Yefim Gordon and Bill Gunston obe fraes midland Publishing

Bartini Stal'-7
Purpose: Originally, fast passenger
transport; later, long-range experimental
aircraft.
Design: SNII GVF; construction at GAZ
(Factory) No 81, Moscow Tushino.
In the winter 1933-34 the GUGVF (chief ad-
ministration of the civil air fleet) issued a re-
quirement for a fast transport aircraft to carry
10 to 12 passengers. Curiously, the two proto-
types built to meet this demand were both the
work of immigrant designers, the Frenchman
Laville (with ZIG-1) and the Italian Bartini.
The latter had already produced drawings for
a transport to cruise at 400km/h (248mph),
which was well in advance of what the GVF
had in mind. Always captivated by speed,
Stalin decreed that a bomber version should
be designed in parallel. Still in charge of de-
sign at the SNII GVF, Bartini refined his study
into the Stal'-7, the name reflecting its steel
construction.
Strongly influenced by the Stalin decree,
Bartini created a transport notable for its
cramped and inconvenient fuselage, highly
unsuitable for passengers but excellent for
bombs, and for long-range flight. The original
structure was to be typical Bartini welded
steel-tube trusses with fabric covering, but
the stress calculations were impossibly diffi-
cult, with 200 primary rigid welded intersec-
tions between tubes of different diameters. In
late 1934 the fuselage was redesigned as a
light-alloy stressed-skin structure, with sim-
pler connections to the unchanged wing.
Only one aircraft was built, in the work-
shops of ZOK, the factory for GVF experimen-
tal construction. The first flight was made on
an unrecorded date in autumn 1936, the pilot
being N P Shebanov. Performance was out-
standing, and Shebanov proposed attempting
a round-the-world flight. In 1937 the StaP-7
was fitted with 27 fuel tanks with a total ca-
pacity of 7,400 litres (1,628 Imperial gallons,
1,955 US gallons). A maximum-range flight
was then attempted, but - possibly because
of structural failure of a landing gear - the air-
craft crashed on take-off. Bartini was arrest-
ed, and was in detention (but still designing,
initially at OKB-4, Omsk) for 17 years.
The aircraft was repaired, and on 28th Au-
gust 1939, at a slightly reduced weight, suc-
cessfully made a closed-circuit flight of
5,068km (3,149 miles) in 12hrs Slmin (aver-
age speed 404.936km/h, 251.62mph), to set
an FAI Class record. The route was Moscow
Tushino-Maloe Brusinskoe (Sverdlovsk re-
gion)-Sevastopol-Tushino, and the crew
comprised Shebanov, copilot VAMatveyev
and radio/navigator N A Baikuzov. In Bartini's
absence, the project was seized by his op-
portunist co-worker V G Yermolayev, who re-
designed it into the outstanding DB-240 and
Yer-2 long-range bomber.
The wing was typical Bartini, with pro-
nounced straight taper and construction from
complex spars built up from multiple steel
tubes, almost wholly with fabric covering.
Each wing comprised a very large centre sec-
tion, with depth almost as great as that of the
fuselage, terminating just beyond the engine
nacelles 2.8m (9ft 2/4in) from the centreline,
with sharp anhedral, and thinner outer panels
with dihedral. The trailing edges carried split
flaps and Frise ailerons, the left aileron having
17

B A R T I N I  S T A L ' - ?
a trim tab. One account says that the inverted-
gull shape 'improved stability and provided a
cushion effect which reduced take-off and
landing distance', but its only real effect was
to raise the wing on the centreline from the
low to the mid position.
This was just what the fuselage did not
need, because the massive deep spars
formed almost impassable obstructions and
eliminated any possibility of using the aircraft
as a passenger airliner. The fuselage was a
light-alloy structure, with an extremely
Stal'-7
cramped cross-section with sides sloping in
towards the top (almost a round-cornered tri-
angle). Entry was via a very small door on the
left of the rear fuselage. The cockpit in the
nose seated pilots side by side, and had a
glazed canopy with sliding side windows and
the then-fashionable forward-raked wind-
screen. Immediately behind the cockpit there
was a station for the navigator/radio operator.
The tail surfaces, made of dural/fabric, were
of low aspect ratio, the elevators having tabs.
The engines were the 760hp M-100, these
being the initial Soviet licence-built version
derived by V Ya Klimov from the Hispano-
Suiza 12Ybrs. They were installed in neat
cowlings at the outer ends of the centre sec-
tion, angled slightly outwards and driving pro-
pellers with three metal blades which could
have pitch adjusted on the ground. One ac-
count states that wing-surface radiators were
used, but it is obvious from photographs that
ordinary frontal radiators were fitted, as in the
Tupolev SB bomber. Plain exhaust stubs
were fitted, though this may have scorched
the wing fabric and one drawing shows ex-
haust pipes discharging above the wing. In
the course of 1938-39 the original engines
were replaced by the derived M-103, rated at
860hp, which improved performance with
heavy fuel loads. A hydraulic system was pro-
vided to operate the flaps and the fully re-
tractable main landing gears, each unit of
which had a strong pair of main legs which
hinged at mid-length, the unit then swinging
back on twin forward radius arms (like a DC-
3 back-to-front). The castoring tailwheel was
fixed. In the nose were twin landing lights.
The Stal'-7 was simply a sound aeroplane
able to fly at what was in its day a very long
way at high speed. As a transport it was in-
convenient to the point of being useless,
though it was supposed to be able to seat 12
passengers, and it was flawed by its basic lay-
out and structure. The Soviet Union was right
to take a licence for the Douglas DC-3. On
the other hand, Yermolayev transformed the
Stal'-7 into an outstanding long-range bomber.
Dimensions
Span 23.0 m
Length 16.0m
Wing area 72.0 m
2
Weights
Empty 4,800 kg
Loaded (originally) 7,200 kg
Maximum loaded ( 1 939) 1 1 ,000 kg
Performance
Max speed at 3,000m (9,842 ft) 450km/h
Cruising speed 360/380 km/h
Service ceiling
(disbelieved by Gunston) 1 1 ,000 m
(on one engine, light weight) 4,500 m
75ft 5^ in
52 ft 6 in
775ft
2
1 0,580 Ib
1 5,873 Ib
24,250 Ib
280 mph
224/236 mph
36,090ft
14,764ft
Left: Two views of Stal'-7.
18

B A R T I N I  V V A - 1 4
BartiniWA-14
Purpose: To explore the characteristics of
a vehicle able to fly as an aeroplane or skim
the ocean surface as an Ekranoplan (literally
'screen plan', a device covering an area with
a screen).
Design Bureau: TANTK named for
G M Beriev Taganrog.
Ever one to consider radical solutions, Bartini
spent part of 1959 scheming a giant marine
vehicle called M. Seaborne at rest, this was to
be able to rise from the water and fly at high
speed over long distances. It was to make
true flights at high altitude, but also have the
capability of 'flying' just above the sea
surface. Such a vehicle was initially seen as
urgently needed to destroy US Navy Polaris-
missile submarines, but it could have many
other applications. The idea was refined into
one called 2500, from its weight in tonnes,
and ultimately designated M-62 or MVA-62.
TANTK Beriev investigated stability, control
and performance of the proposed configura-
tion with the small Be-1. This looked vaguely
like a jet fighter, with a front cockpit, large
centroplan (central wing) with a turbojet on
top, twin floats, outer wings and twin fins and
rudders. Under each float was a surface-
piercing V-type hydrofoil, which was not to be
a feature of the full-scale vehicle.
Pending funding for this monster, TANTK
Beriev were ordered to build three WA-14
prototypes, this being a practical basis for a
multirole vehicle. Missions were to include
sea/air search and rescue, defence against all
kinds of hostile submarines and surface war-
ships, and patrol around the Soviet coastlines.
Production craft were to be kept at readiness
on coastal airfields. The vehicle was classed
as an amphibious aircraft. It was to be devel-
oped in three phases. The WA-14M1 was to
be an aerodynamics and technology test-bed,
initially with rigid pontoons on the ends of the
centroplan, and later with these replaced by
PVPU inflatable pontoons (which took years
to develop). The WA-14M2 was to be more
advanced, with two extra main engines to
blast under the centroplan to give lift and later
with a battery of lift engines to give VTOL ca-
pability, and with fly-by-wire flight controls.
The third stage would see the VTOL vehicle
fully equipped with armament and with the
Burevestnik computerised ASW (anti-subma-
rine warfare) system, Bor-1 MAD (magnetic-
anomaly detection) and other operational
equipment.
Following very extensive research, and
tests with simulators, the first vehicle,
Nol9172, was completed as an aeroplane. It
was tested at the Taganrog WS flying school,
which had a concrete runway. Accompanied
by numerous engineers, including deputy
chief designer Nikolai A Pogorelov, the test
crew of Yu M Kupriyanov and navigator/sys-
tems engineer L F Kuznetsov opened the
flight test programme with a conventional
take-off on 4th September 1972. The only
problem was serious vibration of hydraulic
pipes, which resulted in total loss of fluid from
one of the two systems.
In 1974 the PVPU inflatable pontoons were
at last installed, though their expansion and
retraction caused many problems. Flotation
and water taxi tests followed, culminating in
the start of flight testing of the amphibious air-
craft on 11 th June 1975. Everyone was amazed
that Bartini was proved correct in his belief
that the rubber/fabric pontoons would retain
their shape at high airspeeds. On water they
were limited to 36km/h, so later they were re-
placed by rigid pontoons, with skegs (axial
strakes). The forward fuselage was length-
ened and the starting (cushion-blowing) en-
gines added. On the debit side, Bartini was
also right in predicting that the Lotarev bu-
reau would never deliver the intended battery
of 12 RD-36-35PR lift engines, and this made
the second and third prototypes redundant.
Bartini died in 1974, and the now truncated
programme continued with trickle funding.
The blowing engines caused resonance
which resulted in breakage of landing-gear
doors and buffeting of the rear control flaps.
The vehicle never flew again, but did carry
out manoeuvre tests on water with reversers
added to the blowing engines. TANTK was
given higher-priority work with the A-40, A-50
and IL-78.
The entire structure was marinised light
alloy, much of the external skin being of hon-
eycomb sandwich. The airframe was based
on the fuselage, centroplan of short span but
Model of MVA-62.
very long chord, and cigar-like floats carrying
the tails. Above the rear on the centreline
were the two main engines. The starting en-
gines were mounted on the sides of the nose,
and the (unused) lift-engine bay was dis-
posed around the centre of gravity amidships.
On each side of this area projected the outer
wings, with straight equal taper and thick-
ness/chord ratio of 12 per cent, with full-span
leading-edge slats, ailerons and flaps hinged
1m (3ft 31/2in) below the wing.
The propulsion and starting (cushion-blow-
ing) engines were all Solov'yov D-30M turbo-
fans, each rated at 6,800kg (14,991 Ib). The
starting engines were equipped with cas-
cade-type thrust deflectors, and later with
clamshell-type reversers. A TA-6AAPU (auxil-
iary power unit) was carried to provide elec-
tric power and pneumatic power. Bleed air
served the cabin conditioning system and
hot-air deicing of all leading edges. A total of
15,500kg (34,171 Ib) of fuel was housed in two
metal tanks and 12 soft cells.
The cockpit contained three K-36L ejec-
tion-seats, for the pilot, navigator and
weapon-systems operator. Flight controls
were linked through the SAU-M autopilot and
complex military navigation and weapon-de-
livery systems. Had the aircraft undertaken
VTOL flights the reaction-control system
would have come into use, with six pairs of
high-power bleed-air nozzles disposed at the
wingtips and longitudinal extremities. For op-
eration from land No 19172 was fitted with the
nose and a single main landing gear of a
Tu-22, both on the centreline, and the com-
plete outrigger-gear pods of a Myasishchev
3M heavy bomber. Maximum ordnance load,
carried on IL-38 racks, comprised 4 tonnes
(8,8181b), made up of AT-1 or -2 torpedoes,
PLAB-250-120 or other bombs, various mines
up to UDM-1500 size, RYu-2 depth charges
and various sonobuoys (such as 144 RGB-1U).
19

B A R T I N I  V V A - 1 4
OKB drawing of WA-14M1
One of the incomplete WA-14s was dam-
aged by fire, the third being abandoned at an
early stage. The one with which all the flying
was done, Nol9172, was retired to the Moni-
no museum in a dismantled state, where it
carries the number '10687' and 'Aeroflot'.
TANTK had various projects for intended pro-
duction amphibious derivatives. These were
grouped under letter T, and two such are
illustrated here for the first time.
The WA-14 was an outstandingly bold
concept which very nearly came off. There is
little doubt it could have led to a practical ver-
hicle for many oceanic purposes. In the long
term all it achieved was to give TANTK-Beriev
considerable experience in many new disci-
plines, especially in challenging avionics and
flight-control areas. Such a programme would
have almost no chance of being funded today.
WA-14M1 on land (without pontoons),
on water and in flight.
20
Dimensions
Span (wing) 28.5m 93 ft 6 in
(over lateral-control pods) 30.0 m 98 ft 5 in
Length (as built, excluding PVD
instrumentation boom) 25.97 m 85 ft 2% in
later 30.0m 98 ft 5 in
Wing area 217.788m
2
 2,344ft
2
Total lifting area 280 m
2
 3,014 ft
2
Weights
Empty (in final form) 23,236 kg 5 1 ,226 Ib
(intended weight with lift jets) 35,356 kg 77,945 Ib
Maximum take-off weight 52,000kg 1 14,638 Ib
Performance
Max speed at 6,000m (19,685 ft) 760km/h 472 mph
Patrol speed (also minimum
flight speed at low level) 360 km/h 224 mph
Service ceiling 9,000-1 0,000m 32,800 ft (max)
Practical range 2,450 km 1 ,522 miles
Patrol duration at a radius of 800 km (497 miles) 2 hrs 15 min

B A R T I N I  V V A - 1 4
Above: Three-view of WA-14M2 with retractable landing gear.
Left: A more detailed side elevation of WA-14M2.
Below: Two of the 'T' projects.
21

Belyayev Babochka
Purpose: To test an experimental wing.
Design bureau: Kazan Aeronautical
Institute, Kazan, Tatar ASSR.
The concept of the wing was that of
V N Belyayev, but in order to test it he collab-
orated with VI Yukharin of the KAI. Partly be-
cause it would have been difficult to match
centre of lift with centre of gravity by retro-
fitting the wing to an existing aircraft, it was
decided to design an aircraft specially for this
purpose. It was called Babochka (butterfly).
The project was launched in 1937, and draw-
ings were completed late the following year.
Throughout, Belyayev was devoting most of
his time to the EOI (see page 27). The single
Babochka was being readied for flight when
the Soviet Union was invaded. Even though
Kazan was far to the East of Moscow, this pro-
ject was not considered important and those
working on it were drafted elsewhere.
This aircraft was essentially a straightfor-
ward low-wing monoplane, of fighter-like
appearance, with a single (relatively large)
piston engine. It is believed that the structure
was almost all-metal stressed skin. The key
item, the wing, had a high aspect ratio, swept-
forward inboard sections and swept-back
outer panels. The objective was to make a
wing that was flexible yet which in severe
positive manoeuvres would deflect upwards
without causing a longitudinal pitch problem.
Under load, the inner wings deflected up-
wards, tending to twist with positive angle of
incidence, automatically countered by the
negative twist of the outer panels. This was
hoped to lead to an extension of Belyayev's
concept of a wing that was inherently stable
longitudinally.
The inner wings were fitted with inboard
and outboard split flaps, while the smaller
outer panels carried two-section ailerons.
•1
 -s/l?
Model of Babochka
The engine was mounted on the nose on a
steel-tube truss. According to historian V B
Shavrov the engine was a 'Renault 430hp'
(which would have had 12 cylinders and a
central air-cooling inlet). In fact it must have
been an MV-6, a licence-built Renault with six
aircooled cylinders, rated at 210hp. Tandem
enclosed cockpits were provided for the pilot
and test observer. The tail, remarkably small
(reflecting the designer's belief in the stabili-
ty of the wing) positioned the horizontal tail
wholly in front of the rudder. The landing
gears were fully retractable, the main wheels
folding inwards into the extended-chord
wing roots.
Though there is no reason to doubt that the
Babochka would have flown successfully,
there is equally no reason to believe that it
would have shown any significant advantage
over an aircraft with a conventional straight-
tapered wing.
Dimensions
Span
Length
Wing area
Weights
Empty
Loaded
Performance (estimated)
Maximum speed
10.8m
6.84m
11.5m
2
680kg
1,028kg
510km/h
35 ft 514 in
22ft5!4in
124ft
2
l,4991b
2,266 Ib
31 7 mph
Babochka
22
B E L Y A Y E V  B A B O C H K A

B E L Y A Y E V  D B - L K
Belyayev DB-LK
Purpose: The initials stood for 'long-range
bomber, flying wing'.
Design Bureau: Designer's own brigade at
the Central Aerodynamics and
Hydrodynamics Institute.
Viktor Nikolayevich Belyayev, born in 1896,
began his career as a stressman in the OMOS
bureau in 1925. He subsequently worked in
AGOS, KOSOS-CAH1 (TsAGl), the Tupolev
OKB, AviAvnito and Aeroflot. He liked tailless
aircraft, and had a fixation on a 'bat wing',
with slight forward sweep and curved-back
tips, which he considered not only gave such
aircraft good longitudinal stability but also
minimised induced drag. He tested such a
wing in his BP-2 glider of 1933, which was
towed by an R-5 from Koktebel (Crimea) to
Moscow. In 1934 he entered an AviAvnito
competition for a transport with a design hav-
ing twin fuselages, each with a 750hp Wright
Cyclone engine and ten passenger seats, but
this was not built.
From this he derived the DB-LK bomber.
Designed in 1938, the single prototype was
completed in November 1939, but (according
to unofficial reports) pilots declined to do
more than make fast taxi runs, the aircraft
being dubbed Kuritsa (chicken) in conse-
quence. In early 1940 this unacceptable situ-
ation was ended by the appointment by GK
Nil WS (direction of the air force scientific
test institute) of M A Nyukhtikov as test pilot,
assisted by lead engineer TTSamarin and
test observer N I Shaurov. Test flying began in
early 1940, at which time Mark Gallai also
joined the test team. Nyukhtikov complained
that the flight-control system was inadequate
and that the landing-gear shock absorbers
were weak. In the investigation that followed,
the Commission agreed with the first point,
but the Head of Nil WS, AI Filin, thought the
landing gear satisfactory. He then changed
his mind when a leg collapsed with himself at
the controls (see photo). Later the main legs
were not only redesigned but were also in-
clined forward, to improve directional stabili-
ty on the ground and avoid dangerous swing.
Later in 1940 the Nil WS ordered the DB-LK
to be abandoned, despite its outstanding per-
formance, and the planned imminent instal-
lation of l,100hp M-88 engines. Belyayev had
by this time designed a refined version with
1,700hp M-71 engines, but was told that the
DB-3F (later redesignated IL-4) would remain
the standard long-range bomber.
Belyayev left comprehensive aerodynamic
details, showing that the strange wing was of
CAHI (TsAGI) MV-6bis profile over the long-
chord centroplan (centre section) but Gottin-
gen 387 profile over the supposed 'bat-like'
outer panels. Overall aspect ratio was no less
than 8.2, and the outer wings had a leading-
edge sweep of minus 5° 42', with a taper ratio
of 7. The airframe was almost entirely a mod-
ern light-alloy stressed-skin structure, the
wing having five spars. There is evidence the
structural design was modern, with most
components pressed or even machined from
sheet. The outer wings had flaps of the un-
usual Zapp type, extended to 45°, with Frise
ailerons outboard, which even had miniature
sections on the back-raked tips. Ahead of the
ailerons were slats.
At each end of the centroplan was a fuse-
lage, of basically circular section. On the front
of each was a Tumanskii (Mikulin KB) M-87B
14-cylinder radial engine (Gnome-Rhone an-
cestry) rated at 950hp, driving a VISh-23D
three-blade variable-pitch propeller of 3.3m
(10ft l0in) diameter weighing 152kg (335 Ib).
The engines were housed in modern long-
chord cowlings, with pilot-operated cooling
gills. Tanks in the wings and fuselages housed
3,444 litres (757.6 Imperial gallons, 910 US gal-
lons) of fuel, with all tanks protected by nitro-
gen inerting.
On the centreline at the rear was a large
(7.0m
2
, 75.3ft
2
) single fin and a 1.94m
2
 (20.9ft
2
)
rudder with a large trim tab. High on the fin,
23