Австро-Венгрия, первый полет – осень 1917 г

истребитель WKF Dr I, фюзеляж, самолет, триплан
Опытный истребитель WKF Dr I в первоначальном виде с коротким фюзеляжем, двойными межкрыльевыми стойками и свободнонесущим стабилизатором
Фото: http://www.airwar.ru/enc/fww1/wkfdr1.html

WKF Dr I проект и опытный, истребитель.

 

Сразу же после получения задания проектирование самолета начал заместитель главного инженера авиационного филиала Альфред Гасснер (Alfred Gassner).

 

Проектирование велось на базе двухместного биплана-разведчика WKF DD Тип C, но в его конструкцию были внесены столь значительные изменения, что одноместный истребитель WKF Dr I стал самолетом полностью нового типа.

 

 

Общие особенности конструкции:

  • самолет представлял собой триплан классической аэродинамической схемы;
  • каркас планера деревянный кроме рулевых поверхностей из стальных труб на сварке;
  • обшивка фюзеляжа и крыла из фанеры, стабилизатора и киля – предположительно из шпона (но возможно также из фанеры), все РП обтянуты полотном;
  • стойки трипланной коробки крыльев и шасси из стальных труб кругового или каплевидного сечения в деревянных обтекателях;
  • все съемные части капота мотора изготовлены из алюминиевых листов выколоткой на болване;
  • все растяжки бипланной коробки крыльев и тросы системы управления после установки натягиваются тандерами с контролем на звук или по стреле прогиба, одновременно с чем производится нивелировка самолета и регулировка системы управления.

Силовая установка:

  • в НЧФ установлен один мотор Austro-Daimler AD 6 сер. 19 (200 л.с. на взлете и у земли) с четырехлопастным Х-образным (углы межу лопастями 120 на 60 град.) тянущим воздушным винтом (предположительно, типа Jarray);
  • мотор полностью закрыт обтекаемым капотом, нижняя часть которого представляет собой открытое сверху «корыто» НЧФ, а верхняя состоит из нескольких съемных алюминиевых крышек, изготавливаемых из листа выколоткой на болване (конструкция капота по сравнению с прототипом полностью новая, лучше в плане аэродинамики, простоты изготовления и доступа к мотору, но тяжелее);
  • на винт установлен кок новой уменьшенной и облегченной конструкции;
  • радиатор охлаждения мотора сотовый коробчатой формы, установлен перед верхним крылом над его ПХ по оси самолета, имеет клапан сброса давления пара (на прототипе сотовый лобовой радиатор был установлен в передней части капота и общее сопротивление радиатора и капота оказалось меньше);
  • топливный бак емкостью 100 л, являющийся и расходным, установлен в центроплане верхнего крыла;
  • маслобак емкостью 15 кг установлен в НЧФ за мотором;
  • выхлопной системы не было – отработанные газы выводились в подкапотное пространство, а из него вытеснялись наружу поступающим через отверстия в козырьке верхней части капота забортным воздухом через жалюзи в боковых стенках мотоотсека, который был отделен от кабины перегородкой;
  • жалюзи для выхода выхлопных газов и вентилирующего подкапотное пространство воздуха делались выколоткой из алюминиевых пластин и ставились на отверстия в боковых фанерных стенках мотоотсека.

Трипланная коробка крыльев:

  • трипланная коробка крыльев одностоечная, имеет положительный вынос;
  • размахи и хорды крыльев линейно уменьшаются от верхнего к нижнему;
  • крылья набраны тонкими выпукло-вогнутыми профилями, угол установки нижнего крыла несколько больший, чем у нижнего;
  • оба крыла имеют прямоугольную в плане форму, подобную прототипу, но удлинение их увеличено за счет уменьшения хорд, в задней кромке средней части нижнего крыла сделан вырез для улучшения обзора из кабины;
  • элероны без аэродинамической компенсации установлены на верхнем и среднем крыльях;
  • верхнее крыло состоит из средней части (до вырезов под элероны, в зоне ее внешних нервюр крепятся межкрыльевые стойки) и двух концевых частей, соединяемых по лонжеронам внешними кницами;
  • среднее крыло состоит из двух консолей, каждая из которых также состоит из внутренней и внешней частей (подобно верхнему крылу);
  • нижнее крыло состоит из средней части (в зоне ее внешних нервюр крепятся межкрыльевые стойки) и двух концевых частей, соединяемых по лонжеронам внешними кницами;
  • все части крыла цельные и в основном одинаковы, отличаясь лишь размерами и законцовками, узлами крепления и установкой элеронов, их силовой набор состоит из двух установленных близко друг к другу лонжеронов, кромочных реек и нервюр, обшивка везде, кроме элеронов – широкие полосы фанеры на клею и винтах с волокнами внешних слоев по направлению хорд (такая конструкция и технология ее изготовления была разработана фирмой и получила название Fourniertragflächen – «фанерная несущая поверхность»;
  • нервюры одинаковые по размаху, состоят из передней, межлонжеронной и (за исключением зон элеронов) хвостовой части, каждая из которых вырезается из фанеры с отверстиями облегчения;
  • ЗК элеронов мягкая, образована канатиками, пущенными по хвостикам нервюр, к которым пришиты полотнища обшивок;
  • верхнее крыло установлено над фюзеляжем на «кабане» из двух N-образных стоек из стальных труб;
  • нижнее крыло крепится к непосредственно нижнему (осевому) бимсу фермы фюзеляжа безмоментными узлами по лонжеронам;
  • крылья соединяются между собой по консольным частям одной парной (II-образной, на участке между средним и верхним крыльями передние и задние стержни не параллельны) стойкой с каждой стороны от ПСС;
  • жесткость бипланной коробки крыльев и крепления нижнего крыла к фюзеляжу обеспечена растяжками.

 

Фюзеляж:

  • фюзеляж «рыбьей» формы по типу самолета WKF DD Type C, но с отличиями в размерах и конструкции, в своей основной части имеет переменное сечение, круглое по шп. № 1, далее переходящее в пятиугольное в нижней и скругленное в верхней части со слегка выпуклыми гранями, сходящееся к хвосту в вертикальный отрезок, образованный концевой вертикальной трубой, одновременно является главным лонжероном верхнего и нижнего килей;
  • каркас фюзеляжа ферменный деревянный, состоит из 5 изогнутых  бимсов (4 боковых и нижний осевой), полных и частичных шпангоутов, местных усилений, а также концевой трубы, а также моторамы и окантовки кабины;
  • обшивка фанерная, формуется в холодном сухом состоянии при установке на каркас путем гибки с последовательным закреплением винтами и клеем;
  • после сборки фюзеляж шпатлюется, шкурится, стыки заделываются, затем он лакируется;
  • в бортах фюзеляжа вделаны ступеньки для удобства входа в кабину и выхода из нее, а также есть закрывающиеся лючки для обслуживания и ремонта системы управления;
  • кабина открытая, без заголовника, кресло пилота типа «чашка» укреплено на шпангоутах;
  • перед кабиной установлен гнутый ветровой козырек.

Оперение:

  • оперение однокилевое, установлено на ХЧФ, состоит из ГО, основного (верхнего) ВО и подфюзеляжного киля;
  • профиль ГО и ВО симметричный тонкий чечевицеобразный;
  • ГО имеет в плане форму половины эллипса с вырезом в РВ для обеспечения хода РН;
  • каркас стабилизатора и РН состоит из лонжеронов, кромок и нервюр из стальных труб, обшивка – фанера (по др. данным – шпон);
  • ВО состоит из киля пятиугольной в плане формы и РН с роговой компенсацией и криволинейной ЗК;
  • верхний киль имеет в плане форму четверти эллипса, нижний – косой четырехугольник;
  • каркас верхнего киля состоит из трех лонжеронов, передней кромки и двух нервюр, нижнего – из двух лонжеронов и кромки, задние их лонжероны – главные, представляют собой цельную трубу, одновременно замыкающую каркас фюзеляжа;
  • РН на всю высоту ВО, каркас из труб состоит из главного лонжерона, 4 нервюр, стяжек – отрезков труб между нервюрами примерно на 80% их длины;
  • свободнонесущий стабилизатор и киль лонжеронами и кромками крепятся к каркасу фюзеляжа.

Система управления самолетом:

  • включает независимые каналы тангажа, крена и курса;
  • управление по тангажу и крену – от РУС, по курсу – педалями;
  • проводка управления РВ жесткая (тяги проходят внутри фюзеляжа, не выходя в поток);
  • проводка управления элеронами и РН в основном тросовая, проложена под обшивкой так, что только ее концы выходят в поток к качалкам на рулевых поверхностях;
  • проводка канала крена проложена к элеронам на среднем крыле, верхние соединены с ними шарнирными тягами.

Шасси:

  • трехопорное с хвостовым костылем;
  • ООШ состоят из двух пирамидальных стоек из трех стержней каждая, траверсы и установленной на резиново-шнуровой амортизации оси с двумя колесами;
  • растяжек на ООШ нет, а узлы крепления стоек были рассчитаны так, чтобы при наезде на препятствие или при посадке с превышением разрешенной перегрузки они сломались и тем самым защитили от поломки сами трубы стоек, фюзеляж, верхнее крыло и оперение от разрушения при возможном капотировании, а пилота – от травм;
  • костыль рычажного типа навешен шарнирно на нижней точке подфюзеляжного киля и имеет резиново-шнуровую амортизацию.

Вооружение:

  • на верхней части НЧФ справа и слева от мотора установлены два пулемета Шварцлозе 07/12 (М 07/12) или М 16 калибра 8,0 мм так, что находящиеся на фюзеляже казенные части и лентроприемники были в зоне прямого доступа и пилот мог руками устранить задержку в стрельбе, а стволы проходили в трубах под верхней частью капота;
  • питание пулеметов ленточное (ленты металлические с распадающимися звеньями);
  • синхронизаторы механические системы Цаппарка;
  • прицел трубчатый (телескопический).

 

Осенью 1917 г. заказ на строительство такого самолета фирмой WKF был утвержден Flars и он получил регистрационный номер 80.05 – как следующая машина после WKF DD Тип C (рег. № 80.04).

 

Самолет был построен головным заводом в Асперне осенью 1917 г. (хотя к тому времени уже работало специально для этого предназначенное опытное производство в Хеннерсдорфе.

 

Был сдан на заводские испытания в частичной комплектации – без вооружения.

истребитель WKF Dr I, самолет, испытания
Самолет WKF Dr I на испытаниях
Фото: http://www.airwar.ru/enc/fww1/wkfdr1.html

В октябре или ноябре 1917 г. самолет совершил первый полет. Первые полеты показали, что центровка самолета слишком передняя и длина ХЧФ была увеличена на 920 мм (каким образом не ясно, вероятнее всего были сделаны новый фюзеляж и система управления РВ и РН).

 

Также была выявлена недостаточная жесткость свободнонесущего стабилизатора – он и верхний киль по задним л-нам были соединены подкосами.

истребитель WKF Dr I, самолет, испытания
Доработанный истребитель WKF Dr I с удлиненным фюзеляжем, двойными межкрыльевыми стойками и оперением, укрепленным подкосами
Фото: http://www.airwar.ru/enc/fww1/wkfdr1.html

Скорость самолета оказалась достаточно высока – 200 км/ч у земли, но были плохи разгонные качества и особенно скороподъемность. Самолет набирал высоту 3000 м за 11 мин – почти вдвое хуже, чем у Fokker Dr I (как «ориентира» для конструкторов при создании этой машины) – 6,5 мин. Но для мощных истребителей (160…200 л.с., к каковым относился и WKF Dr I) разница была не столь велика, а то самолет WKF Dr I имел и преимущество: у самолетов Albatros D III на набор этой высоты уходило 12 мин., Albatros D V – 17,1 мин., Albatros D Vа – 17,3…17,5 мин., RAF S.E.5a – 10,0…11,33 мин., SPAD S.VII французского производства выпуска 1916 г. этот показатель был 9 мин. (но английского 1917 г. – 11,5 мин.), SPAD S.XIII выпуска 1917 г. – 8,75 мин.

 

В источниках обычно указывается, что такие данные получились из-за того, что конструкция крыльев самолета с фанерной обшивкой оказалась слишком тяжелой и удельная нагрузка на крыло была слишком большой. Приводятся данные удельной нагрузки – 41,6 кг/кв.м для взлетного веса 930 кг с крыльями общей площадью 22,94 кв.м (с боевым весом получается 40,8 кг/кв.м). У самолета Fokker Dr I удельная нагрузка действительно была намного меньше – 28,5…31,3 кг/кв.м на взлете, но он был легким истребителем с мотором мощностью 110…130 л.с. Для истребителей же мощных этот параметр был существенно больше: 44,3 кг/кв.м для Albatros D III, 44,2…46,1 кг/кв.м для Albatros D V, 38,7…40,8 кг/кв.м для RAF S.E.5a, 39,2…43,1 кг/кв.м для SPAD S.VII и 42,4 кг/кв.м для SPAD S.XIII.

 

Вес пустого самолета WKF Dr I в первом варианте был 670 кг. Для сравнения у триплана Fokker Dr I – 376…383 кг, но у бипланов с моторами сравнимой мощности и вес был сравним: Albatros D III – 659…673 кг, Albatros D V – 680…730 кг, Albatros D Vа – 717 кг, RAF S.E.5a – 635…690 кг, легче были французские истребители – SPAD S.VII весил пустой 500…545 кг, SPAD S.XIII – 570…600 кг.

 

 

В марте 1918 г. на самолет были установлены новые крылья большей площади (за счет размаха).

 

Возможно, что представители Flars действительно считали, что нагрузка на крыло слишком велика. В пользу этого предположения говорит тот факт, что фирма сделала и установила на самолет новые крылья увеличенной площади. Однако приведенная выше статистика, а также то, что указанное изменение скороподъемность не улучшило, свидетельствуют об ошибочности этого мнения.

истребитель WKF Dr I, самолет, крылья
Общий вид одноместного истребителя WKF Dr I после доработок по фюзеляжу крыльям и оперению
Источник: http://www.airwar.ru/enc/fww1/wkfdr1.html
истребитель WKF Dr I, самолет, крылья
Продольный разрез истребителя WKF Dr I в окончательном виде
Источник: http://www.airwar.ru/enc/fww1/wkfdr1.html

Фирма пыталась улучшать самолет и в другом направлении – для снижения его аэродинамического сопротивления были сделаны новые одинарные межкрыльевые стойки. Они имели большую ширину и соединялись металлическими кронштейнами и с передними и с задними лонжеронами всех консолей. Но и это результата не дало.

 

Самолет испытаний не выдержал, на вооружение не был принят и в серию запускался.

 

Совершенно очевидно, что причиной неудачи проекта были ошибки при выборе основных его параметров:

  • слишком большая строительная высота фюзеляжа, выбранная для обеспечения должного расстояния между нижним и средним крыльями, определила слишком большой его мидель и соответственно сопротивление, при этом судя по весу самолета разработчик не воспользовался возможностью снижения веса за счет увеличения строительной высоты (воспринимаемые изгибные напряжения пропорциональны ее квадрату);
  • форма фюзеляжа с острой нижней гранью крайне неудачна, т.к. с увеличением угла атаки (что необходимо для набора высоты) в «канале» переменного сечения между этой поверхностью и нижним крылом поток тормозится, подъемная сила нижнего крыла резко падает, а сопротивление растет;
  • сама схема триплана давала преимущество только в узком диапазоне соотношений «мощность мотора – вес – площадь крыльев», характерных лишь для легких истребителей – самолет WKF Dr I в этот диапазон явно не попадал, только два триплана оказались удачны (Sopwith Triplane с мотором Clerget 110 или 130 л.с и Fokker Dr I с мотором Oberursel Ur II 110 л.с.), все остальные (а таких опытных машин в Великобритании, Франции, России, Австро-Венгрии и Германии было сделано более 50!) оказались неудачными, рост мощности моторов до 200 л.с., а в отдельных случаях и даже более не привел к росту летных данных.

Из-за указанных ошибок самолет имел низкое аэродинамическое качество, особенно при маневрировании. Высокие показатели скорости и практического потолка достигались исключительно благодаря мощности мотора, но из-за ее большой величины был слишком велик часовой и километровый расход топлива, а продолжительность и дальность полета – недостаточны для условий Итальянского фронта.

 

В то же время для своей категории «вес – мощность» самолет имел достаточные для первой половины 1918 г. летные данные, но при его оценке специалистами Flars неправильно был выбран ориентира для сравнения – легкий Fokker Dr I, тогда как его следовало сравнивать не с этим самолетом, а с бипланами со схожими показателями мощности мотора, веса и себестоимости. Но в последнем следует отметить также, что трудоемкость и цена триплана будет всегда больше, чем биплана того же веса, а для Австро-Венгрии в 1917 г. это было уже важнейшим обстоятельством.

 

Видимо конструктор Альфред Гасснер и руководство фирмы WKF поняли ошибку в плане строить триплан с такими данными, или просто решили подстраховаться – уже в конце 1917 г., когда испытания машины Dr I только начались, они приступили к проектированию самолета D II в схеме биплана.

 

В октябре 1918 г. Австро-Венгрия вышла из войны. Самолет 80.05 был перевезен на аэродром Фишаменд в исправном состоянии, но по условиям перемирия в мае 1919 г. был уничтожен.

 

 

Об других подобных самолетах читайте в выпуске Авиакаталога №№ 131 и 134 на страницах журнала «Наука и Техника»

 

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

 

Подробные тактико-технические данные самолета смотрите в таблице WKF Dr I Data

 

 

Список использованных источников во всех разделах Справочника о самолетах, описываемых в Авиакаталоге, будет дан по завершении публикации всего цикла

 

Нашли опечатку? Выделите фрагмент и нажмите Ctrl+Enter.

Новости о науке, технике, вооружении и технологиях.

Подпишитесь и будете получать свежий дайджест лучших статей за неделю!