Истребитель складной ИС конструкции В.В. Никитина и В.В. Шевченко

СССР, первый полет – 29.05.40 г.

 

ИС («Истребитель складной») предварительный проект и макет, истребитель с изменяемой несущей площадью за счет складывания одного из двух крыльев в полете путем прижатия к фюзеляжу и другому крылу – моно-биплан. Мысль о создании такого самолета была высказана конструктором завода № 23 Василием Васильевичем Никитиным вероятно в 1937 г. и тогда же он познакомил со своей идеей летчика-испытателя ЛИИ НКАП Владимира Васильевича Шевченко, который эту идею поддержал, внеся свои предложения.

 

Основной особенностью самолета был предложенный, по-видимому, впервые в мировой практике способ уменьшения несущей площади и сопротивления крыла за счет «уборки» нижнего крыла путем его складывания в шарнирах и прижатия к боковым поверхностям фюзеляжа и к нижним поверхностям верхнего крыла – самолет из биплана превращался в моноплан с верхним расположением крыла. Самолеты с изменяемой несущей поверхностью предлагались другими конструкторами и ранее, но это достигалось за счет изменения размаха (телескопическое крыло) или хорд, что не позволяло достичь необходимой прочности и жесткости конструкции и гладкости поверхности обшивки.

 

Предполагалось, что самолет будет иметь следующие преимущества перед обычными самолетами:

• дает пилоту возможность изменять площадь крыла в зависимости от режима полета (взлет, набор высоты, крейсерский полет, перехват или догон противника, маневренный воздушный бой, посадка);
• улучшение скороподъемности;
• уменьшение потребных размеров ВПП и посадочной скорости.

 

При содействии В.В. Шевченко предварительный макет самолета был построен в мастерских Московского авиатехникума при МАИ и в апреле 1938 г. был показан специалистам НИИ ВВС. Участвующий в осмотре макета военный летчик – участник войны в Испании Серов доложил об этом своему руководству. Через несколько дней смотреть самолет приехали Нарком обороны К.Е. Ворошилов, начальник ВВС РККА А.Д. Локтионов и Нарком оборонной промышленности М.М. Каганович. Ворошилов доложил о проекте И.В. Сталину.

 

Для продолжения проектирования самолета было создано общественное КБ при МАТ, которое возглавил В.В. Шевченко (Никитин оставался в Ленинграде).

 

 

В ноябре 1938 г. о самолете было доложено на Ученом совете НИИ ВВС, где он был поддержан.

 

В начале 1939 г. предварительный макет самолета был предъявлен Государственной макетной комиссии.

 

Для продолжения работ по самолету приказом по НКАП от 15.01.39 г. (это был один из самых первых приказов по НКАП) в системе Наркомата было создано Специальное КБ № 30, Главным конструктором которого был назначен В.В. Шевченко (при этом должность летчика-испытателя ЛИИ за ним осталась), его замом стал В.В. Никитин, а начальником КБ был назначен Озимков.

 

ИС-1 М-63 (ИС М-63, ИС № 1, «Истребитель складной») эскизный проект и натурный макет, истребитель с изменяемой геометрией крыльев – моно-биплан. Самолет был включен в План по опытному самолетостроению на 1939 г. – на проектирование и строительство двух летных и одного статического экземпляра было предусмотрено выделение суммы около 2,8 млн. р. в течение 1939 г. Были сформированы требования к самолету с моторами М-63 (экз. № 1) и М-88 (экз. № 2) – см. табл. ТТХ.

 

В начале 1939 г. эскизный проект самолета был закончен и в соответствие с ним был приведен существующий предварительный макет самолета.

 

Общие особенности конструкции самолета в окончательном варианте эскизного проекта:

• самолет имеет классическую аэродинамическую схему, но изменяемую в полете компоновку – биплан или моноплан в зависимости от режима полета по выбору летчика;
• основные конструктивные решения силовых узлов фюзеляжа и оперения, технология производства самолета и применяемые материалы были подобны использованным в производстве самолета Поликарпов И-153, который был запущен в большую серию, что облегчило бы серийный выпуск и самолета ИС – для разметки деталей и сборки широко применены плазы, шаблоны и стапели, однако они не составляли единой замкнутой технологической системы, как это было сделано в производстве самолета ПС-84 по методу ПШМ, чертежи и технология которого были закуплены в США у фирмы «Дуглас» (прототип – DC-3);
• ферма фюзеляжа, ферменные лонжероны крыльев, механизм уборки нижнего крыла – упрочненные закалкой трубы из стали 30ХГСА, фермы сварные, подвергнутые нормализации, механизмы собираются на болтовых соединениях;
• стрингеры фюзеляжа – гнутые профили из стали 30ХГСА;
• шпангоуты фюзеляжа, силовой набор крыла (кроме лонжеронов) и оперения, включая рулевые поверхности, обшивка крыла и частично оперения (лобики) из дюраля Д16Т, упрочненного закалкой и «старением»;
• все силовые шпангоуты имеют рамную конструкцию из стальных труб, остальные шпангоуты и все нервюры штампованные из Д16Т (возможно применение ручной выколотки) с отверстиями облегчения с отбортовками;
• клепка внутренних узлов алюминиевыми или стальными (мягкими незакаленными) заклепками с выпуклой головкой, внешних обшивок – только с потайными головками;
• остальная обшивка – перкаль на эмалите.

Силовая установка:

• в основном по типу И-153, но полной копией конструкция как и другие подобные заимствования не являлась;
• в носовой части фюзеляжа установлен один звездообразный однорядный 9-цилиндровый мотор воздушного охлаждения М-63 с наддувом от 2-скоростного ПЦН, мощность 1100 л.с. на взлете, 930 л.с. у земли, 1000 л.с. на I границе высотности 1800 м, 900 л.с. на II границе высотности 4500 м;
• воздушный винт трехлопастный изменяемого шага «Гамильтон-Стандарт» производства США;
• капот мотора по типу самолета И-153, состоит из лобовой обечайки и боковых секций (все – жесткие сборные панели);
• регуляция охлаждения мотора – перекрытием входных отверстий и внутренней «юбки» на выходе капота поворотом диска с отверстиями;
• воздухозаборник ПЦН расположен над капотом;
• тоннель маслорадиатора расположен под капотом;
• выхлопные патрубки индивидуальные, выведены на боковые поверхности капота радиально;
• топливная система расположена в средней части фюзеляжа;
• топливный бак мягкий вкладной;
• масляный бак паянный (предположительно – из листовой латуни);
• система управления газом (дросселем карбюратора) тросовая, шагом винта – предположительно, тягами через регулятор постоянных оборотов.

Крылья:

• верхнее крыло на виде в плане трапециевидное с закругленными законцовками, на виде спереди – типа «чайка», набрано скоростными профилями, но по нижней поверхности в средней части имеет углубления, в которые укладываются при уборке консоли нижнего крыла;
• конструктивно верхнее крыло состоит из центроплана, жестко крепящегося к фюзеляжу, и двух отъемных концевых частей;

• силовой набор верхнего крыла состоит из двух лонжеронов, нервюр и др. силовых элементов;
• поскольку 2-й лонжерон верхнего крыла у корня имеет уменьшенную строительную высоту (из-за наличия ниш под нижние консоли), для обеспечения прочности он имеет небольшие подкосы, закрытые обтекателями без проема между ними и фюзеляжем;

• на верхнем крыле установлены элероны и закрылки, другой механизации крыла нет;
• каждый элерон разделен на 3 секции, которые отклоняются совместно, но деформации ОЧК не вызывают заклинивание их шарниров;
• на внутренних секциях элеронов установлены управляемые триммеры;
• силовой набор секции элерона состоит из лонжерона, приклепанного к нему дюралевого лобика, нервюр, стенки под триммер и концевого профиля, обшивка – перкаль на эмалите;
• геометрия нижнего крыла подобна верхнему, но оно пропорционально меньше по размерам и на виде в плане имеет тип «обратная чайка»;
• элеронов и механизации на нижнем крыле нет;
• конструкция нижнего крыла цельнометаллическая;
• конструктивно нижнее крыло состоит из двух средних частей крыла (СЧК) и двух концевых частей (КЧК), соединенных между собой и с фюзеляжем шарнирами и механизмом уборки-выпуска;
• при уборке СЧК поднимались вертикально и укладывались в ниши по бокам фюзеляжа, а КЧК оставались в горизонтальном положении и укладывались в ниши на нижних поверхностях верхнего крыла;
• уборка и выпуск нижнего крыла производилась олео-пневматическим (гидропневматическим) механизмом ручкой в кабине летчика независимо от уборки шасси.

Фюзеляж:

• геометрия и конструкция фюзеляжа подобны самолету И-153, обшивка в носовой части съемная дюралевая (Д16), гаргрот за кабиной фанерный, остальное – полотно;
• основу силового набора фюзеляжа составляет ферма, идущая на всю его длину, на ней крепятся шпангоуты, состоящие из отдельных секций, на них – стрингеры;
• мотоотсек отделен от фюзеляжа сплошной противопожарной перегородкой с отверстиями для коммуникаций, за ним установлен дюралевый контейнер топливного бака, собранный из дюралевых панелей с отверстиями облегчения;
• кабина самолета открытая с козырьком из одного формованного листа плексигласа в металлической раме;
• по обеим сторонам кабины есть боковые дверцы, которые синхронно открываются наружу с поворотом вокруг нижних горизонтальных рояльных петель (каждая дверца состоит из двух секций).

Оперение:

• состоит из ВО и ГО, поверхности набраны скоростными симметричными профилями и имеют значительное сужение;
• геометрия и конструкция поверхностей оперения в основном подобны самолету И-153 за исключением указанного ниже;
• ГО состоит из стабилизатора (две отъемных консоли) и РВ, также состоящего из двух секций, соединенных валом;
• стабилизатор крепится к конструкции фюзеляжа ухо-вильчатыми уздами и соединяется с килем по главным лонжеронам растяжками (на И-153 – свободнонесущий);
• РВ занимает только часть размаха ГО (на И-153 он идет на весь размах);
• на обеих половинах РВ установлены управляемые триммеры;
• ВО состоит из киля и РН;
• на РН установлен управляемый триммер;
• КСС рулевых поверхностей оперения подобна элерону, однако РН имеет дополнительный вертикальный стрингер, связывающий нервюры.

Система управления самолетом:

• обычного типа, состоит из независимых каналов тангажа, крена и курса;
• управление по тангажу и крену от РУС, по курсу – педалями;
• управление элеронами дифференциальное – угол отклонения вниз меньше, чем вверх;
• крайние положения РП определяются регулируемыми упорами;
• проводка управления РВ, элеронов и РН везде жесткая, триммерами – тросовая
• выходные качалки РВ выходят за обшивку ГО, что упростило конструкцию системы, но ухудшило аэродинамику.

 

Шасси:

• трехопорное с хвостовым колесом;
• основные опоры шасси пирамидального типа, крепятся к фюзеляжу и убираются по направлению от оси самолета не зависимо от уборки нижнего крыла отдельной системой, при уборке с выпущенным нижним крылом колеса выступают за его переднюю кромку, а при уборке с поджатым нижним крылом – ложатся в свои ниши на бортах фюзеляжа и полностью закрываются створками;
• хвостовая опора шасси не убирающаяся с «роликом» по типу самолета И-153.

Вооружение самолета:

• состоит из четырех синхронных пулеметов ШКАС (7,62 мм) в центроплане верхнего крыла и колиматорного прицела ПАК-1;
• боезапас – 1000 патронов.

Оборудование:

• соответствует общим техническим требованиям ВВС;
• радиооборудование состоит из приемо-передающей радиостанции и радиополукомпаса;
• приборное самолета обеспечивает пилотирование самолета днем и ночью в ПМУ, контроль работы силовой установки и всех систем самолета;
• осветительное оборудование включает посадочную фару и освещение приборной доски, обеспечивает пилотирование самолета ночью в ПМУ на подготовленном аэродроме;
• вспомогательное оборудование, а также средства наземного обслуживания обеспечивают эксплуатацию самолета на базовых и полевых аэродромах ВВС, пригодных к приему серийных самолетов И-153, комплект СНО дополнен перекатным шасси, на котором проводится проверка, обслуживание и ремонт механизмов уборки основных опор шасси и нижнего крыла.

16.04.39 г. натурный макет самолета был предъявлен к защите.

 

16.06.39 г. натурный макет самолета был утвержден Госкомиссией.

 

22.06.39 г. было подготовлено и 04.08.39 г. вышло Постановление КО СНК № 264сс «О внедрении в серийное производство модифицированных истребителей и о создании новых опытных истребительных самолетов в 1939 г.», предусматривающее строительство многих опытных истребителей, в т.ч. и ИС-1.

 

11.09.39 г. НКАП утвердил ТТТ к самолету.

 

09.10.39 г. НКО утвердил ТТТ к самолету.

 

 

ИС экземпляр для статических прочностных и частотных испытаний, истребитель с изменяемой геометрией крыльев – моно-биплан.

 

Строился заводом № 156 в виде комплекта агрегатов в частичной комплектации (в т.ч. без мотора, вооружения и части оборудования) и без общей сборки.

 

Испытания проводились на базе Лаборатории прочности ЦАГИ в Москве.

 

04.11.39 г. НКАП установил срок окончания СИ на 13.11.39 г.

 

Испытания выявили:

• недостаточную прочность центроплана верхнего крыла (разрушение раскоса лонжерона при 80% расчетной нагрузки);
• удовлетворительную прочность остальных проверяемых агрегатов.

По результатам СИ были даны указания СКБ-30 по доработке КД. Однако в дальнейшем было выставлено замечание и по недостаточной прочности шасси, что потребовало его доработки уже в ходе постройки самолета.

 

ИС-1 М-63 (ИС М-63, ИС № 1, «Истребитель складной») 1-й опытный, истребитель с изменяемой геометрией крыльев – моно-биплан.

 

В мае 1939 г. был определен срок предъявления самолета на ГИ – на октябрь 1939 г.

 

Приказом по НКАП № 114с от 15.05.39 г. для обеспечения строительства опытных экземпляров самолета ИС СКБ-30 было переведено на завод № 156.

 

05.06.39 г. приказом по НКАП № 137с был утвержден график сборки самолета и определена дата сдачи его на ЗИ – на 15.09.39 г.

 

На самолет было выделено 1,3 млн. р. в 1939 г. и 0,5 млн. р. в 1940 г.

 

Самолет строился заводом № 156 в частичной комплектации. Не были установлены:

• предусмотренный проектом трехлопастный ВИШ постоянных оборотов (взамен установлен двухлопастный воздушный винт изменяемого шага);
• управляемые триммеры на элеронах и РН (управление триммером подключено только на РВ);
• все вооружение;
• все радиооборудование;
• все световое оборудование.

и был закончен постройкой в декабре 1939 г., после чего был передан на продувки в натурной АДТ ЦАГИ. Продувки были проведены с 20 по 23.03.40 г. с положительным результатом. В частности, была выявлена повышенная устойчивость самолета по углу атаки.

14.05.40 г. началась предъявка самолета на ЗИ, которые в связи с экспериментальным характером конструкции должны были начаться только после получения разрешения НКАП и НИИ ВВС по результатам проверки КД и машины. Но при проведении проверки КД самолета перед ЗИ было установлено, что устойчивость самолета проверялась лишь при углах атаки +4…+16 град., а при меньших устойчивость нейтральная при центровке 27,5% САХ. Фактическая центровка оказалась 30% САХ и было рекомендовано установить балансировочный груз – в противном случае считалось невозможным обеспечить устойчивость самолета даже с «зажатой» РУС (а по нормам требовалась устойчивость с брошенной свободной РУС). Комиссия рекомендовала выполнить серию подлетов, чтобы оценить устойчивость самолета на отрыве.

 

28.05.40 г. самолет был передан на ЗИ, которые проводились на базе ЛИИ НКАП Раменское. Ведущим летчиком был назначен летчик-испытатель ЛИИ Кулешов, а ведущим инженером по испытаниям – Ф.И. Ежов.

 

Испытания начались на 9,5 месяца позже утвержденного срока и для их ускорения было разрешено сразу подключить специалистов НИИ ВВС КА.

 

29.05.40 г. первый полет на самолете выполнил летчик-испытатель ЛИИ Кулешов. Видимо, он не совершал рекомендованных подлетов или провел их по очень короткой программе. Взлет, полет по кругу и посадка прошли без замечаний. Уборка шасси и нижнего крыла в этом полете не проводились.

 

В дальнейшем ведущим летчиком на ЗИ самолета ИС был назначен Г.М. Шиянов, также участвовал летчик-инженер Гринчик, а летчиком облета был С.П. Супрун.

 

 

21.06.40 г. летчик Шиянов впервые выполнил уборку крыла – механизм работал нормально, уборка и выпуск крыла занимали 6…7 с, самолет при этом сохранял нормальную устойчивость и управляемость.

 

В ходе испытаний самолет дорабатывался, в частности:

• взамен двухлопастного воздушного винта был установлен предусмотренный проектом трехлопастный ВИШ;
• была изменена конструкция кока винта – первоначально он был короткий по типу И-16 М-63, но затем установили более обтекаемый удлиненный;
• на элеронах и РН были установлены триммерные (регулировочные) пластины и их отгибом устойчивость самолета доводилась до нормальной;
• была полностью переделана конструкция основных опор шасси (в новой стойки крепились к концевым нервюрам нижних СЧК и убирались внутрь при уборке крыла одновременно с уборкой шасси, выпуск также одновременный);
• сделана новая установка внешних пулеметов с обтекателями стволов и др.

Эти доработки начали вноситься еще до начала летных испытаний во время продувок самолета в АДТ и при его наземной отработке.

Выводы по результатам испытаний:

• компоновка кабины по типу самолетов И-153 и И-16 устарела и нуждается в улучшении;
• расположение органов управления хорошее, за исключением рычагов управления подъемом крыла и жалюзи;
• обзор на взлете и посадке не достаточен;
• рулежные свойства нормальные;
• на взлете боковой ветер не создает трудностей;
• при наборе высоты в варианте биплана на скоростях 200…220 км/ч (по мнению Гринчика, 230…240 км/ч по мнению Шиянова) в варианте биплана ощущается бафтинг, который может быть устранен изменением стреловидности задней кромки верхнего и нижнего крыльев (причина – скос потока от крыльев на ГО);
• уборка нижнего крыла и шасси производится одновременно за 6…7 с, олео-пневматический механизм работает без замечаний, но нужно разделить уборку шасси и нижнего крыла, что технически возможно без значительных переделок;
• после уборки нижнего крыла скорость быстро растет до 400…460 км/ч, дальше и на маневре ощущается нехватка мощности (энерговооруженности);
• в варианте моноплана вибраций нет;
• устойчивость по тангажу и крену нормальная, путевая – нейтральная (рыскание при брошенной РУС и  свободных педалях), управляемость нормальная по всем каналам;
• вираж в варианте моноплана напоминает таковой у И-153 и лучше, чем у И-16;
• посадка проста.

Испытания вооружения и радиооборудования не проводились. Но вооружение из пулеметов ШКАС калибра 7,62 мм уже не соответствовало требованиям ВВС.

 

Сравнение самолета с другими типами не проводилось, но было очевидно, что он уступает всем новым истребителям-монопланам в скорости и скороподъемности, превосходя их в маневренности.

 

Было признано, что задача создания самолета с изменяемой площадью несущей поверхности успешно решена, однако это не дало ожидаемого прироста летных данных. Также было отмечено нежелательное увеличение стоимости и сложности конструкции, а также ее веса. Было признано, что тех же результатов можно добиться более простым и дешевым путем – за счет внедрения эффективной механизации крыла.

 

На ГИ в НИИ ВВС самолет не передавался

ИС-2 М-88 (ИС М-88, ИС № 2, «Истребитель складной») 2-й опытный, истребитель с изменяемой геометрией крыльев – моно-биплан.

Проектировался как модификация самолета ИС М-63 с целью улучшения летных качеств (прежде всего, скорости и высотности) за счет установки нового мотора. Основные отличия от самолета ИС М-63:

• установлен 14-цилиндровый двухрядный звездообразный мотор воздушного охлаждения М-88 (мощность на взлете 1100 л.с., у земли 950 л.с., на I границе высотности 4000 м – 950 л.с., на II границе высотности 6000 м – 1000 л.с.) – более высотный, с большей длиной и с меньшим миделем за счет двухрядной схемы;
• сделан полностью новый капот мотора по типу самолета И-190 со свободным передним входом воздуха и регуляцией охлаждения жалюзи на выходе (но полной копией конструкция как и другие подобные заимствования не являлась);

• сделаны полностью новые воздухозаборник ПЦН и тоннель маслорадиатора, совмещенные в один агрегат под капотом;
• сделан новый кок винта по типу самолета И-190;
• сделана полностью новая система выхлопа с коллектором, выводящим отработанные газы назад через два патрубка в нижней части капота

• сделан новый козырек кабины со сборной прозрачной частью из трех секций, соединенных рамой;
• сделано новое ГО со свободнонесущим крепленим стабилизатора без растяжек, соединявших его с килем на ИС-1 и с РВ на весь его размах;

• сделано полностью новое ВО с уменьшенной высотой (хотя проведенные позже летные испытания ИС-1 показали, что высоту и эффективность ВО надо увеличивать);
• основные опоры шасси сделаны по типу доработанного самолета ИС-1, но схема расположения створок закрытия ниш изменена;
• сделана полностью новая хвостовая опора шасси, убирающаяся назад;
• сделана новая установка внешних пулеметов с обтекателями стволов по типу доработанного ИС-1 и др.

 

В мае 1939 г. был определен срок предъявления самолета на ГИ – на декабрь 1939 г.

 

22.06.39 г. вышло Постановление КО СНК № «О внедрении в серийное производство модифицированных истребителей и о создании новых опытных истребительных самолетов в 1939 г.», предусматривающее строительство многих опытных истребителей, в т.ч. и ИС-1.

 

 

На самолет было выделено 1,0 млн. р. на 1939 г. и 1,5 млн. р. на 1940 г.

 

Самолет был формально закончен по производству в январе 1940 г., но без вооружения и части систем.

 

08.06.40 г. срок сдачи самолета на ЗИ был отодвинут на июль 1940 г. для возможности внесения доработок по результатам испытания ИС-1.

 

Самолет так и не был передан на летные испытания и все работы по нему были прекращены приказом по НКАП № 386 от 28 апреля 1941 г.

Приказом по НКАП № 386 от 28 апреля 1941 г. все работы по самолетам ИС (включая достроенный ИС-2, а также проекты ИС-3, ИС-4, ИС-Х, ИС-ХГ и ИС-ПБ) были прекращены, а КБ-30 – расформировано. Сотрудники и имущество были распределены по др. КБ НКАП, тем не менее они продолжили поиск возможных компоновок «складного истребителя» на общественных началах. Итогом этой работы стали проекты самолетов ИС-3 и ИС-4, но они в тяжелых условиях Великой Отечественной войны построены не были.

 

Уже после войны Шевченко предложил проект реактивного перехватчика со складным крылом, но он поддержан не был. Однако возвращаться к изменяемой геометрии крыла все же пришлось, когда указанные в предисловии противоречия между отдельными показателями летных данных самолетов достигли критических значений и были усугублены новыми противоречиями – прежде всего, между дальностью и боевой скоростью

.

Но решение этой проблемы пошло по совершенно другому пути – было создано крыло изменяемой стреловидности.

 

 

Подробные тактико-технические данные самолета смотрите в таблице ТТХ ИС

 

Смысл использованных в статье и таблицах определений, понятий и сокращений можно узнать, открыв наш краткий словарь по авиации и ракетной технике 

 

Список использованных источников:

1. Багратинов В.А. Крылья России. М., ЭКСМО, - 2005 г.
2. Компоновочная схема самолета (копия с оригинала) в журнале Fliejer Revue № 8, - 1977 г.
3. Самолетостроение в СССР. 1917 – 1945 гг. Под ред. академика Г.С. Бюшгенса и др. Кн. 1 и 2. Жуковский, ЦАГИ, - 1992 - 1994 г.
4. Справочник по авиационным моторам. Издание второе. Сост. М.П. Фокин и др. М., НКАП СССР – Государственное издательство оборонной промышленности, - 1943 г.
5. Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР 1938 - 1950 гг. Материалы к истории самолетостроения. М., «Машиностроение», - 1988 г.
6. Яковлев А.С. Советские самолеты. М., «Наука», - 1975 г.