В СССР в 1934-м году был построен очень необычный истребитель-бесхвостка САМ-7 «Сигма» конструкции А.С.Москалёва. Самолёт являлся двухместным самолетом-бесхвосткой с испарительной системой охлаждения, тянущим винтом и трапециевидным крылом на концах которого были установлены вертикальные кили-шайбы.
Истребитель Москалёва имел весьма малое лобовое сопротивление, однако анализ схемы показывает, что машина обладала существенными недостатками в отношении устойчивости и управляемости. Необходимая путевая устойчивость и управляемость не могли быть обеспечены с помощью вертикальных шайб размещённых вблизи центра масс самолёта и к тому же не находящихся в зоне обдува винта. Надо также учитывать значительный дестабилизирующий момент носовой части фюзеляжа и тянущего винта. Кроме того, сильная зависимость положения центра давления крыла от угла атаки (крыло имело обычный несамобалансирующийся профиль), а также значительный продольный момент инерции не позволяли получить удовлетворительные характеристики продольной устойчивости. Самолёт САМ-7 не был допущен к полётам и его испытания сводились лишь к рулежкам и небольшим подлётам по прямой. Отмеченные недостатки, а также снижение боевой живучести из-за применения испарительной системы охлаждения не допустили дальнейшего развития этого истребителя.
Конструкция самолета цельнометаллическая. Набор фюзеляжа изготовлен из открытых и закрытых профилей. В хвостовой части фюзеляжа находился стрелок с выдвижной турелью, оснащённой спаренными пулеметами. Крыло самолёта имело небольшое удлинение и стреловидность (20 градусов). Сечение лонжеронов крыла двутавровое. Обшивка гладкая, толщиной 1,5-2,5 мм. На концах крыла были установлены шайбы, которые выполняли роль вертикального оперенья. На задней кромке располагались щелевые закрылки, которые служили рулями высоты. Внешняя часть использовалась также в качестве элеронов. Профиль крыла Р-11.
Над двигателем были установлены два синхронных пулемета ШКАС. Шасси самолёта имели масляную амортизацию и убирались в крыло. В носовой обшивке крыла был расположен испарительный радиатор. Центровка самолета составляла 13-15 % САХ. При ней самолет был устойчив, что было проверено опытным путём на взлёте. С мотором М-34Р мощностью 850 л. с. скорость самолета на высоте 4000 м ожидалась более 600 км/ч. Но на практике этого проверено не было.
ЛТХ:
| Размах крыла, м | 9.60 |
| Длина, м | 7.00 |
| Высота, м | |
| Площадь крыла, м2 | 20.00 |
| Масса, кг | |
| пустого самолета | 1000 |
| максимальная взлетная | 1480 |
| Тип двигателя | 1 ПД М-34Р |
| Мощность, л.с. | 1 х 850 |
| Максимальная скорость , км/ч | 600(расчетная) |
| Практическая дальность, км | 800 |
| Практический потолок, м | 9200 |
| Экипаж, чел | 2 |
Источники:
http://www.airwar.ru/
https://raigap.livejournal.com/
https://ru.wikipedia.org/
Москалев А.С. Голубая спираль
Д.А.Соболев. Столетняя история «летающего крыла»
Крылья Родины 1993-10-11. Ивнамин Султанов. Конкурс канул в небытие
Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг.
Энциклопедия-справочник. Самолеты страны Советов
