Из всех самолетов фирмы «Юнкерс» наибольший интерес для СССР представлял реактивный бомбардировщик Ju 287. Благодаря применению реактивных двигателей этот самолет мог развивать скорость, делающую его недоступным для обычных поршневых истребителей.

Конструкторский коллектив в Дессау (ОКБ-1). Здесь производилась разработка бомбардировщиков Ju 131 и Ju 132, штурмовика Ju 126 (в документах эти машины часто обозначались как EF-131, EF-132, EF-126, от термина «Entwicklungs Flugzeug» — «экспериментальный самолет»), работа по реактивным двигателям Jumo 004, Jumo 012, авиадизелю Jumo 224.

Для выполнения этих заданий в ОКБ-1 организовали два больших отдела — самолетный и двигательный. Численность самолетного отдела составляла 433 человека, из них 276 работало конструкторами, 157 были заняты в научно-исследовательских лабораториях. В отделе двигателей числилось 402 специалиста: 235 — в КБ. 167- сотрудники лабораторий. Всего же на заводе в Дессау в мае 1946 г. работало 2992 человек, их них 20 - представители МАП СССР.

Главным конструктором самолетного отдела назначили Брунольфа Бааде. Его заместителем стал инженер-аэродинамик Ф.Фрайтаг. Начальником отдела был инженер завода № 240 П.Н.Обрубов, командированный на бывшую фирму «Юнкерс» в апреле 1946 г. Двигательный отдел возглавлял доктор Шайбе, бывший руководитель отдела стендовых испытаний бензиновых поршневых двигателей фирмы «Юнкерс».

Незаконченный Ju 287V-2 и был взят за основу опытного реактивного бомбардировщика EF-131. Ответственными за разработку назначили Ф.Фрайтага и Ганс Вокке, общее руководство осуществлял Брунольф Бааде.

Так как чертежей и материалов испытаний обнаружить в Дессау не удалось, всю документацию пришлось воссоздавать вновь. Это несколько замедлило темп работ. Тем не менее, уже в январе 1946 г. началась подготовка к сборке опытного образца. Некоторые агрегаты (в частности, отсеки крыла) были взяты с Ju 287V-2, но большинство частей необходимо было изготовить заново. Из-за трудоемкости работ решили ограничиться постройкой трех экземпляров: двух (V-1, V—3) — для лет ных испытаний и одного (V-2) — для испытаний на прочность.

В мае начались аэродинамические продувки модели самолета. Одновременно на специально изготовленном стенде опробовалась работа силовой установки.

В июле был готов полноразмерный макет самолета. Для его осмотра прибыла комиссия ВВС во главе с генерал-лейтенантом В.А.Ушаковым. Она дала следующее заключение: «Реактивный бомбардировщик «ЕФ-131» ... представляет для ВВС ВС интерес и может быть использован для исследования и освоения: полета, техники пилотирования и боевого применения на больших скоростях и высотах, а также приобретения опыта эксплуатации реактивного бомбардировщика...». По рекомендации макетной комиссии на самолете должно было быть усилено вооружение, усовершенствованы системы сброса фонаря кабины и катапультирования экипажа.

Месяц спустя завершилось производство первого экземпляра EF-131 (V-1).

ОКБ-1 в СССР. Разработка EF-140 началась в 1947 г. как инициативный проект ОКБ Бааде. В 1948 г., после осмотра макета, работа была утверждена правительством. При постройке самолета использовали второй летный экземпляр EF-131, что значительно ускорило его изготовление. В сентябре 1948 г. машина была полностью подготовлена к полетам.

Во время второго полета, 5 октября, обнаружились недостатки в работе двигателей. Из-за неудовлетворительной работы автомата дозировки топлива, установленного на АМ-ТКРД-01, регулировать тягу двигателя вручную оказалось очень трудно, он самопроизвольно изменял обороты, происходили рывки и раскачка самолета в полете. После седьмого полета испытания пришлось приостановить.

В 1949 г., после замены двигателей, полеты продолжили. 24 мая заводские испытания самолета были завершены. Максимальная скорость, достигнутая при испытаниях, составила 904 км/ч, дальность полета — 2000 км.

По каким-то причинам (возможно, в связи с успешными испытаниями фронтового бомбардировщика Ту-14) государственных испытаний EF-140 не проводилось. Вместо этого в мае 1948 г. коллективу ОКБ-1 поручили переделать самолет в дальний разведчик. Это вариант получил обозначение «140-Р».

Для достижения требуемой дальности (3600 км) и высоты (14100 м) на самолете решили установить новые, более экономичные двигатели ВК-1 конструкции В.Я.Климова (модификация английского ТРД «Нин-1»). Кроме того, размах крыла увеличили с 19,4 до 21,9 м, а на концах установили топливные баки, увеличивающие общий запас топлива до 14 тыс. л.

Самолет оборудовали двумя дистанционно управляемыми стрелковыми установками со спаренными пушками калибром 23 мм. Наводка пушек производилась с помощью перископических прицелов, дистанционное управление турелями — электрическое. В том случае, если стрелок верхней пушечной установки был бы убит или ранен, турель могла быть подключена к прицелу и системе управления нижней турели.

«140-Р» оснастили аппаратурой для ведения дневной и ночной разведки (фотоаппараты, осветительные бомбы и др.), размещенной в передней части грузового отсека и в хвостовой части фюзеляжа.

Первый полет был осуществлен 12 октября 1949 г. 20 октября самолет вторично поднялся в воздух. Оба полета были прерваны из-за сильной вибрации крыла. Самолет вернули на завод.

Весной следующего года, после доработки конструкции, вновь начались испытательные полеты. Так как тряска крыла не прекратилась, после второго полета, выполненного 24 марта, испытания остановили. К изучению проблемы подключились специалисты ЦАГИ. Было высказано предположение, что источником флаттера являлись расположенные на концах крыла баки. 18 июля 1950 г. правительственным решением все работы по самолету «140—Р» были прекращены.

Этим же решением отменили испытания варианта «140-Б/Р» — самолета, который мог применяться и как разведчик, и как бомбардировщик. ОКБ Бааде получило задание на его разработку в августе 1948 г. Самолет отличался от «140-Р», в основном, «внутренней начинкой». В связи с усовершенствованием системы управления огнем экипаж сократился до трех человек. По расчетным данным при бомбовой нагрузке 1500 кг и запасе топлива 9400 л дальность полета «140-Б/Р» составляла 3000 км, максимальная скорость — 866 км/ч, потолок — 12000 м.

К моменту выхода приказа о закрытии темы самолет построили и частично провели наземные испытания. Это был последний созданный в СССР самолет с крылом обратной стреловидности. После неудачных испытаний разведчика «140-Р» специалисты ЦАГИ пришли к выводу о нежелательности применения такого крыла в авиастроении.

Фото	Описание
	Бомбардировщик "140".
	Самолет «140-Б/Р» должен был применяться и как разведчик, и как бомбардировщик.

Источники

• Немецкий след в истории отечественной авиации. /Соболев Д.А., Хазанов Д.Б./

29 01 2017.

Анализ моделей летательных аппаратов с крылом обратной стреловидности (КОС) проводился еще в конце 30-х годов. Исследования в аэродинамических трубах показали, что с увеличением скорости полета переход от прямого крыла к стреловидному является лишь вопросов времени. Однако на самолётах с крылом прямой стреловидности набегающий поток воздуха, стекая по крылу от корня к законцовке, образует на концах каждой консоли два мощных сходящих вихря. При этом сопротивление, которое создается спутной струей, называется индуктивным. В случае же применения крыла обратной стреловидности перетекание осуществляется в обратном направлении — от законцовки к фюзеляжу и при этом спутная струя имеет меньшую интенсивность, что ведет к существенному снижению индуктивного сопротивления. При этом расположение в зоне действия спутной струи за крылом обратной стреловидности небольших управляемых аэродинамических поверхностей приводит к увеличению маневренности самолета.
На основе этих исследований в 40-х годах в Германии специалисты фирмы «Юнкерс» разработали и построили несколько прототипов реактивного бомбардировщика Ju 287 с таким крылом, испытания которого начались в 1944 году.
Однако, довести эту машину до серийного производства немецким специалистам не удалось. К моменту краха Третьего Рейха несколько самолётов этого типа находились на заводском аэродроме в Дессау, где располагалось и КБ фирмы «Юнкерс». Попавшие в советскую зону оккупации экземпляры подверглись тщательным исследованиям в советско-германском ОКБ-1, которое находилось на месте фирмы в 1946-1949 годах. Несмотря на ряд положительных качеств, оба лётных экземпляра Ju287 не сумели показать решающих преимуществ своей аэродинамической схемы. Более того, в полётах лётчики-испытатели столкнулись с некоторыми нерешаемыми в то время проблемами, что привело к закрытию программы исследований в этом направлении, так как специалисты ЦАГИ пришли к выводу о нежелательности применения крыла обратной стреловидности в самолётостроении. Одним из веских доводов, в частности, было увеличение статической неустойчивости самолёта с таким крылом в полёте на высоких скоростях, что серьёзно осложняет пилотирование.

С другой стороны, были очевидны и плюсы данной аэродинамической схемы. Например, на пассажирских, транспортных или боевых ударных машинах с крылом обратной стреловидности массивный лонжерон крыла располагался позади центра тяжести, где обычно находился пассажирский салон, грузовая кабина или бомбовый отсеки.
Самолёт с крылом обратной стреловидности при прочих равных качествах в сравнении с такой же машиной, имеющей крыло прямой стреловидности, обладал лучшей манёвренностью. Достигается это за счет того, что аэродинамический фокус самолета с КОС значительно проще совместить с его центром масс, нежели в случае использования крыла с прямой стреловидностью. Еще одним преимуществом данной схемы является то, что удается более равномерно распределить подъемную силу по размаху, что, в свою очередь, ведет к упрощению расчета крыла и способствует повышению управляемости и аэродинамических качеств.
Теоретически, использование крыла обратной стреловидности на высокоманевренном истребителе позволяло получить ряд существенных преимуществ для этого типа машин: увеличение допустимых угла атаки и угловой скорости разворота, снижение лобового сопротивления в области скоростей манёвренного воздушного боя, улучшение компоновочной схемы самолёта; причём все эти качества проявляются тем сильнее, чем больше угол обратной стреловидности. Повышению уровня маневренности летательного аппарата способствовал также и тот факт, что самолет с КОС обладает существенно меньшим запасом статической устойчивости.
Что же мешало воплотить эти знания в жизнь?
Как ни странно, собственные конструктивные особенности крыла обратной стреловидности. Причина его непопулярности среди авиационных конструкторов заключалась в одном-единственном, но очень труднопреодолимым недостатке: как известно любое крыло под действием набегающего потока воздуха стремится согнуться. Этот процесс называется дивергенцией крыла. Уменьшить, но не свести до нуля, его влияние можно, придавая конструкции несущей поверхности определённую жёсткость. Но для крыла обратной стреловидности при прочих равных показатель жёсткости конструкции всегда должен быть значительно выше, чем для крыла прямой стреловидности. Нечего и говорить, что в 40-е годы такое решение, реализованное с использованием тогдашних технологий, в свою очередь, вело к заметному росту массы летательного аппарата. Да и в последующие два десятилетия прогресс в исследованиях на этом направлении практически не просматривался. Неудивительно, что при всей внешней заманчивости идея самолета с КОС не получала практического развития в виде серийных образцов.

Крыло обратной стреловидности имеет одно великолепное свойство: на нем не происходит срыва потока, то есть самолет с крылом обратной стреловидности сохраняет устойчивость и управляемость на любых углах атаки и практически не попадает в штопор. Но у этого крыла есть одна проблема - прочность, о которой было сказано выше. Необходимой жесткости такого крыла удалось добиться только при использовании композиционных материалов, что было реализовано в проекте Су-47.
Но так получилось, что как раз в это время был совершен прорыв в двигателестроении — создан двигатель с управляемым вектором тяги, и, чтобы получить устойчивость и управляемость на больших углах атаки, необязательно оказалось использовать такое дорогостоящее и сложное крыло со своими проблемами. Оказалось, что управляемый вектор тяги великолепно решал эту проблему.
Более того, если крыло обратной стреловидности позволяло сохранять устойчивость при обычных скоростях полета, то на околонулевых скоростях самолет все равно терял управляемость, потому что при отсутствии набегающего потока не из чего создавать управляющий момент. А управляемый вектор тяги работает в любых условиях, и так получилось, что он отодвинул в сторону крыло обратной стреловидности.