Реактивная авиация Второй мировой войны - Михаил Козырев

Первый полет И-250 состоялся 3 марта 1945 г., в дальнейших испытаниях была достигнута максимальная скорость полета 825 км/ч, прирост скорости при включении ВРДК составил почти 150 км/ч. Высоту 5000 м самолет И-250 набирал за 3,9 минуты (с включенным ВРДК) и за 4,6 минуты (с выключенным), практический потолок составлял 11 900 м (без использования ВРДК – 10 500 м). К сожалению, в одном из полетов с первой опытной машиной из-за разрушения стабилизатора произошла катастрофа, при этом погиб летчик-испытатель. После катастрофы испытания были продолжены на второй опытной машине, у которой была увеличена площадь вертикального оперения и изменена схема уборки хвостового колеса. По результатам испытания второй машины в июле 1945 г. было принято решение о запуске самолета И-250 в серийное производство.

В конце 1946 г. был выдан заказ на постройку 16 истребителей, получивших обозначение МиГ-13. Заводские испытания состоялись в мае – июле 1947 г., испытания в НИИ ВВС проходили с 9 октября 1947 г. по 8 апреля 1948 г., после чего самолет был принят на вооружение, а истребители поступили в полки авиации Северного и Балтийского флотов. В 1950 г. самолеты МиГ-13 были сняты с вооружения, так как в СССР уже развернулось массовое производство значительно более совершенных истребителей с турбореактивными двигателями.

Характеристики МиГ-13: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД ВК-107Р и 1 х ВРДК, размах крыла – 9,5 м и его площадь – 15,0 м2, длина самолета – 8,19 м, вес пустого – 2935 кг, взлетный вес – 3680 кг, максимальная скорость – 825 км/ч, дальность – 920 км, практический потолок – 11 960 м, вооружение – 3 пушки Б-20 калибра 20 мм.

Су-5 (И-107)

В январе 1944 г. в ОКБ П.О. Сухого приступили к проектированию одноместного истребителя с комбинированной силовой установкой. Проект выполнялся в двух вариантах.

В первом варианте силовая установка состояла из основного поршневого двигателя М-107А с воздушным винтом и дополнительного ВРДК конструкции К.В. Холщевникова (ЦИАМ), компрессор ВРДК приводился во вращение от ПД при помощи двух валов и промежуточного редуктора. Забор воздуха для ВРДК осуществлялся двумя воздухозаборниками, расположенными в носках центроплана крыла. Сжатый воздух поступал в переднюю часть камеры сгорания с установленными в ней форсунками. Задняя часть камеры сгорания переходила в нерегулируемое реактивное сопло. Во втором варианте силовая установка истребителя также состояла из М-107А и ВРДК, но воздухозаборник ВРДК размещался под коком воздушного винта двигателя М-107А. ВРДК мог развивать тягу 300 кгс в течение 10 минут.

В начале июня 1944 г. в ОКБ приступили к проектированию самолета, первоначально получившего обозначение И-107, а уже в процессе заводских летных испытаний ему было дано обозначение Су-5. За основу был принят второй вариант эскизного проекта одноместного истребителя с М-107А и ВРДК. На самолете предусматривалась установка пушки Н-23 калибра 23 мм и двух пулеметов УБС калибра 12,7 мм.

Из-за неготовности силовой установки летный экземпляр самолета был передан на испытания лишь 24 марта 1945 г. Первый полет опытного образца истребителя Су-5 состоялся 6 апреля, во время одного из полетов самолет развил скорость 793 км/ч на высоте 4350 м, что на 25 км/ч превысило расчетные характеристики. Прирост скорости при работе ВРДК оценивался в 90 км/ч на низкой высоте и 110 км/ч на высоте 7800 м. Во время испытаний предполагалось достичь скорости 810 км/ч, но 15 июля 1945 г. из-за поломки двигателя М-107А испытания остановили. На самолет поставили новый двигатель, но и он в августе отказал. В результате в конце ноября 1946 г. все работы по Су-5 были прекращены.

Характеристики Су-5: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД ВК-107А и 1 х ВРДК, размах крыла – 10,56 м и его площадь – 17,0 м2, длина самолета – 8,51 м, высота – 3,53 м, вес пустого – 2954 кг, взлетный вес – 3804 кг, максимальная скорость – 810 км/ч, дальность – 600 км, вооружение – 2 пушки НС-23 калибра 23 мм и 2 пулемета УБС калибра 12,7 мм.

Япония

MXY7 (модель 22)

Как уже говорилось выше, в I морском арсенале ВМФ Японии был разработан самолет для летчиков-камикадзе, получивший обозначение МХY7 «Ока». Модель 22, предназначавшаяся для подвески под самолет-носитель P1Y1 или P1Y3, с целью увеличения дальности автономного полета вместо РДТТ оснащалась ВРДК Цу-11 с приводом компрессора от поршневого двигателя «Хитачи» Ха-II мощностью 100 л. с. Модель 22, разработка которой началась 15 февраля 1945 г., отличалась меньшим по сравнению с моделью 11 размахом крыла и боеголовкой весом только 600 кг.

Первый опытный экземпляр аппарата впервые взлетел 26 июня 1945 г. с помощью модифицированного носителя PIYI. Во время отцепки от самолета-носителя на высоте 3658 м у «Ока» случайно включились дополнительные подкрыльевые ускорители, что привело к столкновению аппарата с носителем. После этого потерявший управление аппарат начал падать, поэтому летчик-испытатель принял решение покинуть самолет, но его парашют только частично раскрылся, летчик погиб. Второй опытный самолет был готов в августе, но война закончилась прежде, чем он смог полететь. Хотя было построено пятьдесят машин «Ока» модель 22, предназначенный для них самолет-носитель PIY3 модель 33 так никогда и не сошел с чертежной доски.

Характеристики «Ока» модель 22: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ВРДК Цу-11 тягой 200 кгс, размах крыла – 4,11 м и его площадь – 4,0 м2, длина – 6,88 м, высота – 1,12 м, вес пустого – 545 кг, вес боеголовки – 600 кг, полетный вес – 1450 кг, максимальная скорость на высоте 4000 м – 445 км/ч, максимальная скорость при пикировании – 800 км/ч, практический потолок – 8500 м, дальность – 160 км.

7. Самолеты с турбореактивными двигателями

Турбореактивный двигатель (ТРД), хотя конструктивно и является наиболее сложным из рассмотренных выше типов реактивных двигателей (РДТТ, ЖРД, ПВРД, ПуВРД, ВРДК), но он имеет огромные преимущества по сравнению с ними в плане экономичности расхода топлива и управляемости режимами работы двигателя.

ТРД состоит из следующих основных частей: входного устройства (диффузора), компрессора, камеры сгорания, газовой турбины и выходного устройства (реактивного сопла). По типу компрессора ТРД делятся на двигатели с центробежным компрессором и на двигатели с осевым компрессором. Осевой компрессор, в отличие от центробежного компрессора, позволяет получить большую степень повышения давления воздуха и обеспечивает получение больших секундных расходов воздуха, что в итоге увеличивает реактивную тягу двигателя. Кроме того, применение осевого компрессора позволяет минимизировать диаметр ТРД, что приводит к снижению аэродинамического сопротивления самолета как в случае размещения двигателя в фюзеляже, так и в мотогондолах под крылом. Но преимуществом центробежных компрессоров является то, что они более просты в конструктивном отношении и менее трудоемки в изготовлении, чем осевые.

Как уже говорилось выше, в 1929 г. советский ученый Б.С. Стечкин опубликовал теорию ВРД, в которой впервые были даны уравнения для расчета тяги и кпд двигателя, а уже с 1930 г. под руководством В.В. Уварова начались практические работы по созданию таких двигателей. В результате в 1934 г. была построена и прошла длительные испытания первая высокотемпературная газотурбинная установка ГТУ-1, ставшая прообразом будущих турбореактивных и турбовинтовых двигателей. Установка состояла из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой камеры сгорания и одноступенчатой газовой турбины. В 1936 г. в ХАИ разработали первый проект самолета с турбореактивным двигателем, спроектированным инженером А.М. Люлькой.

К началу 1940 г. двигатель A.M. Люльки, получивший обозначение РТД-1, был готов на 70 %. Но начало войны заставило временно прекратить работу по РТД-1, а группу двигателистов, работавших над его созданием на территории Кировского завода в Ленинграде, отправить в эвакуацию. На основе исследований, проводившихся с 1937 г., А.М. Люлька подал в 1938 г. заявку на изобретение двухконтурного турбореактивного двигателя, авторское свидетельство на это изобретение ему вручили 22 апреля 1941 г. В 1944 г. A.M. Люлька получил возможность разрабатывать новый ТРД С-18 с тягой 1250 кгс. Несмотря на то что до окончания войны в Советском Союзе было разработано несколько проектов самолетов с ТРД (ХАИ-2, ЛаГГ-3РД-1, БИЧ с ТРД, Ла-ВРД и т. д.), на вооружении советских ВВС самолетов с турбореактивными двигателями (из-за отсутствия таковых) не было.

В Англии пионером в области создания ТРД стал Ф. Уиттл. Вступив в ВВС Англии в шестнадцатилетнем возрасте в 1923 г., он через пять лет окончил авиационную школу в Корнуэлле, а в январе 1930 г. он начал процедуру патентования своего первого варианта двигателя с центробежным компрессором. Однако построить опытный образец своего двигателя он смог только в 1937 г., имея за плечами диплом Кембриджского университета и основанную им собственную фирму Power Jets Ltd.

В апреле 1937 г. Ф. Уиттл провел успешные испытания двигателя, а в марте 1938 г. получил контракт от министерства авиации Англии на разработку и серийное производство ТРД. 15 мая 1941 г. совершил свой первый полет экспериментальный самолет Gloster E.28/39, оснащенный двигателем Уиттла W.1. На вооружение ВВС Англии в середине 1944 г. поступила первая партия истребителей Meteor F.Mk I с турбореактивными двигателями Rolls-Royce W.2B/23 Weiland I, которые до конца войны применялись в системе ПВО страны, в основном они занималась перехватом немецких крылатых ракет V1, которыми немцы обстреливали Южную Англию.