Он появился в начале 1934 г., но был выпущен лишь в ограниченном количестве - 20 экземпляров. Гораздо более широкое применение нашли двухместные варианты знаменитого истребителя И-16 – это были УТИ-2 (И-16 тип 14) и в особенности УТИ-4 (И-16 тип 15, И-16УТИ). Их разработка началась в 1935 году, а внедрение в строевые части всерьёз развернулось с 1936-1937 года. Это были «рабочие лошадки», практически не отличавшиеся от исходного боевого варианта по общей схеме и пилотажным качествам.

На этом фоне парадоксально выглядит тот факт, что в 1934 году, ещё до появления УТИ-2 и УТИ-4, было выдано задание на проектирование довольно экзотической машины, предназначенной в особенности для обучения лётчиков-истребителей перевёрнутому полёту. Осенью 1934 г. Опытно-Конструкторский Отдел (ОКО) завода № 23 получил от ГУАПа задание на разработку такого учебно-тренировочного истребителя (УТИ) под новый на тот момент мотор М-49. Руководителем (главным конструктором) ОКО был Н.Г.Михельсон.

Николай Густавович Михельсон (1895-1938) начал свою деятельность в советской авиапромышленности с создания в 1921-1922 гг. (вместе с М.М.Шишмарёвым и В.Л.Корвин-Кербером) истребителя МК-1 «Рыбка». До 1925 г. работал на заводе «Красный лётчик» в Ленинграде. Когда в 1925 г. на этот завод перевели из Москвы вновь созданный Отдел морского самолётостроения (ОМОС) во главе с Д.П.Григоровичем, Н.Г.Михельсон влился в этот конструкторский коллектив и участвовал в создании всех аппаратов ОМОС, таких, как СУВП, МРЛ-1, И-2бис, РОМ-1 и РОМ-2, МУР-1. Когда ОМОС решили вернуть в Москву, Михельсон остался на «Красном лётчике» заведовать чертёжным отделом. В 1929 г. Михельсон был арестован и осуждён по 58 ст. Он оказался в авиационной «шараге» ЦКБ-39 ОГПУ, разделив судьбу Д.П.Григоровича, Н.Н.Поликарпова и других репрессированных инженеров. Заключённые конструкторы создали истребитель И-5, затем И-Z и бомбардировщик ТБ-5, в работе над которыми принимал участие и Михельсон.

Истребитель МК-1 «Рыбка»

В 1931 г. Михельсон был досрочно отпущен и вернулся в Ленинград. Здесь на авиазаводе № 23 (бывший завод «Красный лётчик») он занял должность заведующего конструкторским отделом. Вместе с И.В.Часовиковым он создал лёгкий гидросамолёт РВ-23, затем усовершенствовал поликарповский У-2, создав на его основе тренировочный самолёт У-3 и самолёт У-4 с улучшенной аэродинамикой. Затем последовали проекты самолётов-амфибий МУ-4, МУ-5 и МУ-6, из которых был реализован проект МУ-4. Одновременно Михельсон создавал весьма необычный лёгкий гидросамолёт-торпедоносец МП, предназначенный для несения под крылом бомбардировщика ТБ-3. При подходе к месту атаки он отсоединялся от ТБ-3, сбрасывал торпеду на цель и возвращался, совершая посадку на воду.

Самолёт МУ-4

Судьба Михельсона оказалась трагической. В конце 1937 г. его вновь арестовали, опять обвинили по ст. 58 УК РСФСР и приговорили к высшей мере наказания. Он был расстрелян 29 января 1938 г.

Но вернёмся к заданию 1934 г. Ссылка на него проходит в служебной записке №130а/324с от 19 октября 1934 г. направленной начальнику моторного отдела ГУАП Горбунову начальником научно-опытного сектора ГУАП (фамилия не указана). В записке говорится:

«Прошу обеспечить получение заводу № 23 мотора М-49 для учебно-тренировочного самолёта (типа истребителя), который завод № 23 проектирует и строит по заданию ГУАПа на основании Правительственного постановления.

Получить мотор необходимо не позднее 1 февраля 1935 года.

При выпуске мотора М-49, для этой цели необходимо учесть работу его в перевернутом состоянии, т.к. самолёт должен производить длительные полёты на спине». (РГАЭ оп.1 д. 756 л.5)

Мотор М-49 разрабатывался в КБ завода №29 в Запорожье под руководством А.С.Назарова в 1933-1934 гг. Этот звездообразный 9-цилиндровый двигатель имел номинальную мощность 270 л.с. и взлётную мощность 310 л.с. Было построено несколько опытных экземпляров, которые к моменту выдачи задания на УТИ проходили испытания. По марке мотора проект самолёта получил название УТИ-М49.

К сожалению, документа, представляющего собой задание на разработку самолёта УТИ-М49, в распоряжении автора статьи не имеется, и о его содержании можно судить только косвенно по нескольким замечаниям в «Объяснительной записке», являющейся частью предварительного («прелиминарного») проекта, о котором речь пойдёт ниже.

В записке отмечается «оригинальность» задания, заставившая конструкторов отказаться от представления эскизного проекта в общепринятом виде и пойти по пути представления «прелиминарного проекта», в котором, в отличие от эскизного, отсутствует подробный аэродинамический расчёт и расчёт устойчивости и приводится только то, что необходимо для принципиального решения вопроса. «Оригинальность» задания заключалась в том, что было поставлено требование обеспечить выполнение самолётом полёта на спине и нормальное выполнение всех фигур в перевёрнутом виде, а также нормальный выход из штопора как в прямом, так и в перевёрнутом полёте.

ОКО завода ссылался на «следующие параграфы из технических условий на УТИ:

1. Основным назначением самолёта является обучение и тренировка летчиков истребителей в выполнении перевернутого полета и фигур высшего пилотажа в перевернутом полете.
2. Самолет должен быть исключительно маневренным и должен допускать производство любых фигур высшего пилотажа в нормальном и перевернутом полете как в наименьшее время, так и в замедленном темпе.
3. Обзор с самолёта, предназначенного для тренировки в фигурах высшего пилотажа, как в индивидуальном полете, так и особенно в строю в нормальном положении имеет исключительно важное значение, особенно вперед – вниз».
   (РГАЭ Ф. 8328 оп. 1 д. 795 л. 244-245)

Упомянутый выше «прелиминарный проект», датированный 9 февраля 1935 г.,  был направлен заводом № 23 с письмом № 166-с от 11 февраля 1935 г. в адрес НИИ ВВС (7-й сектор, Квитко) и в копии – в ГУАП (самолётный сектор опытного самолётостроения, Машкевичу). Сам проект был изложен в указанном выше источнике на листах 247-223 (обратная нумерация), к нему прилагались расчёты по определению лётных качеств на лл. 284-248 и чертежи-синьки трёх вариантов компоновки самолёта на лл. 222-208. Из этих трёх вариантов один был основным, а два – «подстраховочными».

Самолёт УТИ-1 (И-5УТИ)

Излагая свою концепцию проекта, авторы указывали, что «ОКО завода, исходя из поставленных требований, стремилось получить такую схему  самолёта, при которой лётные качества самолёта, а именно: а) потолок; б) горизонтальные скорости, а также управляемость, устойчивость и  маневренность в перевёрнутом полёте были бы соответственно равны таковым в полёте при нормальном положении».

Главные проблемы проекта его авторы видели: а) в подборе профиля крыла с хорошими аэродинамическими качествами как на положительных, так и на отрицательных углах атаки; б) в необходимости обеспечить нормальный выход из штопора, а также иметь одинаковые скорости авторотации при прямом и перевернутом полете, и в) в правильном выборе «самой схемы, т.е. взаимного расположения крыльев и оперения, которое с одной стороны должно обеспечивать выполнение пункта «б», а с другой – дать идентичную управляемость, устойчивость и маневренность, обеспечивая в то же время хороший обзор летчику».

Конструкторы ОКО завода пришли к мнению, что наилучшим решением по пункту «а» будет применение симметричного профиля, в отличие от профиля с изгибом хорды. Это решение было конкретизировано предварительным выбором двух симметричных профилей NACA – 0012 и 0012Т (12%-ных) – первый с более закруглённой, второй – с более острой передней кромкой. В целях выбора оптимального профиля конструкторы сочли необходимым провести экспериментальные исследования на модифицированном самолёте У-2 с мотором М-11, крылья которого предполагалось переделать на симметричный профиль NACA 0012 с круглой передней кромкой по всему размаху. Кроме того, предусматривалась возможность постановки заострённого носка по всему размаху или отдельных участках.

Створки шасси на самолёте ДБ-А аналогичны применённым на УТИ-М49

Что касается общей схемы самолёта, то, по мнению конструкторов, «условие полета на спине заставляет искать схемы более или менее симметричной, относительно осевой горизонтальной плоскости самолета». Иными словами, в перевёрнутом виде конфигурация самолёта должна практически повторять его конфигурацию в нормальном положении. Этому условию, отмечали они, в наибольшей степени отвечает биплан без выноса с верхним и нижним крылом равного размаха и моноплан со среднерасположенным крылом при размещении горизонтального оперения в плоскости оси фюзеляжа. Однако схему свободнонесущего среднеплана авторы проекта отвергли на том основании, что она не обеспечивает необходимого обзора. «Таким образом,- констатировали они, - только биплан вполне удовлетворяет условиям симметрии». 

Однако они признавали, что «биплан без выноса вызывает некоторые опасения с точки зрения его склонности к авторотации на больших закритических углах атаки» (т.е. к штопору – С.К.).

Вопрос штопора заставил авторов проекта рассмотреть и другие возможные схемы коробки крыльев, «хотя бы и не вполне симметричные». Одна из них – полутораплан без выноса, который будет менее склонен к авторотации на больших закритических углах и, при условии не особенно большой разницы в размахе верхнего и нижнего крыла, будет незначительно отличаться от биплана. «Наконец, единственно возможная с точки зрения обзора монопланная схема – высокоплан, вовсе не будет удовлетворять условиям симметрии».

Таким образом, в отношении штопора ОКО разработал три варианта общей схемы самолёта:

а) биплан с крыльями равного размаха без выноса и поперечного V. Расстояние между крыльями увеличено до конструктивно допустимого максимума. Нижнее крыло опущено так, что его центроплан отделён от фюзеляжа и крепится к нему на кабане, состоящем из 4-х стоек и 2-х лент (он присутствует и в остальных вариантах). Коробка расчалена 8-ю лентами и имеет только две стойки, работающие на изгиб.

б) полутораплан – получен из первого варианта  путём небольшого увеличения хорды и размаха верхнего крыла  и соответственного уменьшения нижнего. Элероны только на верхнем крыле. Стойки коробки крыльев наклонены.

в) подкосный моноплан – дальнейшая модификация предыдущих вариантов. От нижнего крыла остался только небольшой центроплан, служащий главным образом для крепления шасси и двух У-образных подкосов верхнего крыла.

Во всех случаях крылья снабжались т. наз. «подкрылками» (закрылками, или посадочными щитками, по современной терминологии) по типу самолёта У-3 и имели центроплан верхнего крыла в форме «чайки» для улучшения обзора вперёд.

Разработанные три варианта имели одинаковыми хвостовое оперение, шасси и моторную установку. Фюзеляж оставался совершенно одинаковым по размерам и конструкции  в первых двух вариантах и только в варианте моноплана был несколько удлинён.

Учебный самолёт У-3 Н.Г.Михельсона

Одним из основных мероприятий по штопору являлась также конструкция хвостового оперения и конца фюзеляжа. Для увеличения эффективности вертикального оперения горизонтальное оперение было целиком отодвинуто за него на конец фюзеляжа. «Вертикальное оперение, – отмечалось в проекте, - разнесено на обе стороны фюзеляжа, а сам фюзеляж имеет в зоне оперения форму вытянутого эллипса, плавно  соприкасающегося с вертикальным оперением. Такая форма хвоста должна значительно повысить свою эффективность на штопорных режимах».

Намечалось изучить штопорные характеристики самолёта на модифицированном У-2, о котором упоминалось выше.

Приведём здесь важнейшие элементы из включённого в проект техописания. УТИ-М49 представлял собой самолёт цельнодеревянной конструкции. Деревянное двухлонжеронное крыло имело в плане прямоугольную форму с эллиптическими законцовками. Передний лонжерон расположен в центре давления и является основным. Задний лонжерон – вспомогательный. Конструкция лонжерона деревянная, коробчатого сечения. Расчалки в крыле заменены раскосами на концах, образующих жёсткую раму. Передний носок крыла на 30% хорды обшит переклейкой (фанерой) 1,0 мм. Обтяжка крыла – полотно. Стойки крыла из листового дюраля – клёпаные. Вдоль задней кромки нижнего и верхнего крыла на пространстве, не занятом элеронами, располагались «подкрылки», которые крепились на рычагах к шарнирам, вынесенным на кронштейнах назад и вниз под задние лонжероны крыльев, и соединялись друг с другом особыми стойками обтекаемой формы. (В проектных чертежах этот элемент не показан).

Фюзеляж – деревянный монокок, в передней части, в местах крепления моторамы и кабанов крыльев имеющий стрингеры и шпангоуты, в задней – только лёгкие стрингеры. Обшивка – переклейка 4,3 и 2,5 мм, обтянутая миткалем на эмалите. Стыки листов на поясах из переклейки (фанеры) той же толщины на клею и гвоздях (заклёпках). В хвостовой части фюзеляж переходил «в вертикальные и горизонтальные кили, к которым крепится оперение».

Моторная установка (т.е. моторама) нормального ферменного типа из хромомолибденовых труб.

Шасси оригинальной конструкции, крепится к нижнему центроплану и «полностью капотировано», т.е. закрыто обтекателями в том числе и снизу. Это означало, что нижние части обтекателей должны были раскрываться как створки раковины перед посадкой, хотя это в проекте не оговаривалось. Подобная конструкция обтекателей шасси была применена на самолёте ДБ-А Болховитинова. Конструкция шасси состоит из вилки, одним концом крепящейся к заднему лонжерону центроплана и в средней части подвижно к жёсткой раме. В плоскости жёсткой рамы установлен масляный пневматический амортизатор с ходом около 80 мм при подъёме колеса на 150-160 мм. Вилка из листового дюраля. Рама – стальная труба.

При боковых нагрузках усилия воспринимаются в средней части вилки жёсткой рамой; при вертикальных – амортизатором.

Хвостовое оперение включало свободно-несущий дюралевый двухлонжеронный стабилизатор, «подъёмный в воздухе» (допускающий изменение угла установки). Передний лонжерон шарнирно соединялся с горизонтальным килем (выступом) фюзеляжа, задний – с подъёмником. Рули высоты дюралевые, не компенсированные, шарнирно подвешивались к заднему лонжерону стабилизатора.

Вертикальное оперение сильно вынесено вперёд для увеличения его эффективности на штопорных режимах. Киль неподвижный и составляет одно целое с фюзеляжем. Материал – дерево.

Руль направления дюралевый, имеет в верхней части роговый компенсатор, крепится шарнирно к верхнему килю

В нижнем киле расположено хвостовое колесо-баллон.

Баки из листового дюраля, расположены: первый в передней части кабины лётчика. Второй – в нижней передней части фюзеляжа и третий – в нижнем центроплане. Подача горючего помпой. Бензо- и масло-провод – дюралевые.

Управление, как ручное, так и ножное, полужёсткое из хромомолибденовых труб. Все шарнирные сочленения монтировались на шарикоподшипниках. Ножное управление педального типа, снабжено специальными ремнями для обратного полёта.

Сиденье регулируемое, из дюраля, для удобства обратного полёта сильно наклонено назад и снабжено специальными удерживающими ремнями.

Проектные данные самолёта приведены в таблицах 1 и 2.

Таблица 1. Геометрические и весовые данные СБ-1 (Р-В)

Таблица 2. Лётно-тактические данные

Сравнивая достоинства указанных трёх вариантов, авторы проекта отмечали, что их лётные качества весьма мало отличаются друг от друга и вполне укладываются в технические требования. С точки зрения управляемости на спине, по-видимому, лучше всех будет чистый биплан, свойства которого в перевернутом полёте ничем не будут отличаться от свойств его в полёте нормальном. Второе место в этом отношении займёт полутораплан и последнее – моноплан, у которого положение центра тяжести и хвостового оперения относительно крыла в перевёрнутом полёте будет иным, чем в нормальном положении. В отношении штопорных свойств: хотя бипланная схема и будет обладать наибольшей склонностью к авторотации на больших закритических углах, сочетание её аэродинамических свойств с инерционными будет благоприятным для предотвращения плоского штопора. Всё это резюмировалось так:

«Окончательная точка зрения ОКО на предложенные варианты сводится к тому, что равный биплан превосходит остальные варианты во всех отношениях. Так, он обеспечивает в перевернутом виде сохранение всех летных качеств, присущих самолету в нормальном полете. Обладает лучшими, по сравнению с другими вариантами свойствами в фигурном полете. Имеет наименьший вес и габарит. Что касается склонности бипланной коробки без выноса к авторотации, то это свойство опасно с точки зрения штопора, лишь в случае неблагоприятных соотношений инерционных характеристик самолета». (Далее проводится мысль, что в данном случае эти характеристики биплана благоприятны).  /…/ «На основании всего изложенного ОКО будет настаивать на утверждении схемы равного биплана без выноса, как наиболее отвечающей назначению УТИ».

Однако при этом вновь подчёркивалась необходимость прибегнуть к эксперименту на специально переделанном самолёте У2-М11. Отмечалось, что «переделка самолёта У2-М11 на симметричные профили NACA-0012 – 0012Т в настоящее время уже производится. Производство испытаний по программе описанной выше намечается на Март м-ц 1935 года».   В дополнение к этому ОКО собиралось провести «полное лабораторное испытание модели (т.е., надо понимать, продувку – СК), причём сама модель будет построена с учётом результатов испытания самолёта У2». Кроме того, «было бы весьма желательным испытание модели самолёта УТИ на штопорном приборе ЦАГИ».

Изложенный выше предварительный («прелиминарный») проект ОКО завода № 23 был рассмотрен в НИИ ВВС. По итогам этого рассмотрения из УВС РККА (за подписью начальника 4-го отдела Базенкова) 22 марта 1935 г. было направлено письмо (номер прочитывается как 41/02514), которым препровождались в четыре адреса заключение и разбор предварительного проекта. Получателями были Начальник ГУАП, начальник НИИ ВВС РККА, директор завода №23 и старший военпред завода №23. (РГАЭ Ф. 8328 оп. 1 д. 796 л.  285 л. 83)

Самолёт УТИ-2 (И-16 тип 14) с мотором М-22

Заключение, утверждённое 19 марта 1935 г. начальником УВС РККА Алкснисом, заслуживает того, чтобы привести его полностью. Оно гласило:

ЗАКЛЮЧЕНИЕ ПО ЭСКИЗНОМУ ПРОЕКТУ УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНОГО ИСТРЕБИТЕЛЯ ЗАВОДА №-23 ПОД МОТОР М-49

1. Ввиду того, что мотор М49 в текущем году строиться не будет, самолёт должен быть выпущен под мотор М-48 с возможностью его замены на мотор М-49.

2. Из трёх предъявленных схем, утвердить схему чистого биплана. Параллельно считать необходимым:

а) Провести намеченные заводом исследования на самолёте У-2 в направлении выявления на штопор расположения крыльев биплана без выноса и применения двояко выпуклых профилей;

б) форму верхнего крыла биплана – крыло чайки или высокое расположение крыла – установить при рассмотрении макета самолёта, для чего заводу предъявить макет  в двух вариантах – с крылом чайки и с нормальным высоко-расположенным крылом;

в) при рассмотрении макета, проверить удобство расположения летчика в перевернутом положении. Макет должен допускать такую проверку.

3. Заводу, путем продувок, проверить устойчивость пути самолёта и интерференции, вызываемые нижним расположением крыла.

4. Самолёт должен иметь вариант закрытой кабины лётчика или же должен быть снабжён сдвигающимся козырьком.

5. Щиток закрылок необходимо распространить на участок нижнего крыла, расположенный под фюзеляжем. Дуги на нижнем крыле излишни, их необходимо снять.

      Приложение:  Разбор проекта

(подписи)  НАЧАЛЬНИК 4 ОТДЕЛА УВС РККА   (БАЗЕНКОВ)

                  НАЧАЛЬНИК НТО 4 ОТДЕЛА (ГОРОЩЕНКО)

РГАЭ Ф. 8328 оп. 1 д. 796 л.  285 л. 82

Самолёты УТИ-4 (И-16 тип 15) с мотором М-25

Как видим, со времени подачи проекта изменилась картина с мотором М-49 – он так и не достиг требуемой стадии готовности (и, как оказалось в дальнейшем, так и не был запущен в серию). Предписывалось перепроектировать самолёт под менее мощный мотор М-48 – тоже новый мотор, который, однако, как тогда казалось, более успешно проходил процесс доводки.

Самолёт УТ-1 конструкции А.С.Яковлева

К Заключению прилагался документ «Разбор проекта», датированный 9 марта 1935 г, который подписали начальник НТО 4 отдела УВС РККА Горощенко и помначальника НТО Апанасевич. В документе, в частности,  отмечается:

«По выбранному мотору самолёт УТИ по предварительному проекту предназначен под мотор М-49. Этот мотор на госиспытаниях 1934 года выявил ряд дефектов и до эталонного состояния не доведен.

В программе ГУАП’а в серийном производстве на 1935 г. М-49 не значится.

Необходимо дать учебно-тренировочный истребитель под реально существующий мотор.

Подходящим мотором к этому самолёту может быть мотор М-48, который ожидается в серийном производстве на заводе №-16 в 4-м квартале 1935 г.»  

При этом приводились сравнительные данные этих моторов: у М-49 макс. мощность 310 л.с. при весе 248 кг, у М-48 – 220 л.с. при весе 200 кг.

Небольшая справка: М-48 представлял собой 7-цилиндровый звездообразный безредукторный мотор с ПЦН, разработанный в 1933-1934 гг. на заводе № 29 под руководством А.С.Назарова с использованием некоторых узлов мотора М-11. В одном из источни ков указана мощность 200 л.с. при весе 194 кг. В 1935 г. испытывался на самолёте У-3, но серийно не строился.

В излагаемом документе проводилась мысль, что «завод должен стремиться удовлетворить скорость по техническим требованиям и при замене мотора М-49 мотором М-48». (ТТ задавали макс. скорость у земли 250-270 км/ч, по проекту с М-49 завод обещал 270 км/ч, при М-48 авторы документа считали возможным получение скорости 250 км/ч)

Интересно, что с учётом содержащегося в Заключении тезиса о необходимости замены М-49 на М-48 Базенков в упомянутом сопроводительном письме предписывал ст. военпреду завода № 23 заблаговременно сообщить ему (Базенкову) о готовности макета УТИ-М48 (обратите внимание на новое обозначение).В документе «Разбор проекта» представляют интерес комментарии и замечания к одобренной (в соответствии с предложениями ОКО) схеме чистого биплана. Вот они:

«1) Выполнение верхнего крыла биплана в виде крыла чайки, хотя и выгодно с точки зрения обзора, но зато грозит ухудшением устойчивости пути самолета, как это в частности имеет место на самолете И-15. Поэтому, необходимо при рассмотрении макета, проанализировать обзор при высоком расположении крыла. Если он будет удовлетворительным, то схема высокого расположения крыла должна быть предпочтена схеме крыла чайки.

2) Применение чистого биплана без выноса может привести к ухудшению штопора самолёта, поэтому, нужно считать безусловно необходимой, работу намеченную заводом по исследованию штопора самолёта У-2 с бипланной коробкой без выноса и с профилем крыла, намеченным на самолёт УТИ.

3) Само по себе расположение нижнего крыла под фюзеляжем, с точки зрения интерференции, неплохо, но узлы крепления подкосов, идущих к нижнему крылу, несомненно, явятся источниками срыва потока. Поэтому, необходимо обратить особое внимание на постановку в этих местах  соответствующих обтекателей, кроме того, является желательным сделать продувку модели самолёта с нормальным расположением крыла на уровне фюзеляжа.

4) Учитывая возможность срыва потока в зоне между нижним крылом и фюзеляжем, с естественным торможением потока у хвоста, может встретиться необходимость установки киля не только под фюзеляжем, как это предложено в проекте, но и  над фюзеляжем (вероятно, имеется в виду увеличение уже имеющегося небольшого киля– СК). В продувках должен быть особо освещен вопрос устойчивости в пути самолета.

5) Щиток закрылок на нижнем крыле должен быть распространен на все крыло (кроме элеронов), включая и участок его, расположенный под фюзеляжем.

6) Кабинка пилота должна предусматривать возможность установки сдвижного козырька (вероятно, такого, как на И-16 тип 4 и тип 5. со сдвигом вперёд – СК), делающего кабину закрытой или, на крайний случай, должен иметься вариант закрытой кабины пилота.

7) Подкрыльные дуги на нижнем крыле являются излишними. (В проектных чертежах они отсутствуют – С.К.)

8) Самолёт должен быть выпущен под мотор М-48 с возможностью в дальнейшем  замены мотора М-48 мотором М-49.

9) Должна быть обоснована выбранная площадь элеронов, так как она производит впечатление излишне большой». (РГАЭ Ф. 8328 оп. 1 д. 796 л.  285 л. 81-77 (обратный отсчёт. Листы с оборотами)

Пилотажный самолёт УТИ-6 (НВ-6) В.В.Никитина

Как видим, заключение по проекту было вполне благоприятным, и были шансы на то, что эта машина увидит свет, пусть хотя бы с опытным двигателем М-48, который в 1935 году испытывался на другом самолёте завода №23 – а именно, на учебном самолёте У-3. К сожалению, в распоряжении автора нет никаких документов, которые проливали бы свет на дальнейшую историю данного проекта. Неизвестно, успел ли ОКО завода № 23 что-либо сделать в порядке реализации предписаний, содержащихся в Заключении УВС РККА на проект УТИ-М49. Ясно одно: на каком-то этапе работа над этим проектом была прекращена – вероятно, по причине отсутствия реального серийного двигателя. Любопытно отметить, что в 1936 г. СССР приобрёл в Чехословакии 15 пилотажных самолётов Avia Ва122, которые затем использовались в лётных школах и училищах ВВС РККА для обучения перевёрнутым полётам.

В предвоенные годы были построены в опытных образцах ещё три легкомоторных самолёта, относящиеся к категории УТИ. Это УТИ-5 (НВ-2бис – МГ-31) и УТИ-6 (НВ-6) В.В.Никитина и ТИ-28 (Г-28) В.К.Грибовского. Из них УТИ-5 и ТИ-28 были построены по схеме свободнонесущего моноплана (низкоплана), т.е. аэродинамически отличались от концепции Михельсона. Ближе к этой концепции подходил биплан УТИ-6 (НВ-6) – самолёт для высшего пилотажа с верхним и нижним крыльями почти равного размаха. На самолёте с двигателем МГ-11Ф был установлен специальный карбюратор М.Косова для перевёрнутого полёта. Построенный в 1939 г. самолёт был облётан самим В.Никитиным и В.Шевченко, но из-за отсутствия статических испытаний ЦАГИ не дал разрешения на официальные полёты.

Пилотажный самолёт Avia Ba-122, купленный в Чехословакии

Как уже отмечено в начале статьи, потребности ВВС РККА в учебно-тренировочных истребителях в период с 1935-1936 гг. до начала Великой Отечественной войны (а в значительной мере и позже, до 1945 г.). покрывались за счёт самолётов УТИ-2 и особенно  УТИ-4 – учебных вариантов  истребителя И-16. Их дополнял одноместный лёгкий самолёт УТ-1 с мотором М-11, который, обладая строгими пилотажными свойствами, использовался для шлифовки навыков пилотирования у лётчиков-истребителей высокой квалификации. В ходе Великой Отечественной войны для обучения использовались также двухместные варианты истребителей – Як-7, Як-9В, Ла-5УТИ.

О том, что обучение лётчиков-истребителей перевёрнутому полёту имело свой смысл, свидетельствует любопытный факт, приведённый В.Кондратьевым в его книге «Битва над степью» (о действиях авиации в советско-японском конфликте на Халхин-голе). Он отмечает, что японские лётчики на истребителях Ки-27 были способны вести прицельный огонь при любых положениях самолёта в воздухе, в том числе и вверх колёсами. Об этом с удивлением писали во многих отчётах наши лётчики. Один из боевых приёмом японских лётчиков «заключался в том, чтобы, разойдясь с советским истребителем на встречных курсах, выполнить полупетлю и, не тратя времени на полубочку, открыть огонь сзади-сверху из перевёрнутого положения. В советских лётных училищах возможность подобных «акробатических трюков» даже не рассматривалась».

Пилотажный самолёт Як-55

Своеобразный отзвук особенности проекта УТИ-М49 получили значительно позже при проектировании в конструкторском бюро А.С.Яковлева спортивного пилотажного самолёта Як-55 и его дальнейшего развития Як-54. Вот как об этом пишется в статье на сайте «Уголок неба»: «Для получения лучших данных при выполнении фигур обратного пилотажа профиль крыла Як-55 сделали симметричным. Близка к полной симметрии и вся аэродинамическая схема самолёта: среднепланное крыло расположено по оси вектора тяги двигателя, а горизонтальное оперение – практически в следе крыла. Вертикальное оперение имеет характерный выступ за нижний обвод фюзеляжа, приближается к симметричному. Эта компоновка существенно упростила технику выполнения фигур высшего пилотажа, позволила улучшить штопорные характеристики самолёта». Как мы помним, Михельсон допускал точно такую конфигурацию и воздержался от неё только по соображениям обзора, отдав предпочтение биплану.