Н. Н. Поликарповым был построен целый ряд самолетов-бипланов, которые имели высокие характеристики для своего времени. Однако он понимал, что бипланам присущи органические недостатки и что переход на монопланы неизбежен. В 1934 г. Н. Н. Поликарпов выпускает свой знаменитый самолет "И-16", в котором он стремился совместить скоростные и маневренные свойства.
Хотя к 1934 г. истребители-монопланы стали строить и другие конструкторы, отечественные и иностранные, тем не менее, самолет "И-16" был весьма оригинален по своим формам; он казался чрезмерно коротким и тупоносым. Хвостовое оперение располагалось почти вслед за крылом, и это вызывало сомнение по поводу устойчивости самолета. Были опасения и относительно надежности его выхода из штопора. Самолет испытывал замечательный мастер высшего пилотажа -- Валерий Павлович Чкалов; при испытаниях самолет показал замечательные для того времени скоростные и маневренные качества. Именно во время этих испытаний было показано, что скорость является важнейшим фактором маневренности, так как самолет, получив разгон, приобретает дополнительную кинетическую энергию и при малом лобовом сопротивлении эта энергия сохраняется длительное время.
Из материалов, приведенных в табл. 3, видно, что по характеристике веса пустого KG0 самолет "И-16" мало уступал лучшим истребителям-бипланам, а его характеристика сопротивления была почти вдвое меньше, чем у них (F00,4). Коэффициент перегрузки у самолета "И-16" был более 3, а с более мощным двигателем -- более 3,5 на малой высоте.
Сомнения в отношении устойчивости самолета "И-16" быстро рассеялись. Правда, первые серии самолета, на котором был установлен относительно легкий двигатель, имели заднюю центровку и недостаточную устойчивость по перегрузке. Некоторым летчикам это даже нравилось, так как градиент усилия по перегрузке был мал и самолет был очень "резвым".
Однако то, что было хорошо при маневрировании в хорошую погоду, оказалось плохим при полете в сложных метеорологических условиях при отсутствии видимости. В этих условиях летчик не мог контролировать поведение самолета по угловой скорости тангажа. После установки более тяжелых двигателей центр тяжести самолета сдвинулся вперед, и самолет стал прост в пилотировании, несмотря на свой короткий хвост. Удаление хвостового оперения от центра тяжести самолета сказывается на демпфирующем эффекте продольного движения; однако это не единственный фактор; демпфирование в большой мере определяется действием крыла. При характеристиках плотности rсамG/gSl, присущих самолету "И-16", демпфирование продольных движений достаточно велико.
Самолет "И-16", будучи близким к бипланам по перегрузке, имел значительно меньшую площадь крыльев и, следовательно, более высокую удельную нагрузку. Это не отразилось существенно на его взлетно-посадочных характеристиках, особенно на последующих модификациях самолета, снабженных посадочными щитками, однако радиусы кривизны траектории при маневре с максимальной перегрузкой увеличились, что видно из табл. 3. Самолет "И-16" явился как бы промежуточным звеном для перехода к скоростным истребителям-монопланам периода второй мировой войны. На нем стал возможен высший пилотаж в виде комбинации и вращений и движений в вертикальной плоскости, что является характерным для современной программы высшего пилотажа.
Опасения в отношении трудности выхода самолета из штопора не оправдались. Послушав споры ученых, в которых принимал участие и автор, В. П. Чкалов решил испытать самолет, и оказалось, что даже при задней центровке самолет легко выходил из штопора, чего не наблюдалось у самолетов-бипланов "И-15" и "И-153". В. П. Чкаловым была даже предложена новая фигура -восходящий штопор. Самолет разгонялся путем снижения, выводился на вертикальную восходящую траекторию, и затем, когда скорость в достаточной мере уменьшалась, рули ставились в штопорное положение и самолет делал штопор вверх, пока не иссякал запас скорости. Условия начала штопора определялись допустимой перегрузкой по прочности самолета.
Преимущество самолета "И-16" в отношении маневренности определялось также более высоким уровнем кинетической энергии при полете на максимальной скорости. Так, если для самолетов "И-5" и "И-15" значения hк были соответственно 310 и 400 м, то для самолета "И-16" и его модификации 1938 г. эти значения были соответственно равны 630 и 700 м.
