отсутствии видимости. В этих условиях летчик не мог контролировать поведение
самолета  по   угловой  скорости  тангажа.  После  установки  более  тяжелых
двигателей  центр тяжести самолета сдвинулся вперед, и самолет  стал прост в
пилотировании, несмотря на свой короткий хвост. Удаление хвостового оперения
от  центра тяжести самолета сказывается  на демпфирующем эффекте продольного
движения; однако это не единственный  фактор;  демпфирование в  большой мере
определяется     действием     крыла.    При    характеристиках    плотности
rсам=G/gSl, присущих  самолету "И-16",  демпфирование  продольных
движений достаточно велико.
     Самолет  "И-16",   будучи  близким   к  бипланам  по  перегрузке,  имел
значительно меньшую площадь крыльев и, следовательно, более высокую удельную
нагрузку.  Это   не  отразилось   существенно   на  его   взлетно-посадочных
характеристиках, особенно на последующих  модификациях  самолета, снабженных
посадочными  щитками,  однако  радиусы  кривизны траектории  при  маневре  с
максимальной перегрузкой увеличились, что видно из табл.  3. Самолет  "И-16"
явился   как   бы   промежуточным   звеном   для   перехода   к   скоростным
истребителям-монопланам периода второй  мировой войны.  На нем стал возможен
высший  пилотаж  в виде  комбинации  и  вращений и движений  в  вертикальной
плоскости,  что  является  характерным  для  современной  программы  высшего
пилотажа.
     Опасения   в  отношении  трудности  выхода  самолета  из   штопора   не
оправдались. Послушав  споры ученых, в  которых принимал участие и автор, В.
П. Чкалов решил испытать самолет, и оказалось, что даже при задней центровке
самолет  легко выходил из штопора, чего не  наблюдалось у самолетов-бипланов
"И-15"  и  "И-153".  В. П.  Чкаловым  была даже предложена новая  фигура  --
восходящий  штопор.   Самолет  разгонялся   путем  снижения,   выводился  на
вертикальную восходящую  траекторию, и затем,  когда скорость  в достаточной
мере уменьшалась,  рули  ставились  в  штопорное  положение и самолет  делал
штопор  вверх,  пока  не  иссякал  запас  скорости.  Условия  начала штопора
определялись допустимой перегрузкой по прочности самолета.
     Преимущество  самолета "И-16" в  отношении  маневренности  определялось
также более высоким уровнем кинетической энергии при полете на  максимальной
скорости. Так, если для самолетов "И-5" и "И-15" значения hк были
соответственно 310 и 400 м, то для самолета "И-16" и его модификации 1938 г.
эти значения были соответственно равны 630 и 700 м.
     Как мы  уже указывали,  с  началом  второй мировой войны  от разделения
самолетов-истребителей  на  скоростные и маневренные  отказались,  поскольку
доминирующим  фактором  при  выполнении  вертикальных  маневров  стал  запас
кинетической энергии. Отсутствие подразделения истребителей на  скоростные и
маневренные нужно понимать  в  смысле  особенностей их аэродинамики.  Однако
сама по  себе большая скорость, определяющая запас кинетической энергии, еще
не  характеризует маневренные свойства в маневренном бою, так как даже очень
большой  запас  кинетической энергии, или  вернее полной  энергии (включая и
начальную  высоту  полета), может  быть  израсходован  при  маневрировании с
большими перегрузками.
     По  своей  аэродинамике и  по  мощности  двигателей  истребители  СССР,
Германии, Англии и США были довольно близки друг к другу; это обстоятельство
было  обусловлено взаимным ознакомлением с  конструктивными  идеями, которое
имело  место и  до войны и  еще  более  усилилось во время  войны  благодаря
захвату  сбитых  самолетов. Маневренность  каждого  истребителя  можно  было
повысить,  уменьшив  его  полетный  вес. Так, например,  известный  немецкий
истребитель Мессершмидт Me-109" имел две  модификации:  одну с  более мощным
вооружением  и, следовательно,  более  тяжелую  -- "G"  и вторую  -- легкую,
маневренную   --   "F".  Разница  в  весах   этих  модификаций  самолетов  и
соответственно  в  значениях  nу  составляла  15-20%.  Облегчение
самолетов   достигалось  в  основном   путем   уменьшения  запаса   топлива,
боеприпасов,  числа стволов оружия и т.  п.  Эти мероприятия в  значительной
мере ухудшали боевые качества самолетов. Чем меньше был вес пустого самолета
или,  вернее, чем меньше  была  величина  Y/G0,  тем больше  была
возможность облегчить самолет.
     Не   впадая   в  преувеличение   достижений  отечественной  научной   и
конструкторской  мысли, можно  утверждать, что в  отношении веса конструкции
советские истребители были среди лучших.
     В  данной работе мы не будем  анализировать характеристики истребителей
второй мировой войны. В табл.  3 приведены  характеристики самолета "Як-1М",
специально  облегченного  для  повышения  маневренных  характеристик.   Если
рассматривать  значения  KG0   и  nу  этого  самолета,
отнесенные к  действительной мощности у  земли, то  вес  конструкции  у него
оказывается    выше,    а    nу    меньше,    чем    у     лучших
истребителей-бипланов.   Однако,   если   отнести   эти   характеристики   к
эквивалентной мощности, то конструкция должна быть оценена как очень легкая,
а значение nу как достаточно высокое.
     Для иллюстрации развития маневренных самолетов в период 1913-- 1938 гг.
мы  построили  на  рис. 6 и 7 графики, дающие изменение основных показателей
маневренных самолетов  по годам.  На  рис. 6. дано  изменение  максимального
значения  коэффициента перегрузки nу. Как видно, в  период первой
мировой  войны  значение   nу  возросло  примерно   на  30%,  что
соответствует  увеличению  горизонтальной составляющей перегрузки  на 40%. В
период  1920--  1930  гг.  значение  nу  повышалось  сравнительно
медленно, а затем темп роста увеличился, и к  1938 г. nу достигло
величины 4, т. е. вдвое большей, чем перед началом первой мировой войны.
     На   рис.  6   пунктиром  показано   изменение  величины  эквивалентной
перегрузки для самолетов с высотными двигателями. Напомним, что эта величина
характеризует  перегрузку  при  маневре   на  больших  высотах.  Как  видно,
применение высотных двигателей дало  очень резкое повышение nу по
годам.
     Для  получения  величины nу на  высотах, превышающих границу
высотности двигателей, нужно  воспользоваться  графиком, приведенным на рис.
3.  Например,  для самолета "И-5" с двигателем малой высотности перегрузка у
земли равна 3,25.  Подъемная сила  на высоте  4 км  при винте фиксированного
шага  составит 0,59 от ее значения  у  земли (см.  рис.  3),  а  коэффициент
перегрузки будет равен 0,59•3,25=1,92.

     Рис. 6. График изменения максимального значения коэффициента перегрузки
маневренных истребителей по годам
     У  самолета  "И-153" эквивалентная перегрузка равна  5,25 (см. рис. 6);
коэффициент  падения перегрузки на высоте  4  км при  винте изменяемого шага
будет  равен  0,63  (см.  рис.  3)  и  коэффициент  перегрузки  будет  равен
nу=0,63 •  5,25 = 3,3, т. е. на 70% больше, чем у самолета "И-5".
На малой  высоте преимущество в величине  перегрузки  у самолета "И-153"  по