И-21 (ЦКБ-32) Ильюшина
Разработчик: ОКБ Ильюшина
Страна: СССР
Первый полет: 1936
Тип: Истребитель
Размах крыла, м 10.00
Длина, м 8.37
Высота, м 3.30
Площадь крыла, м2 18.16
Масса, кг
пустого самолета 1680
нормальная взлетная 2125
топлива 150
Тип двигателя 1 ПД М-34ФРН
Мощность, л.с. 1 х 1275
Максимальная скорость , км/ч 620
Практическая дальность, км 766
Скороподъемность, м/мин 1316
Практический потолок, м 12000
Экипаж 1
Вооружение: две крыльевые 20-мм пушки ШВАК (по 125 патронов)
Развернувшиеся в бригаде Ильюшина сразу после майского праздника работы по скоростному истребителю И-21, имевшему заводское обозначение ЦКБ-32, велись в двух направлениях и были четко сформулированы главным конструктором в его объяснительной записке к эскизному проекту: "Мы считаем, что боевой истребитель имеет полноценность только в том случае, если его большая скорость дополнена двумя не менее важными данными: вооруженностью и эксплуатационной надежностью".
Вооружение И-21 по тем временам было мощным. Одновременно разрабатывалось два варианта оружия, один из которых предусматривал установку четырех пулеметов ШКАС калибра 7,62 мм в крыле вне зоны, ометаемой винтом, с боезапасом по 500 патронов на ствол. В перегрузочных вариантах на самолете допускалось размещение радиостанции и четырех бомб калибра 10 кг или двух выливных авиационных приборов ВАП-6 или четырех бомб калибра 25 кг.
Во втором варианте самолет комплектовался двумя крыльевыми пушками ШВАК с боезапасом по 125 патронов на каждую. Дополнительно в перегрузочных вариантах могли размещаться радиостанция или еще 150 патронов.
Стрелковое и пушечное вооружение проектировалось таким образом, чтобы обеспечить наикратчайший путь боеприпасов от самой дальней точки патронных ящиков до приемника оружия. На И-21 этот путь не превышал 1,15 м. Такой подход к проектированию стрелково-пушечных установок гарантировал их безотказную работу и не снижал темпа стрельбы.
При проектировании выяснилось, что для боевого истребителя достижение скорости 600 км/ч возможно только с использованием мотора М-34ФРН при условии внесения в него целого ряда существенных изменений.
Во-первых, требовалось уменьшить площадь его миделя, во-вторых, осуществить доработки, позволявшие получить нормальную центровку самолета. Дело в том, что М-34 создавался для тяжелых машин и имел довольно значительную массу. При установке его на небольшой одноместный истребитель возникали трудности с центровкой.
По просьбе Ильюшина моторостроительный завод 24 выпустил всю необходимую конструкторскую документацию и обязался передать заводу 39 два специальных модифицированных двигателя мощностью 1275 л. с. на высоте 2200 м.
На них предусматривалось поменять местами бензо- и водонасосы топливной и охладительной систем, сдвинуть маслоотстойник на 150 мм назад, изменить местоположение динамо, на 200 мм удлинить носок картера и сделать скос на его передней нижней части, установив редуктор без понижения оборотов.
Одновременно требовалось пропустить через картер герметичную стальную трубу квадратного сечения для прохода переднего лонжерона крыла и обеспечить работу первого мотора на пароводяном (испарительном) охлаждении. Для этого установить две помпы для откачки сконденсированного пара, а второй - подготовить для работы с этиленгликолевым охлаждением. Срок передачи двигателей устанавливался 1 января и 1 декабря 1936-го.
Выбирая для самолета этот мотор, конструкторы учитывали не только его технические характеристики. Принятое решение Ильюшин обосновал следующим образом:
"До настоящего времени для улучшения летных данных наших боевых самолетов мы вынуждены были применять моторы иностранных конструкций ("Испано-Сюиза", "Райт-Циклон", "Гном-Рон" и др.) и таким образом, один из главнейших элементов, определяющих самолет, был иностранным.
В данный момент и этот последний элемент является советской конструкцией и советского производства, при этом, что чрезвычайно важно, он по своим техническим данным стоит выше, чем любой иностранный мотор.
Таким образом, мы имеем в нашей стране все необходимые и достаточные технические элементы для создания боевых самолетов, по своим данным стоящих выше заграничных. Ни с какими другими моторами нельзя получить такой скорости для боевого истребителя".
На первый взгляд может показаться странной установка на моторе редуктора, в котором обороты коленчатого вала и втулки воздушного винта не менялись. Однако это позволило получить прекрасную форму носовой части фюзеляжа и, как следствие, малый коэффициент ее лобового сопротивления.
Кроме того, редуктор дал возможность при прочих равных условиях применять воздушный винт с большим на 500 мм диаметром при очень низком шасси.
Масса редуктора по замыслу конструкторов должна была с лихвой компенсироваться малым сопротивлением фюзеляжа и уменьшением массы шасси.
Еще в марте 1935-го ГУАП обязал все заводы Глававиапрома, разрабатывавшие новые опытные самолеты под М-34, в обязательном порядке предусмотреть вариант испарительного охлаждения. Пять месяцев спустя в приказе начальника ГУАП Королева уже сообщалось об удовлетворительном завершении работ по переводу мотора на испарительное охлаждение и об успешном заграничном опыте по использованию этой системы на последних типах военных самолетов.
В этом же приказе директорам заводов и ЦАГИ предлагалось "в целях выявления преимуществ М-34 с испарительным охлаждением" перед обычным водяным, еще раз срочно проработать вопрос "о его применении на самолетах, на которых можно получить наибольший эффект от такого типа охлаждения".
Однако уже летом следующего года постановлением правительства авиапрому решительно предложили переходить на этиленгликолевое охлаждение авиационных двигателей.
Не эти ли руководящие документы сыграли решающую роль при выборе системы охлаждения на И-21? Ведь ее разрабатывали именно в этих вариантах.
Какие же выгоды сулили конструкторам столь настойчиво рекомендуемые системы?
Известно, что сопротивление находящегося в потоке радиатора значительно уменьшает скорость самолета, поэтому исследованию путей уменьшения этого "вредного" параметра уделялось большое внимание.
Первая из вышеупомянутых систем позволяла полностью устранить, а вторая - значительно снизить сопротивление радиатора за счет меньшей площади его охлаждающей поверхности.
Если в обычных системах водяного охлаждения, имеющих температурный режим ниже 100° С, кг воды при нагреве на 10° С забирает от стенок цилиндров 10 калорий тепла, то при испарительном охлаждении, при котором вода в рубашках цилиндров мотора доводится до кипения, испарение того же количества воды уносит от двигателя уже 540 калорий. Образовавшийся пар, конденсируясь в плоских радиаторах, образованных двойной работающей обшивкой крыла, возвращается в двигатель для повторения цикла.
Существовало мнение, что при любом повреждении крыльевого радиатора мотор не выйдет из строя, т.к. количество циркулирующей в системе в виде пара воды составляет лишь 2% от ее общего объема, и расход пара, выходящего через пробоину, можно легко компенсировать водой из расходного бачка.
Применение для охлаждения моторов высококипящих жидкостей (например, технический этиленгликоль с точкой кипения около 150°С), за счет увеличения их температуры в радиаторе до 125°С позволяло уменьшить охлаждающую площадь последнего почти в два раза. Платой за эти достижения была обязательная модификация моторов водяного охлаждения, предназначенных для работы с новыми системами.
Упорное стремление уменьшить потери скорости решило вопросе выборе типа охлаждения для первого опытного экземпляра И-21 в пользу испарительного.
Во всем диапазоне скоростей горизонтального полета, от минимальной до максимальной, охлаждение двигателя должен был обеспечивать крыльевой радиатор, расположенный по верхней поверхности центральной части крыла.
Для режимов руления и набора высоты на самолете установили выдвижной радиатор. Обосновывая принятое решение, Ильюшин писал:
"Зная, что существующие крыльевые радиаторы с большим количеством соединений являются сложными по своей конструкции и монтажу, исключая возможность массовой эксплуатации, мы приняли все меры к тому, чтобы сделать его простым по конструкции, а, следовательно, удобным и надежным в эксплуатации".
Какова же была конструкция будущего самолета? Свободнонесущий моноплан со стреловидным по передней кромке крылом, цельнометаллический, с убирающимся шасси и закрытой кабиной летчика с открывающимися в обе стороны дверками.
Истребитель имел минимальные размеры, а специальные исследования, проведенные в ходе проектирования, позволили получить мидель фюзеляжа лишь на несколько процентов больше поперечного сечения двигателя. При этом сохранились отвечавшие существовавшим нормам габариты кабины летчика (длина 1400 мм, ширина 800 мм), обеспечивавшие его достаточно удобное размещение.
В конструкции планера широкое применение нашли каленые хромансилевые трубы, использованные в лонжеронах крыла и фюзеляжа, моторной рамы. Менее нагруженные элементы планера выполнялись из дюраля, за исключением полотняной обшивки рулей.
Большое внимание уделили повышению прочности и жесткости основных узлов и сочленений. Самолет отличался очень низким шасси и простой кинематической схемой уборки и выпуска с помощью масляно-пневматической системы.
Строили две машины. На первой из них применили испарительную систему охлаждения, двигатель второго самолета должен был охлаждаться этиленгликолем.
Многочисленные проблемы, имевшие место при проектировании и изготовлении самолета, срыв заводом 24 срока поставки двигателя привели к значительной задержке окончания его постройки.
В отчете завода N 24 за 1936-й сообщалось:
"Основная задача, поставленная перед заводом по опытному моторостроению в 1936 году - форсирование мотора М-34 и связанная с этим модификация.
Решение этой задачи усложнилось требованиями, предъявляемыми опытными организациями к производству нескольких видов форсированных моторов применительно к разным типам запроектированных опытных самолетов (ТБ-7, ДБ-А, И-21 и др.).
Вследствие чего завод, помимо разрешения проблемы модификации и форсирования мотора, должен был увеличить количество типов двигателей, намеченных к производству, и заняться доводкой каждого из них в отдельности".
Возникшие трудности учли в плане опытного строительства самолетов на 1936-й и 1937-й годы. Установленный ранее срок начала государственных испытаний И-21 в августе 1936-го перенесли на год. К сожалению, пока не найдено документов, удостоверяющих точную дату первого полета истребителя И-21.
Большинство авторов имеющихся по этому вопросу публикаций считают, что он состоялся в конце 1936-го. В докладе же заместителя наркома оборонной промышленности Кагановича, подготовленного в марте 1937-го в качестве отчета о выполнении плана опытного строительства авиации за 1936-й отмечалось:
"Построен и передан на заводские испытания истребитель И-21 со скоростью, доходящей до 600 км/ч".
Для всех других опытных самолетов, указанных в этом докладе, приводятся даты начала и конца заводских или государственных испытаний.
Можно привести один из приказов по авиапрому, датированный 2 апреля 1937-го. В перечне работ, которые требовалось закончить до 15 мая 1937-го, есть пункт: "...по заводу N 39 - закончить летные испытания мотора М-34ФРН на самолете конструкции Ильюшина".
Таким образом, первый полет летчик-испытатель В. К. Коккинаки выполнил скорее всего в начале 1937-го.
Первые же полеты самолета показали несовершенство и неспособность системы охлаждения обеспечить нормальный температурный режим мотора.
Несмотря на огромные усилия, попытка приспособить путем весьма существенных конструктивных доработок тяжелый и крупногабаритный двигатель М-34 для легкого скоростного истребителя успехом, к сожалению, не увенчалась.
Существенное улучшение аэродинамики самолета, весьма успешное решение многих проблем, касавшихся его конструкции, вооружения и эксплуатационной надежности, не помешали Ильюшину принять смелое и радикальное решение: прекратить испытания и дальнейшую работу по этой машине.
Время моторов, работающих с испарительным охлаждением, уходило в прошлое. В плане развития опытного самолетостроения в третьей пятилетке говорилось:
"Получить в 1939-1940 годах на практических боевых одноместных скоростных истребителях максимальную скорость, достигающую 600-650 км/ч на высоте 6000-7000 метров".
Техническая конференция 1933 г. по двигателем и их системам охлаждения
В декабре 1933 года по инициативе НИИ ВВС и Военно-Воздушной академии в Москве состоялась техническая конференция, рассмотревшая проблемы, связанные с конструкцией и эксплуатацией авиационных двигателей.
В представленных докладах отмечалась, что современное моторостроение пока не позволяет безоговорочно отдать предпочтение одному из имевшихся типов систем охлаждения авиадвигателей.
Дело заключалось в том, что при мощностях двигателей до 400 л. с. воздушное охлаждение в те годы полностью вытеснило жидкостное, тогда как в диапазоне мощностей 450-650 л. с. эти системы имели примерно одинаковое распространение. В двигателях с большей мощностью уже безраздельно господствовали жидкостные системы.
Докладчики подчеркивали, что сложность выбора системы охлаждения и, как следствие, самого двигателя, связана с необходимостью ее оценки по совокупности требований, предъявляемых к данному типу самолета и установленному на нем двигателю.
В частности, при сравнительной оценки систем охлаждения, они должны рассматриваться и сравниваться с нескольких позиций.
Во-первых, с точки зрения интенсивности и равномерности охлаждения двигателя и вытекающих отсюда возможностей его дальнейшего форсирования.
Во-вторых, с точки зрения аэродинамического сопротивления и массы силовой установки.
В-третьих, следует учитывать эксплуатационные возможности элементов, входящих в конструкцию этих систем и, наконец, необходимо принять во внимание условия, налагаемые системами охлаждения на конструкцию самого двигателя и самолета в целом.
Количество отводимого от двигателя тепла определяется максимальным температурным режимом, в котором работают детали двигателя. В свою очередь, допустимые температуры деталей зависят от термостойкости их материалов. Кроме того, температура деталей, соприкасающихся с внутренней полостью цилиндра, оказывает влияние на рабочий процесс двигателя и, в первую очередь, на детонацию, ограничивая повышение наддува, степень сжатия при заданной марке топлива.
Особо отмечалось, что надежно работающие двигатели воздушного охлаждения, обладая меньшей массой по сравнению с двигателями водяного охлаждения, во многих случаях имеют более высокие эксплуатационные и технические характеристики.
Этот вывод подтверждался все нарастающим выпуском подобных двигателей за рубежом и быстрым возрастанием их мощности.
Конференция констатировала явное отставание нашей моторной промышленности и научно-исследовательских организаций в этой области и призвала сконцентрировать внимание на создании мощных двигателей с воздушным охлаждением.
Наряду с этим отмечалось, что эксплуатационные и технические характеристики двигателей с жидкостным охлаждением, имевших гораздо большую мощность и меньший мидель, могли бы быть значительно улучшены при использовании новых специальных типов охлаждения, недавно появившихся за рубежом.
Отвод тепла в окружающую среду с двигателей водяного охлаждения связан с необходимостью размещения на самолете радиаторов - устройств для теплообмена с подводом к ним достаточного количества атмосферного воздуха. Это приводит к увеличению массы и аэродинамического сопротивления силовой установки и, естественно, всего самолета в целом.
С увеличением скоростей полета радиатор становится серьезной помехой. Поэтому совершенствование систем охлаждения двигателей оказывается в центре внимания конструкторов мирового авиа- и моторостроения.
Исследовательские работы и многочисленные испытания, проведенные в Европе и Америке, привели к новым инженерным решениям.
Были разработаны новые варианты системы жидкостного охлаждения с использованием вместо воды высококипящих жидкостей и пароводяной суспензии.
Применение для охлаждения двигателей систем такого типа давало возможность сохранить достоинства водяного охлаждения в части отсутствия местных перегревов и хорошего контроля теплового состояния двигателя, снизив одновременно сопротивление и массу силовой установки.
Известно, что количество тепла, отдаваемого единицей площади поверхности радиатора, пропорционально разности температур радиатора и охлаждающего воздуха.
Повышая температуру радиатора можно сократить его поверхность и тем самым уменьшить массу и потери на воздушное сопротивление.
С этой целью для охлаждения двигателей применили жидкости, кипящие при более высокой температуре, чем вода. Наиболее подходящим для этой цели оказался этиленгликоль. Бесцветная и очень гигроскопичная жидкость, на практике содержащая 8% воды, имела точку кипения 150 град. С и замерзала при минус 28о С.
Основным преимуществом этиленгликолевого охлаждения стала возможность значительного повышения температуры жидкости в радиаторе до 120-130 град.С. Такая температура позволяла сократить габариты радиатора и его воздушное сопротивление на 50% по сравнению с водяным охлаждением. Скорость полета при этом увеличивалась на 2-4%.
Выявились и отрицательные стороны этой системы охлаждения. Металлы, соприкасавшиеся с этленгликолем, сильно коррозировали. Он легко просачивался через мельчайшие неплотности и разъедал дюрит. Повышенная температура в системе приводила к термическому перенапряжению двигателя, что снижала его мощность на 5-6%.
Еще одним вариантом жидкостной системы стало пароводяное (испарительное) охлаждение, в котором основным источником отвода тепла от двигателя стало парообразование.
Вода в рубашках цилиндров доводилась до кипения и образовывала с паром пароводяную суспензию с температурой 100 град. С, которая поступала в сепаратор. Там пар отделялся от воды и направлялся в крыльевой радиатор (в данном случае - конденсатор).
В конденсаторе пар, охлаждаясь потоком воздуха, превращался в воду и насосом двигателя возвращался в рубашку для повторного цикла.
Конденсатор, выполненный в виде двойной обшивки крыла, имел нулевое аэродинамическое сопротивление. Благодаря своей упругости, пар осуществлял в открытом (то есть сообщающимся с атмосферой) конденсаторе автоматическую регулировку охлаждения.
При переводе двигателя на полный газ или при ухудшении обдува объем пара увеличивался и паровая подушка в конденсаторе, расширяясь, вытесняла воздух.
При уменьшении нагрузки объем пара уменьшался. Его место занимал воздух, выключая ставшую ненужной часть конденсатора.
Испарительные системы охлаждения требовали значительно меньшего запаса воды и обеспечивали увеличение скорости полета до 8% при существенном уменьшении массы охлаждающей установки.
Небольшие объемы пара и конденсата, находившиеся в системе и имевшие более низкое по сравнению с атмосферным давление, дали повод для распространенного в то время мнения, что при повреждении конденсатора пар не будет выходить из возможных пробоин или будет выходить в очень небольшом количестве.
Дальнейшие испытания не оправдали этих надежд. Поэтому в Англии, на родине испарительного охлаждения, к концу 30-х годов резко сократилось число самолетов, оборудованных этой системой.
В заключительной резолюции конференции было записано: "...моторы водяного охлаждения, вытесняемые из области мощностей, переходят в область еще больших мощностей и не надо надеяться, что в ближайшие три года появятся новые моторы с мощностью до1500 л. с.
Конкуренция заставляет совершенствовать эти моторы. Сейчас нужно вести работы по гликолевому и испарительному охлаждению, по созданию новых конструкций, не уступающим западным образцам".
Вместо проведения всесторонних испытаний и выявления технологических и эксплуатационных достоинств и недостатков новых систем, в течение 1935-1936 годов появились взаимоисключающие приказы о переводе отечественного авиа- и моторостроения сначала на пароводяное, а затем полностью на гликолевое охлаждение двигателей.
Затраченные усилия и огромные средства оказались напрасными. В СССР так и не появилось ни одного серийного самолета, оборудованного подобным системами.
