Авиапромышленность: к 1935 в косос сидели следующие бригады (346,4)

За рубежом:
31 августа 1935 в США вышел закон, позволяющий президенту вводить эмбарго на вывоз оружия в случае войны в Европе (3186).
31 августа 1935 Крестьянское восстание в Фиери (7594).
Жизнь и внутренняя политика:
31 августа 1935 кадиевский шахтер Алексей Стаханов установил рекорд добычи угля, сделав 14 норм за смену, начало стахановского движения в СССР (4962).
Авиапромышленность:
В конце августа 1935 (24,84) ЦКБ-26 был продемонстрирован наркомам обороны К.Е.Ворошилову и тяжелой промышленности Г.К.Орджоникидзе и получил их высокую оценку, хотя Я.И.Алкснис заметил, что смешанная конструкция не удовлетворяет ТТТ (24,85).
В.К.Коккинаки продемонстрировал самолет в полете (24,85).
Машина была высоко оценена и С.В.Ильюшин был обязан в короткий срок в 1936 (24,85) представить на государственные испытания цельнометаллический дальний бомбардировщик ЦКБ-30, полностью отвечающий тактико-техническим требованиям ВВС.
В конце августа 1935 были выполнены опытный взлет и посадка ТБ-3 (АНТ-6) с подвешенными под крыльями ПСН-1. Проводили и отцепку ПСН с планированием на озеро Ильмень. Летали с аэродрома Кречевицы (1085,130).
В конце августа 1935 ЦАГИ и завод №24 вырабатывают и согласовывают технические данные двигателя АМ-34ФРН, завод обязывают предоставить к 1 марта 1936 года 5 двигателей (7685).
Авиапромышленность:
В августе 1935 летало Звено-6: ТБ-3 (АНТ-6) + 3 И-16 под крылом (92,477).
В августе 1935 на Балтике на КР-6а испытали упрощенный вариант торпедной подвески (2766,36).
В августе 1935 вышел Приказ наркома обороны N 181 О войсковых испытаниях самолета Р-ЗЕТ с М-34Н.
С целью определения тактико-технических и эксплуатационных свойств самолета Р-ЗЕТ, а также выявления соответствия этого самолета боевым задачам разведчика приказываю:
1. Распоряжением комвойсками ХВО произвести в одной из эскадрилий 452 Авиабригады (Харьков) войсковые испытания самолета Р-ЗЕТ с М-34Н.
2. а) передать 452 авиабригаде для войсковых испытаний первые 10 самолетов Р-ЗЕТ с М-34Н немедленно по получении с производства. Ворошилов (3120,76).
С августа 1935 г. выпуск ПР-5 начали осваивать мастерские ГВФ в подмосковном поселке Быково. Там изготовляли фюзеляжи, а все остальное поставлялось с завода № 1. Головной серийный ПР-5 прошел заводские испытания в июле 1936 г., затем его представили на государственные в НИИ ГВФ. Они длились с 5 по 22 августа. Летал пилот Э.И. Шварц. Головной самолет оказался немного легче опытного экземпляра за счет уменьшения запаса топлива и масла, хотя коммерческую нагрузку увеличили на 50 кг. Летные данные остались примерно теми же, но потолок увеличился более чем на 1000 м. Общий вывод испытателей звучал ободряюще: "Из всех модификаций самолета П5-М17Ф самолет ПР5-М17Ф наиболее удачен..."
Но недостатков отметили немало. С неудачной центровкой до конца не справились Поэтому просто запретили не только летать, но и рулить по аэродрому без груза или хотя бы одного пассажира в задней кабине. В пассажирской кабине тесно, вентиляция плохая. В дождь в нее через двери и окна просачивалась влага. В общем, комфорта было маловато.
Но ничего лучшего промышленность в те годы ГВФ предложить не могла. Поэтому выпуск ПР-5 продолжили. До конца 1940 г. завод № 241 делал их из старых (иногда уже списанных) П-5 и Р-5. Всего сделали более 130 таких машин.
В опытном образце существовал еще более "продвинутый" ПР-12. У него фюзеляж и оперение ПР-5 объединили с новым монопланным крылом. Этот самолет некоторое время эксплуатировался на линии Москва - Харьков.
В августе 1935 г. планы работы ЦКБ на 1935 г. пересмотрели. ВВС теперь настоятельно требовали скорости истребителей не менее 500 км/ч. И-18 (ЦКБ-25) со скоростью 483 км/ч этим условиям уже не удовлетворял, поэтому в планы бригады № 2 включили проектирование нового варианта истребителя И-18 - ЦКБ-33 с мотором Испано-Сюиза и максимальной скоростью не менее 500 км/ч, отменив разработку И-19 (ЦКБ-25 с М-34ФН) и И-20 (ЦКБ-28). Предполагалось, что ЦКБ-33 выйдет на заводские испытания к 15 апреля 1936 г., хотя, по мнению Поликарпова, реально самолет можно было построить и к 15 марта. По тактико-техническим требованиям ВВС предполагалось, что истребитель И-19 будет иметь максимальную скорость 550-580 км/ч, практический потолок 10000 м, дальность полета 1000 км, время набора высоты 5000 м - 5-5,5 мин. И-18 должен проектироваться в рамках общих тактико-технических требований на И-17 С.В.Ильюшин с учетом опыта проектирования рекордного самолета занимался созданием истребителя И-21 (ЦКБ-32) с М-34ФН. По расчетам он мог достичь скорости 600 км/ч (10667).
В августе 1935 г. В.П.Чкалов совершил первые полеты на серийном истребителе И-15 № 33907 производства завода № 39, т.е. седьмом экземпляре самолета (поэтому в заводских документах он обозначался как ЦКБ-3 №7, И-15 №7, самолет № 7) с нормальным центропланом. За счет размещения самопуска, выхлопного коллектора, другого оборудования взлетный вес машины увеличился на 84,6 кг. Время выполнения виража на высоте 1000 м увеличилось до 9,36 секунд (10667).
В августе 1935 года в НИИ ВВС закончились гос. испытания И-15 Райт-Циклон F-3 центроплан (опытный), которые проходили с мая
Госиспытания выдержал. Рекомендован для серийной постройки
Отмечены:
Вибрация элеронов.
Недостаточная прочность ног шасси – в креплении стойки к шлицевому стакану (7721, 248-250).
В августе 1936 года инженером 1 отдела НИИ ВВС в/инженер 1 ранга Воеводиным был поднят вопрос на основе практики посадок самолета И16 на большой скорости (аварийные случаи) в частях ВВС, о работе Вахмистрова по экспериментальному самолету “Истребитель звена”. Такой самолет за счет значительного повышения посадочной скорости может дать максимальную скорость превышающую на 100 км/час и более, кроме того эти самолеты находясь на определенной высоте в боевой готовности на авиаматке, получив целеуказание, легче (по времени) смогут осуществить атаку на соединение бомбардировщиков (4180,5).
В августе 1935 года состоялся пересмотр планов работы ЦКБ на 1935 год. Руководство ВВС теперь настоятельно стали требовать увеличения скорости проектируемых истребителей свыше 500 км/ч. Истребитель И-18 (ЦКБ-25) со скоростью 483 км/ч этим требованиям уже не удовлетворял, поэтому конструкторы приступили к проектированию нового варианта истребителя И-18 (ЦКБ-33). Этот истребитель являлся улучшенной модификацией ЦКБ-15 и ЦКБ-19, но имел другой двигатель с пароиспарительным охлаждением и другое вооружение. Эскизный проект самолета ЦКБ-33 был завершен в декабре 1935 года. Самолет мог достигать скорости 507 км/ч на высоте 3380 метров, потолка в 9975 метров, и дальности полета 800 км. Предполагалось, что ЦКБ-33 выйдет на заводские испытания к 15-му апреля 1936 года (15223).
В августе 1935 в ходе учебных боев с Фейри Файрфлай, приобретенным НИИ ВВС, И-5 явно уступал (191,27).
В августе 1935 г. в ходе учебных боёв, выяснилось, что хотя "Файрфлай" до высоты 5000 м уступает И-5 по манёвренности, он с лихвой компенсирует это скоростью и скороподъёмностью, ведя бой в вертикальной плоскости и обладая инициативой. Этот быстроходный биплан в своё время проиграл конкурс самолёту "Фьюри" с тем же мотором, и на вооружение Королевских ВВС принят не был. Наши хотели купить образец "Фьюри", но получили отказ и удовольствовались "Файрфлаем" (11997).
С августа 1935 г. выпуск ПР-5 Рафаэлянца начали осваивать мастерские в Быково. Там изготавливали фюзеляжи, а все остальное поставлял завод № 1. С 5 по 22 августа 1936 г. головной ПР-5, который пилотировал Э.И. Шварц, прошел Госиспытания в НИИ ГВФ. Этот самолет оказался немного легче опытного за счет уменьшения запаса топлива и масла, хотя коммерческую нагрузку увеличили на 50 кг. Летные данные остались примерно теми же, но потолок увеличился более чем на 1000 м. Общий вывод гласил: "Из всех модификаций самолета П5-М17Ф самолет ПР5-М17Ф наиболее удачен...". До конца 1940 г. завод № 241 переделывал в ПР-5 старые П-5 и Р-5. Всего изготовили более 130 таких машин (11936).
В августе 1935 в НИИ ВВС на госиспытания с некоторыми недоделками (т.к. торопились к перелету в сентябре) предъявили самолет Г-15 В.К.Грибовского, который строился на Московском планерном заводе с января 1934 (9080).
В августе 1935 в НИИ ВВС на ускоренные госиспытания (т.к. торопились к перелету в сентябре) предъявили самолет Г-20 В.К.Грибовского, который строился на Московском планерном заводе с января 1934 (9080).
В августе 1935 г. самолет Грибовского Г-15 предъявили на испытания в НИИ ВВС с некоторыми недоделками. В частности, во время испытаний заправлялся только фюзеляжный бак, так как крыльевые еще не были отлажены, что вызывало крайне невыгодную центровку. Отмечалось перетяжеление конструкции на 142 кг по сравнению с расчетами. Все летные данные самолета определить не успели, так как конструктор надеялся представить Г-15 для участия в спортивных гонках, намеченных на сентябрь 1935 г.
На первом этапе этих состязаний, на участке Москва - Горький Г-15 по причине остановки двигателя совершил вынужденную посадку. К месту аварии на У-2 вылетел сам конструктор, который немедленно переставил двигатель М-11 со связного самолета на перелетную машину. Г-15 после этого вторично стартовал, однако, вскоре история повторилась, и самолет пришлось снять с участия в состязаниях. Впоследствии в топливных баках Г-15 обнаружили песок, строились различные гипотезы о его появлении, подозревали в том числе и злой умысел, однако выяснить ничего не удалось.
После возвращения в Москву Г-15 не летал, и работы по его совершенствованию не возобновлялись. Существовали планы использования фрагментов Г-15 для самолета «Утка», однако практического воплощения так и не последовало.

Модификация	Г-15
Размах крыла, м	11.00
Длина самолета,м	6.20
Высота самолета,м
Площадь крыла,м²	14.00
Масса, кг
пустого самолета	670
максимальная взлетная	940
Тип двигателя	1 ПД М-11
Мощность, л.с.	1 × 100
Максимальная скорость, км/ч	185
Крейсерская скорость, км/ч	146
Продолжительность полета, ч	4
Скороподъемность, м/мин
Практический потолок, м	4500
Экипаж, чел	2

(12682).
В августе 1935 г., незадолго до перелета спортивных самолетов, Г-20 прошел ускоренные испытания в НИИ ВВС. Указывалось, что полетные данные самолета удовлетворительные, что он достаточно прост в управлении и что освоение самолета для летчиков трудностей не представляет.
«Полетные свойства Г-20 несколько приближаются к свойствам самолетов истребительного типа, но являются более простыми и легко усвояемыми, поэтому Г-20 можно рекомендовать как переходный или тренировочный самолет».
В сентябре 1935 г. Г-20 с регистрационным номером «СССР-С 838» участвовал в перелете. Пилотировал самолет летчик Алтынов, который успешно справился с маршрутом и возникающими мелкими неполадками.
Двухместный низкоплан Г-20 стал вторым самолетом Грибовского после Г-15, оснащенным двигателем М-11. Г-20 предназначался для тренировочных полетов и обучения высшему пилотажу. Особенностью самолета являлось крыло, суженное в районе крепления к фюзеляжу. Для получения необходимой жесткости крыло подкреплялось Л-образными подкосами, связывающими центроплан с жесткой дугой под козырьком пилотской кабины. По мнению конструктора, такая схема позволяла значительно улучшить обзор вперед и вниз, а фюзеляжная стойка, скрепляющая подкосы, обеспечивала необходимую безопасность при капотировании машины.
В сечении крыла использовался профиль «ЦАГИ Р-11» переменной толщины с максимальным значением в районе крепления подкосов.
Обшивка крыла до второго лонжерона из фанеры толщиной 1-2 мм, далее использовалось полотно. Элероны щелевые, каждый подвешен на трех фигурных кронштейнах. Крыло снабжено посадочными закрылками Шренка, выпускаемыми при помощи штурвальчика, связанного с червячным механизмом. Использование щитков позволило снизить посадочную скорость до 66 км/ч.
Фюзеляж деревянный, типа полумонокок, обшивка из 2-мм фанеры. Кабина пилотов, сидящих друг за другом, закрыта общим целлулоидным фонарем. Управление спаренное.
Задняя кабина имела полный комплект моторных и аэронавигационных приборов и считалась основной. Передняя кабина располагалась в районе центра тяжести и поэтому отсутствие в ней пилота практически не влияло на центровку самолета.
Хвостовое оперение деревянное, для обеспечения необходимой жесткости подкреплено стальными подкосами. Стабилизатор и киль самолета обшиты фанерой, у рулей обшивка полотняная.
Основное шасси неубираемое, выполненное в виде гнутых трубчатых полуосей с амортизацией внутри фюзеляжа. Колеса 700×120 мм, прикрыты каплевидными обтекателями. Костыль ориентирующийся, с пластинчатой резиновой амортизацией.
Двигатель М-11 мощностью 110 л.с. закрыт цилиндрическим капотом с выступающими, каплевидными выколотками вокруг головок цилиндров. В передней части капота имелись окна охлаждения.
Основной топливный бак на 47 кг бензина находился в фюзеляже, два крыльевых бака, каждый на 35 кг, размещены в пространстве между лонжеронами центроплана.
Г-20 занял второе место в классе двухместных машин (после АИР-10 конструкции Яковлева), коллектив МКБ получил денежную премию в размере 4000 руб. Для аппарата, изготовленного в кустарных условиях, такой результат считался вполне неплохим.
После двухлетней интенсивной эксплуатации в Центральном аэроклубе Г-20 подвергся переделкам. Для более эффективного выполнения высшего пилотажа на самолет установили форсированный М-11 мощностью 150 л.с. В связи с низким качеством целлулоида, который быстро помутнел, фонарь был упразднен и заменен открытыми кабинами с козырьками. Противокапотажную дугу на фюзеляже сняли, а подкосы закрепили на силовом шпангоуте. Капот также упростили, верхняя часть цилиндров двигателя стала открытой для более эффективного охлаждения.
Под обозначением Г-20бис обновленная машина принимала участие в гонках спортивных самолетов 1937 г. по маршруту Москва-Севастополь-Москва, где заняла третье место. Впоследствии Г-20бис использовался для тренировки летчиков Центрального аэроклуба в Москве.
К 1936 г. Грибовский окончательно сложился как конструктор легкомоторных самолетов. Рассказывая о своих ближайших планах на страницах журнала «Самолет» (№4,1936 г.), он говорит:
«В этом году я буду работать только над легкими самолетами, необходимыми в системе Осоавиахима
Для развития массовой авиации материальная часть должна быть дешевой. Радикальное средство для удешевления стоимости самолета - это переход на уменьшение мощности моторов. В этом разрезе и идет работа Московского конструкторского бюро (МКБ), которым я руковожу
До сих пор спроектированные и построенные самолеты имели моторы мощностью не менее 100 л. с. Мы работаем над конструкциями самолетов, которые должны дать не худшие летные качества при значительно меньших мощностях мотора (30-50 л. с). Поэтому нас особенно интересует мотор в 30 л.с, проект и рабочие чертежи которого разработаны инженером В. Доллежалем
В этом году мною спроектированы легкие самолеты Г-21 и Г-22 и, очевидно, будут сконструированы еще два самолета, но тип их еще не установлен»
Следует отметить, что, несмотря на переход к конструкторской деятельности, Грибовский постоянно совершенствует свое летное мастерство и первые вылеты на своих самолетах выполняет лично. Он принимает участие в различных авиационных праздниках и агитационных полетах.
По этому поводу известный планерист и летчик-испытатель И.И.Шелест в своей книге «С крыла на крыло» пишет:
«Сочетая в себе качества конструктора и летчика, Владислав Константинович предпочитал сам испытывать свои машины. Этим достигался верх творческого взаимопонимания между создателем техники и ее испытателем. Впрочем, как знать? Не становился ли он подчас на порог раздвоения личности? Могла же в нем разыграться жаркая схватка: конструктор считал первоначальный проект непогрешимым, а летчик требовал улучшить качество самолета или планера. Как разрешал Грибовский в таких случаях спор, неизвестно. Но машины его, как правило, оказывались удачными».

Модификация	Г-20
Размах крыла, м	9.70
Длина, м	6.30
Высота, м	2.30
Площадь крыла, м²	13.20
Масса, кг
пустого самолета	607
нормальная взлетная	836
максимальная взлетная	880
Тип двигателя	1 ПД М-11Е
Мощность, л.с.	1 × 150
Максимальная скорость , км/ч	235
Крейсерская скорость , км/ч	215
Практическая дальность, км	400
Практический потолок, м	3900
Экипаж	2

(12682).
В августе 1935 самолет ВВА-1 предъявили НИИ ВВС РККА на государственные испытания. Ответственными за их проведение были назначены ведущий инженер Н.С.Куликов и ведущий летчик-испытатель К.А.Калилец. В соответствии с программой испытаний за 14 полетов требовалось определить основные летные данные и эксплуатационные свойства самолета. На проведенных в августе-сентябре 1935 г. госиспытаниях ВВА-1 показал следующие результаты. Максимальная скорость при полетной массе 1146 кг составила 156 км/ч у земли и 145 км/ч на высоте 2000 м. Высоту 1000 м машина набирала за 9,83 мин, а 2000 м за 26,19 мин. Практический потолок составил 2920 м, который самолет набирал за 79,6 мин. Длина разбега с выпущенными закрылками - 220 м, а без их применения - 260 м. Пробег соответственно составлял 180 и 200 м, а посадочная скорость 75 и 90 км/ч.
Следует отметить, что ВВА-1 проходил испытания без внешнего капота и не со своим винтом. При пробе мотора, как на земле, так и в воздухе с винтом, спроектированным специально для ВВА-1, ощущалась значительная вибрация конструкции самолета. Наибольшей величины она достигала при оборотах мотора от 1100 до 1400 об/ мин. В связи с этим для проведения испытаний на машину поставили винт от самолета У-2. С этим винтом вибрация все же имела место, но была несколько меньше. В полете вибрация сказывалась, прежде всего, в колебаниях стрелок всех приборов, размещенных на приборной доске.
Мотор запускался установленным для М-11 способом - от руки, так как храповик для автостартера не устанавливался. Отмечалось неудобное расположение пускового магнето - очень низко и далеко. При пробе мотора под колеса подкладывали колодки обычного типа, при этом хвост машины при взятой «на себя» ручке управления можно было не держать.
В зависимости от грунта аэродрома ВВА-1 рулил при 900-1000 об/мин, при этом его скорость соответствовала нормальному шагу сопровождающего. Рулил самолет устойчиво и хорошо слушался руля направления. На ровной поверхности для облегчения хвоста ручку управления необходимо было держать нейтрально. Размер колес для работы машины с мягкого грунта считался недостаточным, в таких случаях самолет вязнул. Обзор вперед и влево до 60° был удовлетворительный, вправо и по сторонам плохой, назад и вверх отсутствовал. Это объяснялось положением пилота в кабине, а также множеством переплетов фонаря кабины, что сокращало поле видимости. Для улучшения обзора рекомендовалось с обеих сторон сделать легко открывающиеся окна.
Самолет взлетал очень тяжело, хвост поднимался медленно. При этом ручку управления требовалось дать«от себя» полностью, что для летчика среднего роста было сделать весьма затруднительно. После подъема хвоста ручку необходимо было слегка взять «на себя». Испытатели отмечали, что при разбеге ВВА-1 не чувствовалось нарастания скорости и стремления машины самой оторваться от земли как это наблюдалось у других самолетов. Во время взлета самолет обычно требовал от-рывания его от земли, а в штиль его разбег достигал 300 м. Открытие закрылков, не уменьшая времени разбега, сокращало его длину всего на 12%, при этом в штиль разбег составлял 240 м.
При разбеге самолет имел тенденцию к рысканью, и его все время требовалось держать ножным управлением для сохранения прямой. Рысканье объяснялось в первую очередь чрезмерной чувствительностью руля направления и крайне неудачной конструкцией педалей, при которой ноги летчика все время были на весу. Даже незначительный нажим на педаль тут же приводил к развороту. К тому же педали имели большой ход, из-за чего у летчика среднего роста «не хватало» ног для перевода их из одного крайнего положения в другое.
Вследствие малой скороподъемности (2,05 м/с у земли) высоту самолет набирал медленно. Для набора 30 м машине требовалось расстояние в 500-600 м, что, учитывая еще и большой разбег, делало невозможным его взлет с ограниченных аэродромов, имеющих высокие препятствия.
Наивыгоднейшая скорость набора высоты до 1000 м составляла 110 км/ч (по прибору) при 1500 об/мин для винта, специально спроектированного для ВВА-1, и при 1600 об/мин для винта от самолета У-2. По мере набора высоты скорость необходимо было уменьшать на 5 км/ч на каждую 1000 м. Высоту машина набирала устойчи во даже с брошенной ручкой. При уменьшении оборотов, а также на планировании самолет «висел» на ручке. Но в случае сдачи мотора он переходил на нос с тенденцией развернуться и кренился вправо.
В спокойную погоду ВВА-1 в горизонтальном полете шел устойчиво, допуская полет с брошенным управлением. Но к болтан ке самолет был чувствителен. Скорость при 1500 об/мин составляла 115-120 км/ч. Так как внутренняя хорда коробки крыльев шла параллельно оси винта и строитель-
ной горизонтали самолета, последний летал с несколько опущенным хвостом. С закрытыми закрылками самолет был достаточно устойчив. Однако полных исследований на устойчивость при всех режимах полета и с разным открытием закрылков не проводилось. Длительный полет очень утомлял летчика вследствие неудачного расположения органов управления и неудобного расположения сиденья. Полет в облаках и в тумане был затруднен из-за излишней чувствительности самолета к самому незначительному движению ножным управлением. К тому же вести курс по компасу К-4 оказалось затруднительно, так как последний расположили далеко, в стороне от глаз летчика (10742).
Маневренность самолета проверяли на высоте 800 м. Виражил он на скорости 120-125 км/ч при 1550 об/ мин устойчиво, но при этом летчику требовалось все время быть внимательным и следить за движениями ног, которые должны были быть незначительными. Время виража составило 25 с для левого и 27,3 с для правого.
Наивыгоднейшая скорость планирования составляла 110-115 км/ч при минимальных оборотах мотора. Траектория планирования по сравнению с самолетом У-2 была более крутая. При брошенной ручке ВВА-1 увеличивал скорость до 145-150 км/ч (по прибору) после чего продолжал устойчиво планировать на этой скорости. Полностью открытые закрылки и щитки делали траекторию планирования еще более крутой.
В отличие от разбега посадка самолета ВВА-1 была простой. Он легко садился на три точки, не имея тенденции к взмыванию. Из-за особенностей аэродинамики при посадке без применения механизации Су не доходило до максимального значения, из-за чего получалось увеличение посадочной скорости или посадка на костыль. При убранных закрылках и щитках пробег был большой и составлял 180 м (в штиль). Во время пробега машина имела тенденцию к незначительному рысканью.
Составляя общее впечатление о ВВА-1, ведущие специалисты отметили, что из-за неудобного расположения сидения, командных рычагов управления, излишней чувствительности руля направления и трудного взлета пилотирование самолета усложнялось и от летчика требовалось большое внимание и напряжение. Эти недостатки затмевали все положительные стороны машины - хорошую устойчивость и легкость управления.
В своих выводах военные испытатели отметили, что летные данные самолета ВВА-1 очень низки. Это объяснялось неудачно выбранной аэродинамической схемой самолета, представляющего собой полутораплан с мощными стойками, без выноса крыльев, с фюзеляжем очень большого миделя, невыгодно расположенного по отношению к коробке крыльев. Вместе с этим конструкция машины сравнительно с расчетными данными оказалась перетяжеленной на 265 кг, то есть на 46% проектной массы. Из-за этого грузоподъемность самолета существенно снизилась,так как пришлось уменьшить полезную нагрузку.
Разбег и пробег машины оказались очень большими, более 200 м. Причем техника выполнения разбега была сложной, так как самолет с трудом поднимал хвост, медленно набирал скорость и после отрыва медленно набирал высоту. В связи с этим полеты на ВВА-1 можно было производить только на больших аэродромах с хорошими подходами. Посадочная скорость также оказалась велика. Применение закрылков и щитков на разбеге и посадке оказалось малоэффективно, при этом посадочная скорость снижалась лишь на 17%.
К конструктивным недостаткам испытатели отнесли неудовлетворительную работу механизмов управления закрылками и щитками, неудобное расположение ручки управления самолетом, плохую видимость через стекла кабины пилота в плохую погоду (дождь, снег), а также плохой обзор назад вверх.
Вместе с тем отмечалось, что в полете самолет хорошо сбалансирован, устойчив и имеет удовлетворительную управляемость. Производственное исполнение получило хорошую оценку, так как окраска, внутренняя и внешняя отделка машины были выполнены аккуратно, тщательно и чисто.
На основании вышеизложенного в своем заключении специалисты НИИ ВВС РККА отметили, что «по своим лет-но-эксплуатационным данным самолет ВВА-1 интереса не представляет». Дальнейшая модификация предъявленного на испытания экземпляра считалась нецелесообразной, так как основные недостатки машины (перетяжеле-ние конструкции и неудачная схема коробки крыльев) были неустранимы.
Конечно, если результаты испытаний оказались невысокими, то вполне можно отнести конструкторскую работу военинженера 2-го ранга В.С.Пышнова к разряду неудачных. Однако это не совсем так. Промахи при разработке машины можно отнести лишь на счет малого опыта в конструкторской деятельности. В тоже время на самолете ВВА-1 Владимир Сергеевич опробовал множество новых конструктивных решений, многие из которых оказались вполне удачными. Поэтому в своем заключении военные также отметили, что «ввиду интересных элементов, положенных в основу проектирования и постройки самолета, ВВА-1 считать желательным постройку нового экземпляра самолета по тем же техническим требованиям, но с учетом устранения дефектов, отмеченных при испытании опытного образца». К этому также стоит добавить и мнение В.Б.Шаврова, который в своей книге отметил, что самолет ВВА-1 мог бы показать гораздо лучшие результаты с более мощным мотором М-11Е.
Из-за существенного сокращения финансирования постройка второго экземпляра самолета ВВА-1 так и осталась неосуществленной. Поэтому работы по улучшению машины свелись лишь к модернизации первого опытного образца с целью устранения некоторых недостатков, выявленных на испытаниях. В частности, было переработано вертикальное оперение с целью снижения чувствительности руля направления - уменьшена площадь последнего и введена роговая компенсация, а также сделан новый вариант шасси, изменен капот, убраны зализы, закрывающие стыки №-об-разных подкосов с крыльями и добавлен еще один топливный бак. Правда, проведенные доработки привели к увеличению полетной массы до 1160 кг. Судя по всему, на машину также установили более мощный вариант мотора М-11. Основное назначение ВВА-1 теперь определялось как самолет для спорта и туризма.
В 1937 г. на модернизированном ВВА-1 в НИИ ВВС РККА сделали несколько ознакомительных полетов. Их результаты показали, что у машины недостаточная устойчивость пути -имело место рысканье самолета из-за вихреобразования за фюзеляжем. Конструктору было предложено увеличить площадь вертикального оперения и поставить самолет на лыжи.
ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА ВВА-1

Характеристика	Расчетные данные		Результаты испытаний	Самолет У-2
Длина самолета, м	7,8		7,8	8,17
Высота самолета, м	2,85		2,85	3,10
Размах крыла, м	10,95		11,0	11,4
Площадь крыла, м^2	24		21,28	33,15
Масса пустого самолета, кг	600		845	635
Запас горючего, кг			110	71
Полезная нагрузка, кг	350	500	301	255
Полетная масса, кг	950	1100	1146	890
Максимальная скорость, км/ч	180-190	170-180	156	150
Минимальная скорость, км/ч	80	86	100	90
Посадочная скорость, км/ч	55-60	60-65	75-90	70
Крейсерская скорость, км/ч	140	135	135	111
Потолок	5000	4000	2920	3820
Начальная вертикальная скорость, м/с	3,9	3,0	2,05
Нормаотная дальность, км	600	550		400
Максимальная дальность, км	900	850
Длина разбега	130	200	220-260	70
Длина пробега			180-200	125

(10720).
В августе 1935 ВВА-1 предъявили НИИ ВВС РККА на государственные испытания. Ответственными за их проведение были назначены ведущий инженер Н.С. Куликов и ведущий лет- чик-испытатель К.А. Калилец. В соответствии с программой испытаний за 14 полетов требовалось определить основные летные данные и эксплуатационные свойства самолета.
На проведенных в августе-сентябре 1935 г. госиспытаниях ВВА-1 показал следующие результаты. Максимальная скорость при полетной массе 1146 кг составила 156 км/ч у земли и 145 км/ч на высоте 2000 м. Высоту 1000 м машина набирала за 9,83 мин, а 2000 м - за 26,19 мин. Практический потолок составил 2920 м, который самолет набирал за 79,6 мин. Длина разбега с выпущенными закрылками - 220 м, а без их применения - 260 м. Пробег соответственно составлял 180 и 200 м, а посадочная скорость 75 и 90 км/ч.
Следует отметить, что ВВА-1 проходил испытания без внешнего капота и не со своим винтом. При пробе мотора, как на земле, так и в воздухе, с винтом, спроектированным специально для ВВА-1, ощущалась значительная вибрация конструкции самолета. Наибольшей величины она достигала при оборотах мотора от 1100 до 1400 об/мин. В связи с этим для проведения испытаний на машину поставили винт от самолета У-2. С этим винтом вибрация все же имела место, но была несколько меньше. В полете вибрация выражалась, прежде всего, в колебаниях стрелок всех приборов, размешенных на приборной доске.
Мотор запускался установленным для М-11 способом - от руки, так как храповик для аэродромного стартера не устанавливался. Отмечалось неудобное расположение пускового магнето - очень низко и далеко. При пробе мотора под колеса подкладывали колодки обычного типа, при этом хвост машины при взятой "на себя" ручке управления можно было не держать.
В зависимости от грунта аэродрома ВВА-1 рулил при 900... 1000 об/мин, при этом его скорость соответствовала нормальному шагу сопровождающего. Рулил самолет устойчиво и хорошо слушался руля направления. На ровной поверхности для облегчения хвоста ручку управления необходимо было держать нейтрально. Размер колес для работы машины с мягкого грунта считался недостаточным, в таких случаях самолет вязнул. Обзор вперед и влево до 60° был удовлетворительный, вправо и по сторонам плохой, назад и вверх отсутствовал. Это объяснялось положением пилота в кабине, а также множеством переплетов фонаря кабины, что сокращало поле видимости. Для улучшения обзора рекомендовалось с обеих сторон сделать легко открывающиеся окна.
Самолет взлетал очень тяжело, хвост поднимался медленно. При этом ручку управления требовалось дать "от себя" полностью, что у летчика среднего роста вызывало определенные затруднения. После подъема хвоста ручку необходимо было слегка взять "на себя". Испытатели отмечали, что при разбеге ВВА-1 не чувствовалось нарастания скорости и стремления машины самой оторваться от земли, как это наблюдалось у других самолетов. Во время взлета самолет обычно требовал отрывания его от земли, а в штиль его разбег достигал 300 м. Использование закрылков, не уменьшая времени разбега, сокращало его длину всего на 12%, при этом в штиль разбег составлял 240 м.
При разбеге самолет имел тенденцию к рысканью, и его все время требовалось держать ножным управлением для сохранения прямой. Рысканье объяснялось в первую очередь чрезмерной чувствительностью руля направления и крайне неудачной конструкцией педалей, при которой ноги летчика все время были на весу. Из- за этого незначительный нажим на педаль тут же приводил к развороту. К тому же педали имели большой ход, из-за чего у летчика среднего роста не хватало ног для перевода их из одного крайнего положения в другое.
Вследствие малой скороподъемности (2,05 м/с у земли) высоту самолет набирал медленно. Для набора 30 м машине требовалось расстояние в 500...600 м, что, учитывая еще и большой разбег, делало невозможным его взлет с ограниченных аэродромов, имеющих вблизи высокие препятствия.
Основные данные самолёта ВВА-1

Характеристика	Расчётные данные	Результаты испытаний	Самолёт У-2 эталон 1936 г.
Длина самолёта, м	7,8	7,8	8,17
Высота самолёта, м	2,85	2,85	3,10
Размах крыла, м	10,95	11.0	11,42
Площадь крыла, м^	24	21,28	33,15
Масса пустого самолёта, кг	600	845	665
Запас горючего, кг	-	110	91
Полезная нагрузка, кг	350	500	301	257
Полётная масса, кг	950	1100	1146	922
Максимальная скорость, км/ч	180...190	170...180	156	152,5
Минимальная скорость, км/ч	80	86	100	90
Посадочная скорость, км/ч	55...60	60...65	75...90	65...70
Крейсерская скорость, км/ч	140	135	135	112
Потолок, м	5000	4000	2920	4350
Начальная вертикальная скорость, м/с	3,9	3,0	2,05	-
Нормальная дальность, км	600	550	-	430
Максимальная дальность, км	900	850	-	-
Длина разбега, м	130	200	220...260	72
Длина пробега, м	-	-	180...200	95

Наивыгоднейшая скорость набора высоты до 1000 м составляла 110 км/ч (по прибору) при 1500 об/мин для винта специально спроектированного для ВВА-1 и при 1600 об/мин для винта от самолета У-2. По мере набора высоты скорость необходимо было уменьшать на 5 км/ч на каждую 1000 м. Высоту машина набирала устойчиво даже с брошенной ручкой. При уменьшении оборотов, а также на планировании самолет "висел" на ручке. Но в случае сдачи мотора он переходил на нос с тенденцией развернуться и кренился вправо.
В спокойную погоду ВВА-1 в горизонтальном полете шел устойчиво, допуская полет с брошенным управлением. Но к болтанке самолет был чувствителен. Скорость при 1500 об/мин составляла 115...120 км/ч. Машина летала с несколько опущенным хвостом, так как внутренняя хорда коробки крыльев шла параллельно оси винта и строительной горизонтали фюзеляжа. С убранными закрылками самолет был достаточно устойчив. Однако полных исследований на устойчивость при всех режимах полета и с разным положением закрылков не проводилось.
Длительный полет вследствие неудачного расположения органов управления и неудобного расположения сиденья очень утомлял летчика. Полет в облаках и в тумане был затруднен из- за излишней чувствительности самолета на самое незначительное движение ножным управлением. К тому же следить за курсом по компасу К-4 оказалось затруднительным, так как компас расположили далеко, в стороне от глаз летчика.
Маневренность самолета проверяли на высоте 800 м. Виражил он на скорости 120... 125 км/ч при 1550 об/мин устойчиво, но при этом летчику требовалось все время быть внимательным и следить за движениями ног, которые должны были быть незначительными. Время виража составило 25 с для левого и 27,3 с для правого.
Наивыгоднейшая скорость планирования составляла 110... 115 км/ч при минимальных оборотах мотора. Траектория планирования по сравнению с самолетом У-2 была более крутая. При брошенной ручке ВВА-1 увеличивал скорость до 145... 150 км/ч (по прибору) после чего продолжал устойчиво планировать на этой скорости. Полностью открытые закрылки и щитки делали траекторию планирования еще более крутой.
В отличие от разбега посадка самолета ВВА-1 была простой. Он легко садился на три точки, не имея тенденции к взмыванию. Из-за особенностей аэродинамики при посадке без применения механизации Су не доходило до максимального значения из-за чего получалось увеличение посадочной скорости или посадка на костыль. При убранных закрылках и щитках пробег был большой и составлял 180 м (в штиль). Во время пробега машина имела тенденцию к незначительному рысканью.
Составляя общее впечатление о самолете ВВА-1, ведущие специалисты отметили, что из-за неудобного расположения сидения, командных рычагов управления, излишней чувствительности руля направления и трудного взлета пилотирование самолета усложнялось и от летчика требовалось большое внимание и напряжение. Эти недостатки затмевали все положительные стороны машины - хорошую устойчивость и легкость управления.
В своих выводах военные испытатели отметили, что летные данные ВВА-1 очень низки. Это объяснялось неудачно выбранной аэродинамической схемой самолета, представляющего собой полутораплан с мощными стойками, без выноса крыльев, с фюзеляжем очень большого миделя невыгодно расположенного по отношению к коробке крыльев. Вместе с этим конструкция машины по сравнению с расчетными данными оказалась перетяжеленной на 265 кг, то есть на 46% проектной массы. Из-за этого грузоподъемность самолета существенно снизилась, так как перетяжеление пошло за счет полезной нагрузки.
Разбег и пробег машины оказались очень большими, более 200 м. Причем техника выполнения разбега была сложной, так как самолет с трудом поднимал хвост, медленно набирал скорость и после отрыва медленно набирал высоту. В связи с этим полеты на ВВА-1 можно было производить только на больших аэродромах с хорошими подходами. Посадочная скорость также оказалась велика. Применение закрылков и щитков на разбеге и посадке оказалось малоэффективным, при этом посадочная скорость снижалась лишь на 17%.
К конструктивным недостаткам испытатели отнесли неудовлетворительную работу механизмов управления закрылками и щитками, неудобное расположение ручки управления самолетом, плохую видимость через стекла кабины пилота в плохую погоду (дождь, снег), а также плохой обзор назад вверх.
Вместе с тем отмечалось, что в полете самолет хорошо сбалансирован, устойчив и имеет удовлетворительную управляемость. Производственное исполнение получило хорошую оценку, так как окраска, внутренняя и внешняя отделка машины были выполнены аккуратно, тщательно и чисто.
На основании вышеизложенного в своем заключении специалисты НИИ ВВС РККА отметили, что "по своим летно-эксплуатоционным донным сомолет ВВА-1 интереса не представляет". Дальнейшая модификация предъявленного на испытания экземпляра считалась нецелесообразной, так как основные недостатки машины (перетяжеление конструкции и неудачная схема коробки крыльев) были неустранимы.
Конечно, если результаты испытаний оказались невысокими, то вполне можно отнести конструкторскую работу военинженера 2-го ранга B.C. Пышнова к разряду неудачных. Однако это не совсем так. Промахи при разработке машины можно отнести лишь на счет малого опыта в конструкторской деятельности. В тоже время на самолете ВВА-1 Владимир Сергеевич опробовал множество новых конструктивных решений, многие из которых оказались вполне удачными. Поэтому в своем заключении военные также отметили, что "ввиду интересных элементов положенных в основу проектирования и постройки самолето ВВА-1 считать желательным постройку нового экземпляра самолето по тем же техническим требованиям,, но с учетом устранения дефектов отмеченных при испытании опытного образца". К этому также стоит добавить и мнение В.Б. Шаврова, который в своей книге отметил, что самолет ВВА-1 мог бы показать гораздо лучшие результаты с более мощным мотором М-11Е.
Из-за существенного сокращения финансирования постройка второго экземпляра самолета ВВА-1 так и осталась неосуществленной. Поэтому работы по улучшению машины свелись лишь к модернизации первого опытного образца с целью устранения некоторых недостатков выявленных на испытаниях. В частности было переработано вертикальное оперение с целью снижения чувствительности руля направления - уменьшена площадь последнего и введена роговая компенсация, а также сделан новый вариант шасси, изменен капот, убраны зализы закрывающие стыки W-об- разных подкосов с крыльями и добавлен еще один топливный бак. Правда, проведенные доработки привели к увеличению полетной массы до 1160 кг. Судя по всему, на машину также установили более мощный вариант мотора М-11. Основное назначение ВВА-1 теперь определялось как самолет для спорта и туризма (11932).
В августе 1935 взамен разбитого АНТ-9, переданного немецким партнерам Дерулюфта под индексом D-311 “Ястреб” был передан еще один АНТ-9 D-312 “Коршун”. В июне 1936 в парк Дерулюфта вошел D-313 “Голубь” (10542,33).
В августе 1935 года для ознакомления через "Амторг" приобрели один серийный DC-2 (№ 1413). Самолет изучался в ЦАГН и получил отличный отзыв (3457,50).
В августе 1935 на заводе 31 было начато проектирование МДР-5 2М-85, задание на который дали в 1934 ЦАГИ и заводу 156 и в 1935 передано заводу 31. Закончили в марте 1937, т.к. распоряжением А.Н.Т. работа была приостановлена с марта по сентябрь 1936 (2405,85).
В августе 1935 ОКБ А.Н.Т. по заказу ГУАП приступило к проектированию пассажирского варианта МТБ-2 (АНТ-44) в расчете на 1ю5 тон коммерческой нагрузки - 10-15 пассажиров с багажом и полтонны почты (4832,7).
В августе 1935 состоялись испытания МБР-5 П.Д.Самсонова. Произошла авария, отремонтировали к сентябрю 1936 (92,505) и испытывали до осени 1936. Потом прекратили, так как МБР-2 уже был в серии (80,257). Самсонов ушел (79,215).
В августе 1935 был выпущен на летные испытания трехместный ближний разведчик амфибия МБР-5 (ЦКБ МС-2) конструктора П. Д. Самсонова, который был заместителем Г. М. Бериева (451).
В августе 1935 П.Д.Самсонов на 31 заводе бы выпущен ЦКБ-16 МБР-5 (1076,922).
В августе 1935 г. с задержкой по ряду причин (ремонт пресса, болезнь специалиста) в ВИАМ приступили к работе. Первые образцы получились неудачными. Они были покрыты волнами и вмятинами из-за того, что при прессовке сталь вдавливается в дерево, имеющее неоднородную твердость по годичным кольцам. Отработка армированной фанеры в ВИАМ затянулась на весь 1935-й, т.к. технология оказалась неожиданно трудной, и только к концу года этот вопрос можно было считать решенным. Но после этого выяснилось, что нержавеющей стали для самолетостроения в стране недостаток, а, следовательно, применять ее для армирования нецелесообразно и Варшавскому предложили подумать о «зеркальном оксидировании» дюраля. К этому времени деятельность Варшавского в отношении маскировки самолетов перешла уже в вялотекущую фазу. В 1937 году он, видя все более угасающий интерес к нему у военных, обратился в Наркомат Оборонной промышленности, куда и были пересланы все материалы о его работах (12703).
В августе 1935 на гос. испытания предъявили модификацию М-25 - М-25А (1133,7).
В августе 1935 вышел приказ Нач. ГУАП Королева об удовлетворительном завершении работ по переводу М-34 на испарительное охлаждение. В приказе говорилось: “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”. Потом решили, что этиленгликолевое - лучше (4734,15).
В августе 1935 два двигателя М-85 прошли длительные испытания. К 1 ноября через военную приемку прошли 57 моторов. Не хватало импортных магнето. Советское ВМ-14, которое должно было заменить французский оригинал, до конца года так и не было доведено до работоспособного состояния. Велик был брак клапанных пружин. В октябре 1935 г. М-85 впервые выставили на 100-часовые стендовые госиспытания в НИИ ВВС. Но последовали две аварии подряд. 8 декабря 1935 г. на испытания предъявили два новых мотора, которые прошли испытания с оценкой «удовлетворительно». Советская копия соответствовала оригиналу по мощности и расходу топлива, но отличалась большим расходом масла и имела существенно более низкий межремонтный ресурс. ГУА.П требовало от завода 150 часов, завод официально заявлял о ресурсе 100 часов. Фактически же в воинских частях М-85 ранних серий вырабатывали 50-60 часов. Мотор М-85 был хорош для 1933 г., но для конца 1935 г. он уже несколько устарел. Началась модернизация конструкции, которая привела к созданию довольно большого семейства двигателей на его базе. Этот процесс был своеобразен тем, что на разных стадиях им руководили совершенно разные люди, зачастую ранее не имевшие никакого отношения к работам по М-85 и его «потомкам». Если совершенствование М-25 от начала до конца вел А.Д. Швецов, аналогичную работу по М-100 — В.Я. Климов, то в Запорожье за этот период сменилось около десятка главных конструкторов. Для дальнейшего совершенствования М-85 еще 1 января 1935 г. сформировали ОКБ-29, руководимое А.С. Назаровым. Назаров к этому времени уже был достаточно известен работами по модифицированию М-И и внедрению в производство М-22. Он также разработал несколько оригинальных конструкций, не пошедших, однако, в серию. В 1936 г. на базе М-85 в ОКБ-29 создали более мощный двигатель М-85Ф. На нем за счет изменения привода нагнетателя произвели форсирование по наддуву. В апреле 1936 г. рабочие чертежи мотора передали для изготовления опытных образцов. В том же году М-85Ф запустили в серийное производство как М-86. При Назарове приступили также к более глубокой модернизации двигателя. В проекте М-85В предусматривалось увеличение степени сжатия и внедрение нового ПЦН с центральным входом (ранее вход воздуха осуществлялся по улитке). В середине 1936 г. у Назарова возник серьезный конфликт с подчиненными, и его перевели на должность главного конструктора нового завода № 16 в Воронеже. Это предприятие выпускало моторы М-11, ас 1936 г. начало осваивать французские рядные двигатели фирмы «Рено». Осенью 1937 г. Назарова арестовали по обвинению во вредительстве. Далее он работал в тюремном конструкторском бюро НКВД на заводе № 82 в Тушино, занимавшемся дизелями. Преемником Назарова на заводе № 29 стал инженер Владимиров. Он занялся завершением проектирования М-85В, к тому времени переименованного в М-87. При Владимирове начали также работы по варианту мотора с двухскоростным ПЦН. Ими занимался ГЛ. Водолажский. Эта модификация первоначально значилась в плане как «М-85 с двухскоростным нагнетателем» и исходно не предусматривала внесения других изменений, кроме монтажа нового ПЦН. Владимиров проработал в должности главного конструктора недолго. В конце 1937 г. исполняющим обязанности главного назначили инженера Филина. В конце 1937 г. уже были готовы три опытных экземпляра М-87, которые поставили на заводские испытания. Параллельно делали малую серию. Таким образом, завод одновременно делал три типа моторов — М-85, М-86 и М-87. При этом М-85 изготовляли в самых больших количествах. Поздние серии моторов этого типа заимствовали отдельные элементы конструкции последующих моделей и частично унифицировались с ними. Но Филин этого не дождался. В ходе волны массовых репрессий он угодил в число «вредителей» и был арестован НКВД. Дальнейшая судьба его неизвестна. В 1938 г. во главе ОКБ-29 встал С.К. Туманский (1901-1973). Ему предстояло довести до серийного производства М-87 и двигатель с двухскоростным ПЦН, названный М-88. При доводке М-87 завод столкнулся со значительными трудностями. Разрушался механизм привода ПЦН, выкрашивались шестерни редуктора, ломались поршневые пальцы, прогорали днища поршней. В наркомате пришли к выводу, что завод не способен самостоятельно справиться с доводкой М-87. В Запорожье перебросили бригаду специалистов с завода № 26 во главе с В.Я. Климовым. В результате появилась модификация М-87А. Именно ее в больших количествах начали делать с осени 1938 г. В октябре первые 70 М-87А прошли военную приемку. До конца года сдали 711 таких двигателей. Старые М-85 и М-86 строить перестали (11852).
В августе 1935 года проходил 100-часовые заводские испытания М-75 - лицензионной копии французского мотора Гном-Рон 9К «Мистраль». Выпущен в 2 экз. в 1935 г.. Крупносерийное производство М-75 планировалось в 1936 г., но не было развернуто.
Характеристики:
• 9-цилиндровый, звездообразный, четырехтактный, воздушного охлаждения, редукторный, с односкоростным ПЦН;
• мощность 650/700 л.с.;
• диаметр цилиндра/ход поршня 146/165 мм.
Предлагался для истребителя И-16. Реально на самолетах не устанавливался (11852).
Был еще М-76 - дальнейшее развитие конструкции М-75, форсированный вариант с выключаемым нагнетателем. Проектирование прекратили на ранней стадии. Характеристики:
• 9-цилиндровый, звездообразный, четырехтактный, воздушного охлаждения, редукторный, с односкоростным выключаемым ПЦН;
• мощность 700/800 л.с.;
• вес по заданию 440 кг. (11852).
В августе 1935 на советском самолете - Р-1 - испытали первый турбонагнетатель фирмы General Electric (3457,24).
С августа 1935 года начались испытания мотора Мотор М-56 (3574,212-216).
В августе 1935 началось строительство нового ЦАГИ (262,41).
С августа 1935 в Москве на заводе 1 А.Я.Щербаков возглавил "Отдел специальных конструкций", разрабатывал первую герметичную кабину пилота Делал испытания РП-318 СК и сделал Ще-2 (70,302). Бригада А.Я.Щербакова по буксировке планеров, которая была у Д.П.Г. на 18 заводе перевели в Москву приказом ГУАП (70,249).
В августе 1935 г. началось оснащение агрегатных цехов завода № 126. Всего за 1935 г. было установлено свыше 270 единиц оборудования. В 1936 г. площадь построенной части главного корпуса составляла около 44 тыс. кв. м., было установлено около 470 единиц оборудования.
Сдерживала темпы строительства и нормальный ход работ в механическом, инструментальном и др. цехах нехватка электроэнергии. Завод пользовался э/энергией временной э/станции (ВЭС). В генеральном проекте авиационного завода, а затем в последующих заданиях главка, наркомата и правительства с самого начала строительства завода постройка в системе завода электростанции не предусматривалась. Более крупные энергообъекты на то время еще не были построены.
В достаточном количестве завод стал получать э/энергию лишь в январе 1936 г. с введением новых мощностей на ТЭЦ судостроительного завода, откуда к авиационному заводу была протянута ЛЭП (12211).
В августе 1935 ГУ Авиапрома провело совещание ГК, которое констатировало наши успехи. Начальник Главка Г.Н.Королев указал, что даже в Америке образцы истребителей хуже (228,112).
В августе 1935 г. один из самых известных в то время советских летчиков, входивший в число первых Героев страны, Леваневский предпринял на АНТ-25 неудачную попытку перелета через Северный полюс в Америку. Он совершенно безболезненно перенес это фиаско, более того, в ответ на его резкую критику АНТ-25 Сталин (согласно широко распространенной версии) предложил пилоту поехать в США, подобрать там самолет и осуществить на нем перелет в СССР. Судя по всему, возможность более тесных контактов с США, для чего мог служить и кратчайший воздушный путь, занимала мысли вождя, а Леваневский виделся ему наиболее подходящей для прокладки такого маршрута фигурой. Иначе трудно объяснить произошедшее (5477,27).
В августе 1935 состоялся единственный в мире женский групповой перелет Ленинград - Москва на шести АИР-6. Командиром перелета была Агнесса Кадацкая, а одну из машин вела М.Раскова (3550,12).
В августе 1935 были проведены испытания жестких прицепных складывающихся крыльев для парашютиста конструкции Коптева. Каркас из стальных трубок, обтянутых материей. С элеронами (237,175).
В августе 1935 г. на полигоне под Ногинском проводили первые заводские испытания боевой вариант пушечного ТБ-3 - "объект Г-52".
В носовой части его фюзеляжа разместили 76-мм зенитное орудие обр. 1931 г. (в доработанном виде - Г-52/л), а в консолях - по одной полковой пушке обр. 1927 г. (Г-52/к). В крыле пушки крепили к лонжеронам. Крыло дополнительно усилили трубчатыми тягами и дюралевыми профилями. Орудия заряжались вручную. Толщина крыла позволяла артиллеристам находиться у пушек. Только работать им приходилось сидя с вытянутыми ногами, спиной к носку крыла. Снаряды лежали на стойках, прикрепленных к верхним и нижним стрингерам крыла. На каждую пушку имелось 12 снарядов.
Для размещения центральной пушки кабину штурмана перенесли в фюзеляж, к первой задней турели, а нос самолета укоротили и полностью лишили остекления. Ствол проходил по коридору между сиденьями пилотов и торчал на 250 мм наружу. Во время отката дульный срез уходил назад до 4-го шпангоута. Артиллерист располагался в центроплане. Там ему было весьма просторно. Боезапас у центральной пушки был больше, чем у крыльевых - 20 снарядов.
Самолет сохранял бомбовые кассеты в фюзеляже и мог взять 1000 кг бомб.
Предполагалось, что группы "летающих батарей" будут идти впереди основного соединения бомбардировщиков и расчищать им дорогу. Залп трех пушек поражал осколками 10000 куб.м - примерно такое пространство занимало звено тогдашних истребителей. Перед ними ставилась также задача уничтожения аэростатов заграждения, либо непосредственно осколочными снарядами, либо перебивая их тросы шрапнелью Гарфа (части которой скреплялись тросиками).
"Летающие батареи" могли использоваться и в обороне. Имея большую дальность стрельбы, они могли стрелять по бомбардировщикам противника из-за пределов эффективного поражения их вооружением. В первую очередь, они могли расстроить боевое построение, после чего вдело вступали обычные истребители или машины, стартовавшие с других ТБ-3 - "летающих авианосцев".
Г-52 мог работать и против наземных целей. Стреляя сверху вниз, он получал преимущества в дальности полета снаряда. Центральная пушка могла поразить цель за 18 км от самолета, не входя в зону стрельбы зенитной артиллерии, обороняющей объект. Конструкторы считали, что целями могут являться аэродромы, корабли, мосты, железнодорожные узлы, нефтепромыслы, города.
Сначала стреляли на земле. Из экипажа на борту находился только стрелявший, но ко всем креслам привязали по собаке. Опять боялись, что отдача если не разрушит конструкцию, то будет болезненной для людей - ведь новая центральная пушка была гораздо мощнее полковой. Но все прошло нормально. В отчете записали: "Состояние собак - нормальное". И с седьмого выстрела на борту находился полный экипаж - девять человек.
29 августа сделали первый выстрел в полете. Сделали девять выстрелов по цели на земле (щиту), но ни разу не попали. Стреляли с высоты 600 м с дистанции около 2 км, с пологого пикирования. Впечатление о выстреле: "...самолет испытывает легкое содрогание".
Наводка могла осуществляться только разворотом всего самолета, поскольку пушки закрепили неподвижно. Стреляли залпом, а сигналом служило загорание на командном щитке красной лампочки. Неприятным сюрпризом оказался разворот самолета за счет несинхронной стрельбы пушек в крыле: один дернул за шнур чуть раньше, другой - чуть позже. И збавиться от этого при подобной схеме управления огнем было невозможно.
В сентябре 1935 г. Г-52 проходил государственные испытания в НИИ ВВС. Там сделали 62 выстрела. Деформаций планера не обнаружили. Общий вывод испытателей гласил: "Проведенные стрельбы на земле и в воздухе показали принципиальную возможность стрельбы из откатных 76-мм пушек (обр. 27 и 31 г.), установленных на самолете ТБ-3, что является первым опытом как у нас в СССР, так и по имеющимся материалам - за границей". В числе недостатков указали на низкую скорострельность (4-5 выстрелов в минуту, при удвоении расчетов - 8-10), невозможность регулировки установки орудий, малый боезапас (Гроховский предлагал сделать "погреба" в бомбоотсеке), несинхронность стрельбы, разные баллистические характеристики пушек (снаряды летели по разным траекториям, и при увеличении дальности стрельбы разброс попаданий значительно увеличивался), отсутствие гильзоулавливателя у зенитной пушки.
Теоретики из Военно-воздушной академии уже разрабатывали сценарии возможных боевых операций с применением "летающих батарей". Начальник инженерно-командного факультета писал: "Установка пушки 76 мм калибра с нормальной начальной скоростью открывает новую эру в области вооружения самолетов". Г-52 собирались применять для поддержки воздушных десантов и использовать в качестве подвижных зенитных батарей...В дальнейшем предлагалось сделать пушечные установки подвижными, снабдить артиллеристов дальномерами и полуавтоматическими прицелами, сконструировать прибор для автоматической установки дистанционных трубок. Замахиваясь еще дальше, фантазировали об эскадрах "летающих батарей" с единой системой управления огнем, где флагман бы мог сосредотачивать всю мощь артиллерии соединения на выбранных им целях, непосредственно управляя их орудиями по радио (12036).
В августе 1935 г. Первые заводские испытания Г-52 проводили на полигоне под Ногинском. Сначала опять стреляли на земле. Пушек стало три, из них одна мощная зенитная, так что воздействие на планер самолета резко возросло. Из экипажа на борту находился только стрелявший, но ко всем креслам вновь привязали по собаке. Боялись, что отдача если не разрушит конструкцию, то будет болезненной для людей. Но все прошло нормально. В отчете записали: «Состояние собак - нормальное». И с седьмого выстрела на борту находился полный экипаж - девять человек.
29 августа произвели первый выстрел в полете. Всего в этот день сделали девять выстрелов по цели на земле (щиту), но ни разу не попали. Стреляли с высоты 600 м с дистанции около 2 км, с пологого пикирования. Впечатление о выстреле: «... самолет испытывает легкое содрогание».
Наводка могла осуществляться только разворотом всего самолета, поскольку пушки закрепили неподвижно. Но ТБ-3 - не истребитель, а машина довольно инертная. Устойчивость на курсе - это хорошо, цель не уйдет из прицела. Но и прицелиться такой махиной нелегко, поскольку реакция на работу рулей медленная.
Стреляли пушки, как обычная артиллерийская батарея на земле, залпом по команде. Сигналом служило загорание на командном щитке красной лампочки. Только вот земной шар куда увесистее ТБ-3. Неприятным сюрпризом оказался разворот самолета за счет несинхронной стрельбы пушек в крыле - один артиллерист дернул за шнур чуть раньше, другой - чуть позже. Избавиться от этого при подобной схеме управления огнем было невозможно (12613).
В августе 1935 г. в Арту правлении РККА утвердили документацию на ФАБ-250св из сталей более дешевых марок с изменениями для серийного производства авиабомб, присвоив им номер чертежа 3-1531 (7453).
В августе 1935 в Ленинграде проводилась контрольная буксировка ПТ без отцепления за самолетом Р-5. Для полномасштабных летных испытаний ПТ в качестве самолета-матки были выделены два самолета — ТБ-3 и М-17, под каждым крылом которых смонтировали специальные держатели. Экспериментальная база ПТ размещалась в районе Новгорода на аэродроме в Кречевицах. На расположенном рядом озере проходили буксировочные испытания торпеды на воде с подлетом на небольшую высоту на буксире за самолетом Р-6. и отчете, составленном по их результату, говорилось: "Планер N3 с реданом (уступом на днище) сцеплен тросом 120 м с самолетом Р-6 (АНТ-7). При пробежке на буксире планер показал хорошие мореходность на волне и управляемость, что дало возможность держаться не в струе самолета, а в стороне. Планер на скорости 95-100 км/ ч был два раза оторван от воды. На третьем отрыве произвел отцепление от самолета, посадка нормальная. Самолет-буксировщик вел летчик Бирбуц, а планер пилотировал летчик-испытатель НИМТИ Иванов. Можно с полным основанием считать, что эти испытания стали первыми в нашей стране. Нет сведений и о мировой практике буксировки и взлета планера с воды при нагрузке 75 кг на 1 кв. м несущей поверхности" (10223).
В августе 1935 в Ленинграде проводилась контрольная буксировка ПТ без отцепления за самолетом Р-5. Для полномасштабных летных испытаний ПТ в качестве самолета-матки были выделены два самолета — ТБ-3 и М-17, под каждым крылом которых смонтировали специальные держатели. Экспериментальная база ПТ размещалась в районе Новгорода на аэродроме в Кречевицах. На расположенном рядом озере проходили буксировочные испытания торпеды на воде с подлетом на небольшую высоту на буксире за самолетом Р-6. и отчете, составленном по их результату, говорилось: "Планер N3 с реданом (уступом на днище) сцеплен тросом 120 м с самолетом Р-6 (АНТ-7). При пробежке на буксире планер показал хорошие мореходность на волне и управляемость, что дало возможность держаться не в струе самолета, а в стороне. Планер на скорости 95-100 км/ ч был два раза оторван от воды. На третьем отрыве произвел отцепление от самолета, посадка нормальная. Самолет-буксировщик вел летчик Бирбуц, а планер пилотировал летчик-испытатель НИМТИ Иванов. Можно с полным основанием считать, что эти испытания стали первыми в нашей стране. Нет сведений и о мировой практике буксировки и взлета планера с воды при нагрузке 75 кг на 1 кв. м несущей поверхности" (12040).
В августе 1935 в Ленинграде провели летные испытания без отцепления от самолета Р-5 гидропланеров, названные ПСН-1 (планер специального назначения (3861).
В августе 1935 г. состоялись испытания первого варианта 245-мм ракетного снаряда РФС-245 фугасного действия модели 130500. Из отчета, подписанного ВРИД начальника РНИИ Г.Э.Лангемаком, начальником отдела ЮА.Победоносцевым и ведущим инженером Л.ПЛобачевым, узнаем, что проведенные в конце 1934 г. предварительные испытания снарядов 245-мм калибра «выявили надежность их конструкции и возможность применения для вооружения как самолета, так и морских . военных судов». В АУ РККА предложили РНИИ разработать и испытать РФС-245. В основу проекта легли ТТТ: максимальная скорость - не менее 300 .м/с; точность стрельбы на дистанции 7000м - не менее 1/120.
Работа слагалась из проектирования, проведения опытных предварительных испытаний, проверки и уточнения как внутренней, так и внешней баллистики, а также проверки прочности конструкции. Таким образом, 29 мая 1935 г. с целью определения устойчивости полета снаряда и прочности стабилизирующего приспособления, на Софринском полигоне провели опытные испытания стрельбой трех снарядов РФС-245.
В результате выяснилось, что лопасти стабилизаторов из 2-мм листовой стали для данной конструкции недостаточно прочны. При стрельбе с утлом возвышения 40° по восходящей траектории в конце сгорания РЗ лопасти стабилизатора скручивались, снаряд терял устойчивость и падал на расстоянии около 2,5 км от орудия (11402).
28 июня 1935 госиспытания, к которым были приготовлены три снаряда РФС-245 с лопастями стабилизатора из листовой стали толщиной 4 мм, показали вполне удовлетворительную их прочность. При вылете снаряды «имели правильный устойчивый полет». Дальность стрельбы составила около 8200 м.
Одновременно в обоих испытаниях с целью выяснения силы и характера действия газовой струи из сопла на окружающие предметы, провели опыты с фанерным шитом. Над орудием, параллельно его оси устанавливали на четырех столбах фанерный щит. В первом случае - на расстоянии 130 см. После двух выстрелов повреждений щита не обнаружено. Тогда расстояние до орудия уменьшили до 80 см. Как и в первом случае, повреждений после выстрела не обнаружили. При повторных испытаниях 28 июня тот же фанерный щит установили в 50 см от оси орудия, этом случае при первом же выстреле газами шит разрушило.
В настоящее время для продолжения испытаний десять боеприпасов изготовлены в мастерской Ленинградского военно-морского инженерного училища ЛВМИУ. Лопасти стабилизатора к ним изготовлены в маврских РНИИ из листовой стати толщиной 4 мм.
По итогам этих испытаний начальник 4 отдела АВ ВВС РККА воеинженер 1 ранга Э.К.Ларман и инженер высшей категории 4 отдела АВ РККА Л.П.Лобачев составили краткие ТТТ на разработку РС-203 фугасно-осколочного действия. Основное назначение боеприпаса — подавление соединений легкой и тяжелой бомбардировочной авиации противника в воздухе. Вспомогательное — обстрел земных объектов, не проходя над ними, и прорыв заграждения оборонных пунктов из аэростатов.
Соотношение ВВ и металла мог выбрать конструктор, но оно должно быть таковым, чтобы при взрыве снаряда в радиусе 20 м от любой точки корабля типа ТБ-ЗРН, самолет не мог бы продолжать дальнейший полет. Максимальная скорость снаряда должна была быть в пределах 350-380 м/с. Вероятное отклонение на предельной дальности -не более 1/100 дистанции стрельбы.
Воспламенять РЗ требовалось от принятого на вооружение ВВС РККА пиропатрона. Разрешалось применять и воспламенители других типов из числа состоящих на вооружении РККА. Выстрел должен был «производиться в результате посылки электротока в пиропатрон нажатием кнопки, установленной на РУС», а разрыв РС - от головного дистанционного взрывателя с мгновенным действием.
Выбор материала для изготовления РС предоставлялся конструктору. Причем, камера двигателя не должна была иметь остаточных деформаций после гидростатических испытаний давлением, 1,2-кратным от максимального расчетного значения. РС-203 должен был допускать хранение в негерметичной укупорке, независимо от атмосферных условии и продолжительности времени хранения. Военные предупреждали, что при разработке основного ТТЗ уточнят выбор типа БЧ снаряда, окончательный проект снаряда и исследование влияния газовой струи на мат-часть самолета.
Из выделенной для снаряжания боеприпасов партии пороховых шашек марки ПТП габаритами 75/10-92 мм провели три контрольных испытания в опытной 245-мм камере с соплом. Горение РЗ проходило во всех опытах нормально. Снаряжали камеры РЗ в лаборатории на КИАП. 28-шашечный (одна — разрезная). Воспламенитель - из двух навесок по 45 г каждая. В головном очке БЧ устанавливали габаритно-весовой макет взрывателя АПУВ.
Целью настоящей стрельбы являлось «определение дальности и мет-снарядов при углах возвышения до 40°». Стрельба проходила на из пускового приспособления, установленного на специальном лафете. Под хобот лафета и позади него подкладывали стальные плиты, а под колеса - деревянные бруски. Направляли орудие поначалу артиллерийской буссолью, но из-за несовершенства конструкции, ее заменили оптическим прицелом ПП. Угол возвышения от выстрела к выстрелу контролировали с помощью квадранта.
Воспламеняли РЗ посредством пиропатрона от осветительной электросети. Как и в предварительных испытаниях, провели опыт со шитом, :но из гофрированного дюралюминия толщиной 0,5 мм (по-видимому, это была имитация обшивки планера бомбардировщика ТБ-3. — С.Р.), установленным на расстоянии 80 см от оси орудия. Из 10 отстрелянных снарядов обмерили последние шесть (первые четыре считались пристрелочными). Благодаря создавшемуся большому разрежению, после первого же выстрела алюминиевый шит вдавило по направлению к орудию. После четвертого выстрела шит сорвало со столбов.
Средняя дальность стрельбы составила 7884 м. Отклонение по дальности — 74,5 м. Отклонение по боковому направлению — 117,9 м.
У второго варианта боеприпаса рекомендовали увеличить скорость, нарастив длину РЗ до шести рядов пороховых шашек. Для повышения точности стрельбы и улучшения обтекаемости хвостовой части снаряда необходимо было в дальнейшем перейти на стабилизаторы с приваренными лопастями.
Толщина лопастей оперения в 4 мм для боеприпасов модели 130500 оказалась избыточной. В дальнейшем вполне достаточно изготавливать их из стали толщиной 3 мм. Однако, учитывая, что второй вариант снаряда будет обладать большей скоростью, их надлежит изготовить также из стали толщиной не менее 4 мм.
Опытами было установлено, что газовая струя от РС-245 на гофрированные дюралюминиевые шиты толщиной 0,5-1 мм на расстоянии 80 см параллельно оси орудия действует разрушающе. Расположение щитов на расстоянии 100 см можно было считать безопасным (11402).
В августе 1935 г. под руководством начальника 1 отдела РНИИ Ю.А.Победоносцева и ведущего инженера 1 отдела РНИИ М.Б.Новикова прошли полигонные испытания ТРС и ракетного орудия. В ходе его определили баллистические качества снаряда: высоту подъема, высоту трассы, правильность полета и пр. Четыре снаряда отстреляли при углах возвышения ракетного орудия порядка 85-90°. У двух из них цвет трассы был синим, у остальных — желтым. Высота трассы составила 440-500 м, время спуска с парашютом - 74-80 с, стабильность трассы — 4,4-5,0 с.
Вывод - снаряд модели 141000 полностью удовлетворил ТТТ. Задача создания снаряда для ускоренной топографической подготовки в дневное время в основном была решена — последнее слово оставалось за войсковыми испытаниями, которые должны были провести специалисты 7-го управления Штаба РККА (11402).
В августе 1935-го состоялся единственный в мире женский групповой перелет по маршруту Ленинград-Москва на шести АИР-6. Командиром перелета была Агнесса Кадацкая. Один из самолетов вела Марина Раскова. В следующем месяце - большой круговой перелет (протяженность 5500 км) легких самолетов аэроклубной авиации, завершавший всесоюзный конкурс легких самолетов. Среди них шесть АИР-6. Подобные мероприятия с участием АИР-6 продолжались до 1937-го (15727).