впоследствии на самолете летал А. Н. Гринчик. В ходе испытаний в конструкцию были внесены незначительные изменения -вертикальные кили перенесли с концов крыла ближе к центроплану, устранили фиксированные предкрылки на концах крыла. В целом полеты самолета МиГ-8 прошли вполне успешно, отмечалась безопасность полетов на больших углах атаки. После завершения испытаний самолет в течение нескольких лет использовался как связной.

Все рассмотренные в данном разделе самолеты схемы «утка» не вышли из стадии экспериментальных машин. Сравнение однотипных самолетов схемы «утка» и классической схемы показывает, что первые, как правило, не обладали превосходством в отношениях диапазона скоростей и весового совершенства. Это объясняется в первую очередь тем, что многие отмеченные выше преимущества схемы с передним горизонтальным оперением не удавалось реализовать на практике. Так, например, считалось, что использование схемы «утка» позволяет получить большие значения супос из-за наличия положительной балансировочной силы на оперении. Однако, как показали исследования, с помощью переднего горизонтального оперения удается сбалансировать самолет, у которого Сутах крыла не более 2, что делало невозможным применение высокоэффективной посадочной механизации крыла, например двойных закрылков Фаулера. Это объясняется тем, что сила, возникающая на крыле от действия закрылков, у самолетов схемы «утка» имеет значительно большее плечо действия, чем у летательных аппаратов других аэродинамических схем (из условия нормальной центровки Хт «утки» равно примерно - 0,05, т. е. находится впереди крыла, а у самолета обычной схемы Хт=0,20... 0,25). Эффективность рулей высоты оказывалась недостаточной для компенсации возникающего при этом пикирующего момента. Малое плечо действия вертикального оперения и значительный дестабилизирующий момент фюзеляжа «утки» заставили заметно (иногда в 2... 3 раза) увеличивать площадь вертикального оперения по сравнению с аналогичным параметром самолетов обычной схемы. Это вело к возрастанию сопротивления и массы летательного аппарата. Не оправдали себя полностью и надежды на безопасность полета самолета на больших углах атаки. Как отмечалось, экспериментальный самолет Джи Би «Асендер» и истребитель ХР-55 разбились в результате штопора. Существует мнение, что первый экземпляр самолета F-19 потерпел катастрофу также по причине штопора. Кроме опасности штопора срыв потока с горизонтального оперения вызывал потерю эффективности рулей высоты и мог привести к интенсивному неуправляемому пикированию. Винтомоторные самолеты схемы «утка» не получили распространения в авиации, однако некоторые особенности конструкции (шасси с носовым колесом, стреловидное крыло) способствовали накоплению опыта, который впоследствии был использован при создании реактивных самолетов.