Реактивная авиация Второй мировой войны - Михаил Козырев

Однако к этой идее вновь вернулись в 1943 г., когда возникла угроза применения немцами крылатой ракеты Fi 103 по территории Англии. Разведка докладывала, что только высокоскоростные самолеты, такие как новый поршневой истребитель Tempest и реактивный истребитель Meteor, были способны перехватить крылатую ракету. Но истребители Tempest еще не были доступны для широкого применения, а Meteor вообще находился в стадии испытаний. Поэтому RAE вновь обратился к идее оснастить Spitfire дополнительным ПВРД, но опять столкнулся с теми же проблемами, что и раньше.

Лишь после организации в начале 1944 г. GAP (Guided Antiaircraft Projectile Committee – комитет по управляемым зенитным снарядам) эту проблему удалось частично решить. Р. Смит и Д. Смигтон из фирмы Power Jets разработали ПВРД PD.l диаметром 15 см для зенитных ракет, который и был взят за основу при разработке дополнительного двигателя для истребителя North American Mustang I, имевшего в качестве основного двигателя ПД Alisson V-1710.

Доработка истребителя свелась к установке дополнительного двигателя, представлявшего собой трубу диаметром 0,71 м и длиной 1,0 м, в которой размещался блок из 12 параллельно установленных PD.l. Эта труба устанавливалась в нижней части фюзеляжа истребителя в воздушном канале непосредственно за радиатором-охладителем. Подогретый в радиаторе воздух попадал в блок ПВРД, где сжигалось подаваемое в него топливо, продукты сгорания выбрасывались через реактивное сопло снизу фюзеляжа вблизи хвоста. Летные испытания показали, что включение дополнительного ПВРД дает прирост скорости истребителя в 80 км/ч.

Франция

Leduc 010

Рене Ледюк начал свою инженерную деятельность, поступив в 1924 г. на работу в фирму Louis Breguet, где он, в частности, участвовал в создании опытного самолета Breguet 27. К 1930 г. он разработал свою конструкцию реактивного двигателя, работающего циклически с помощью системы клапанов, то есть, фактически, один из вариантов пульсирующего реактивного двигателя, на эту конструкцию в 1930 г. ему выдали патент (№ 705648 от 2 апреля 1930 г.).

Продолжая работать с воздушно-реактивными двигателями, в 1933 г. Ледюк разработал систему, в которой протекающий поток воздуха получает необходимое сжатие без применения каких-либо движущихся узлов и, таким образом, развивает тягу. По результатам своих разработок он в том же году патентует способ преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию и конструкцию ПВРД, в которой этот способ реализуется (№ 770326 от 6 июля 1933 г.). Заинтересовав своими разработками военных, Ледюк получил первые контракты на проведение исследовательских работ в 1934 г., в рамках которых он создал макетный вариант ПВРД, развивавший тягу 4 кг. Этот макетный двигатель он успешно продемонстрировал на официальной презентации в июне 1936 г.

26 мая 1937 г. Ледюк получает контракт № 407/7 от французского правительства на разработку и постройку экспериментального самолета Leduc 010. Самолет оснащался ПВРД, а запускаться должен был в полете с самолета-носителя. В 1938 г. модель этого самолета демонстрировалась на Парижском авиасалоне. К лету 1940 г. постройка самолета Leduc 010 шла полным ходом на авиазаводе фирмы Breguet Aviation, но ПВРД еще не был готов. После оккупации Франции немцы предполагали продолжить работы по Leduc 010, но работа на заводе в Тулузе, куда перевели сборку самолета, велась очень медленно из-за бомбардировок союзников и скрытого саботажа французских инженеров и рабочих. В ночь с 4 на 5 апреля 1944 г. самолет был поврежден во время очередного налета союзной авиации. Строительство первого опытного образца Leduc 0.10–01 было завершено лишь после окончания войны, к концу 1945 г. Впервые он поднялся в воздух на самолете-носителе 23 ноября 1946 г. в Тулузе, первый самостоятельный полет его с включением двигателя состоялся 21 апреля 1949 г.

Характеристики Leduc 010-01: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД Leduc 5 тягой 2000 кгс, размах крыла – 10,25 м и его площадь – 16,0 м2, длина самолета – 10,52 м, высота – 3,39 м, вес пустого – 1800 кг, взлетный вес – 3000 кг, максимальная скорость – 960 км/ч, практический потолок – 12 000 м.

Pa.22/1R

Ролан Пайен, которому тогда был 21 год, начал в 1935 г. разработку проекта самолета схемы «утка» с ПВРД конструкции Анри Мало. Заднее крыло самолета, имевшего обозначение Pa.22/1R, было выполнено дельтовидным с большой стреловидностью по передней кромке, переднее крыло имело больший размах. Двигатель устанавливался снизу в передней части фюзеляжа («реданная» схема). Кабина летчика размещалась сверху в средней части фюзеляжа, сзади она имела аэродинамический обтекатель, переходящий в небольшой вертикальный киль. Шасси имело два основных убирающихся в фюзеляж колеса и два маленьких неубирающихся колеса – носовое и хвостовое.

Однако проблемы с разработкой ПВРД вынудили Р. Пайена вскоре заменить реактивный двигатель поршневым двигателем Regnier R6В-01 мощностью 180 л. с. и переработать проект. Эта модификация самолета получила обозначение Pa.22 Flechair («Стрелка»). Немцы, оккупировав в начале войны Францию, захватили Pa.22 Flechair, испытывавшийся в аэродинамической трубе лаборатории Эйфеля в Шале-Медо. Люфтваффе заинтересовались самолетом, поэтому после окончания испытаний в аэродинамической трубе самолет перевезли в Центр летных испытаний в Виллакубли, где он впервые взлетел в октябре 1942 г. под управлением французского пилота Жака Шарпентье, работавшего с Пайеном. В Виллакубли самолет был перекрашен в немецкие опознавательные цвета и получил регистрационный код люфтваффе BI+XB, после чего его возвратили на завод Пайена в Джувиси для доработки и подготовки к отправке в Германию с целью проведения полной программы испытаний в летно-испытательном центре люфтваффе в Рёхлине. Но переправить в Германию подготовленный самолет не успели, так как он был разрушен 18 апреля 1944 г. во время налета бомбардировочной авиации союзников на железнодорожный узел, с которого его должны были отправить.

Характеристики Pa.22/1R: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах переднего крыла – 4,8 м, площадь крыльев – 10,0 м2, длина самолета – 7,35 м, высота – 2,9 м, вес пустого – 560 кг, взлетный вес – 955 кг.

Япония

«Кацуодори»

Японская фирма «Каяба», занимавшаяся изучением ПВРД с 1937 г., в 1943 г. приступила к разработке объектового перехватчика «Кацуодори», оснащенного двигателем этого типа. Самолет был выполнен по схеме «бесхвостка» и имел стреловидное крыло, на законцовках которого располагались небольшие вертикальные поверхности управления (концевые шайбы). Взлет самолета осуществлялся на сбрасываемой тележке с помощью четырех стартовых ускорителей, установленных попарно с каждой стороны фюзеляжа. Время работы ускорителей составляло 5 секунд. Ускорители включались попарно – сначала отрабатывала и сбрасывалась одна пара, а затем вторая, что позволяло увеличить суммарное время взлета на ускорителях до 10 секунд. По достижении скорости полета более 350 км/ч в работу вступал ПВРД. Для посадки имелась подфюзеляжная лыжа и маленькое хвостовое колесо. Вооружение состояло из двух пушек калибра 30 мм, установленных под крылом.

Фирма «Каяба» планировала в 1944 г. подготовить к летным испытаниям опытный образец машины. Однако к этому времени армейская авиация сконцентрировала свои усилия на разработке самолета Км-200, оснащенного ЖРД, поэтому проект «Кацуодори» не был принят. «Каяба» в попытке спасти свой проект предложила приспособить «Кацуодори» под ТРД Не 20 или ЖРД, который использовался в конструкции Км-200. Но проект был окончательно отклонен.

Характеристики «Kaцуодори»: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД тягой 750 кгс при скоростях М = 0,6–0,9, размах крыла – 9,0 м и его площадь – 12,58 м2, длина самолета – 4,5 м, высота – 1,85 м, вес пустого – 850 кг, взлетный вес – 3000 кг, максимальная скорость – 900 км/ч, время набора высоты 10 000 м – 3 минуты, практический потолок – 15 000 м, дальность – 400 км, полетное время – 30 минут, вооружение – 2 пушки типа 5 калибра 30 мм.

4. Самолеты с ракетно-прямоточными двигателями

Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) представляет собой довольно редкую разновидность реактивного двигателя и сочетает в себе принципы работы ракетного двигателя (РДТТ или ЖРД) и ПВРД. РПД может работать как в режиме поочередного включения своих ступеней (на взлете – ракетная ступень, после набора скорости – ступень ПВРД), так и в непрерывном режиме, но без подачи в ракетную ступень окислителя после запуска прямоточной ступени.

Р-114

В 1942 г. в СССР под руководством Р.Л. Бартини началось проектирование одноместного высотного истребителя-перехватчика Р-114, который представлял собой «летающее крыло» с большой переменной по размаху стреловидностью передней кромки, с двухкилевым вертикальным оперением на концах крыла. Силовая установка самолета включала в себя четыре ЖРД тягой по 300 кгс каждый и расположенный позади них ПВРД, в носовой части фюзеляжа предполагалось установить инфракрасный локатор. При взлете силовая установка должна была работать как ЖРД с подсосом воздуха, а при больших скоростях вступал в работу ПВРД с использованием топлива, подающегося через ЖРД, но при этом подача окислителя в ЖРД прекращалась. Взлет машины осуществлялся с помощью сбрасываемой после отрыва от земли колесной тележки, посадка осуществлялась на выдвижную подфюзеляжную лыжу. Самолет рассчитывался на максимальную скорость 2000 км/ч, практический потолок должен был составлять 24 000 м при взлете с земли и 40 000 м после отцепки от самолета-носителя на высоте 10 000 м. Однако осенью 1943 г. ОКБ было расформировано.