Текст книги "Реактивная авиация Второй мировой войны"

Италия

C.S.

В то же самое время, что и немец Л. Фольперт, в Италии проблемой совершенствования двигателя Коанда, создающего реактивную тягу только за счет воздушной струи (без дополнительного сжигания топлива), занимался авиационный инженер Луиджи Стипа. В конце 1920-х гг. Л. Стипа, служивший в то время главным инспектором технического отдела в ВВС Италии, предложил оригинальную конструкцию самолета с использованием фюзеляжа-трубы для увеличения эффективности воздушного винта.

Министерство авиации Италии заключило с фирмой Caproni контракт на постройку опытного образца самолета Стипы. Самолет, получивший на фирме обозначение C.S. (Caproni-Stipa), внешне выглядел неуклюжим из-за своего короткого бочкообразного фюзеляжа-трубы, внутри которого спереди был установлен ПД de Havilland Gipsy III мощностью 120 л. с. с воздушным винтом. Сверху фюзеляжа располагалась двухместная кабина, шасси состояло из двух основных неубираемых колес и хвостового костыля. Крыло было усилено сверху и снизу расчалками. Киль и средняя часть хвостового стабилизатора располагались в зоне обдува воздушной струей, создаваемой винтом, что делало самолет очень устойчивым и хорошо управляемым в полете.

Опытный образец впервые взлетел 7 октября 1932 г., самолет неплохо летал и доказал, что установка внутри цилиндрического канала воздушного винта увеличивает эффективность силовой установки, а несущий фюзеляж большого диаметра дает приращение подъемной силы (до 37 %) по сравнению с обычным самолетом с подобным двигателем и такой же нагрузкой на крыло. Машина имела очень низкую посадочную скорость (68 км/ч) и была намного более тихой в полете, чем самолет обычной схемы.

В ходе испытаний самолет дорабатывался – увеличили площадь рулей высоты и немного изменили конструкцию хвостовой части фюзеляжа. По окончании испытаний самолет передали в исследовательский центр ВВС, где он получил регистрационный номер MM.187. Самолет успешно закончил и эти испытания. Однако полученные результаты не удовлетворили военных, в основном из-за низких маневренных качеств самолета, малого объема для полезной нагрузки и ограниченного обзора для летчика из кабины, поэтому в 1933 г. программу испытаний закончили, а самолет демонтировали.

Несмотря на отсутствие интереса со стороны ВВС Италии к самолету C.S., Л. Стипа разработал несколько проектов самолетов такой схемы для перевозки 100 пассажиров, в том числе и шестидвигательное «летающее крыло». Кроме того, он запатентовал свою схему в 1938 г. в Германии, Италии и Соединенных Штатах, а во Франции разрабатывался проект ночного бомбардировщика BN 4, по схеме напоминавшего самолет Л. Стипы.

Характеристики C.S.: экипаж – 2 человека, силовая установка – 1 х ПД de Havilland Gipsy III мощностью 120 л. с., размах крыла – 14,28 м и его площадь – 19,0 м², длина самолета – 5,88 м, высота – 3,0 м, вес пустого – 595 кг, взлетный вес – 850 кг, максимальная скорость – 131 км/ч, продолжительность полета – 40 минут.

CC.2

В январе 1931 г. инженер Секондо Кампини основал в Милане собственную фирму VENAR (Velivole e Natanti a Reazione), предназначенную для разработок самолетов и катеров с реактивной тягой, и одновременно представил в министерство авиации Италии документацию на свой новый авиационный двигатель, обещавший достижение больших скоростей и высот. В январе и июле 1932 г. он получил два патента на конструкцию реактивного самолета.

Первым практическим применением научных исследований С. Кампини стал реактивный катер, построенный с участием фирмы Costruzioni Meccaniche Riva, работавшей в области создания гидравлического оборудования. В начале 1932 г. в Венеции испытывался катер, оснащенный изобретенным С. Кампини мотокомпрессорным воздушно-реактивным двигателем, в составе которого для привода трехступенчатого компрессора использовался поршневой двигатель Asso 200. Испытания показали, что катер с двигателем Кампини по характеристикам превосходит скоростные катера итальянского ВМФ, оснащенные обычными двигателями внутреннего сгорания. После этой демонстрации преимуществ ВРДК итальянские ВВС 5 февраля 1934 г. заключили с фирмой VENAR контракт стоимостью 4,5 млн лир, согласно которому к 31 декабря 1936 г. фирма должна была разработать и построить два опытных образца двухместного самолета с двигателем Кампини. Так как VENAR не располагала соответствующими производственными мощностями, то Кампини достиг договоренности с Джанни Капрони, владельцем фирмы Aeroplani Caproni, о финансовой и производственной поддержке контракта.

В конце 1934 г. для постройки самолетов на заводе фирмы Aeroplani Caproni в Талиедо был организован экспериментальный центр Centro Sperimentale Campini, где в мае 1935 г. и начались работы по сборке двух опытных образцов. Однако из-за многочисленных задержек в поставке работоспособного и надежного двигателя для компрессора ВРДК С. Кампини только 26 июля 1940 г. доложил в главное управление по авиастроению DGCA (Direzione Generale delle Costruzioni Aeronautiche) о готовности двух самолетов к испытаниям.

8 августа летчик-испытатель Марио де Бернарди начал пробежечные испытания первой машины на аэродроме в Линате, а 27 августа 1940 г. он впервые поднял машину в воздух и выполнил 10-минутный полет. Во время полета была выявлена тенденция затягивания машины в пикирование, это потребовало доработки хвостового оперения самолета. Спустя несколько дней пилот получил бытовую травму, что привело к задержке в испытательной программе на несколько месяцев. Самолет, получивший обозначение СС.2 (Campini-Caproni), совершил свой шестой испытательный полет 1 июня 1941 г., за которым наблюдало командование итальянских ВВС. Во время этого полета двигатель привода компрессора получил повреждения, после чего его заменили новым двигателем. Но и новый двигатель получил повреждения во время полетов 19–20 октября.

5 ноября 1941 г. состоялся полет самолета на дальность 475,5 км от Линате до Гвидонии со средней скоростью 217 км/ч, пассажиром был инженер Педуче, который стал первым в мире пассажиром реактивного самолета. В дальнейшем было выполнено еще несколько полетов с целью исследования характеристик самолета, а к весне 1942 г. в связи с все более ухудшавшейся для Италии военной обстановкой летные испытания самолета СС.2 остановили, а машину поставили в ангар испытательного центра в Гвидонии, где ее позднее взорвали отступавшие немцы. После занятия этой местности английскими войсками поврежденный самолет был осмотрен представителями военно-технической разведки и в октябре 1944 г. вывезен в Фарнборо (Англия).

Вторая опытная машина использовалась в основном для статических испытаний на земле и никогда не летала. Она пережила войну без повреждений, сейчас хранится в миланском музее Museo della Scienza Technica.

Характеристики CC.2: экипаж – 2 человека, силовая установка – 1 х ВРДК с приводом компрессора от ПД Isotta-Fraschini Asso XI RC40, размах крыла – 14,6 м и его площадь – 35,5 м², длина самолета – 12,9 м, высота – 4,7 м, вес пустого – 3640 кг, взлетный вес – 4409 кг, максимальная скорость – 375 км/ч, практический потолок – 4000 м, скороподъемность – 6,0 м/с.

Ca 183bis

В 1942 г. фирма «Капрони» начала разработку высотного истребителя с комбинированной силовой установкой. Самолет, получивший обозначение Cа 183bis, имел поршневой двигатель Alfa-Romeo Tifone (выпускавшийся по лицензии в Италии немецкий DB 605) в носу, приводивший в движение два трехлопастных воздушных винта противоположного вращения, и ПД Fiat A.30, установленный позади кабины летчика и приводивший во вращение компрессор ВРДК, расположенного в хвостовой части фюзеляжа. Воздух для охлаждения ПД А 30 и питания компрессора ВРДК забирался через верхний воздухозаборник (за фонарем кабины) и два боковых воздухозаборника позади кабины. Однако в связи с выходом Италии из войны проект не реализовывался.

Характеристики Cа 183bis: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД DB 605 мощностью 1250 л. с. и один ВРДК с приводом от ПД Fiat A.30 мощностью 700 л. с., размах крыла – 15,0 м, взлетный вес – 7502 кг, максимальная скорость – 740 км/ч, дальность – 2000 км, вооружение – 1 пушка калибра 30 мм и 4 пушки калибра 20 мм.

Re.2005R

Фирмой «Реджиане» (Officine Meccaniche Reggiane S.A.), в 1935 г. вошедшей в состав фирмы «Капрони», был разработан винтомоторный истребитель Re.2005 Sagittario («Стрелец») с ПД DB 605. Первый полет Re.2005 совершил в сентябре 1942 г., поставки же серийных образцов начались в 1943 г.

Параллельно с этим началась разработка модификации самолета под обозначением Re.2005R, конструктивно подобная самолету Cа 183bis. К основному ПД DB 605 добавили ВРДК с приводом компрессора от дополнительного ПД Fiat A. 20. Предполагалось, что Re.2005R будет способен развивать скорость 750 км/ч на высоте 8000 м. Однако проект из-за выхода Италии из войны не был реализован.

Советский Союз

Су-ВРДК

В октябре 1942 г. ОКБ П.О. Сухого разработало проект экспериментального самолета с ВРДК. Этот самолет был цельнометаллической конструкции с кольцевым воздухозаборником позади кабины летчика. Носовая часть фюзеляжа, в которой располагалась кабина летчика, бортовое оборудование и топливный бак, крепилась к средней части фюзеляжа с помощью шести пилонов, образуя кольцевую щель воздухозаборника.

В средней части фюзеляжа находился ВРДК, состоявший из поршневого двигателя М-62 или М-63, который приводил во вращение двухступенчатый осевой компрессор, секции впрыска и поджига топлива и камеры сгорания с нерегулируемым реактивным соплом в виде трубы, немного уменьшающейся в диаметре к выходному сечению. Шасси было выполнено убирающимся, два основных колеса убирались в центроплан, а хвостовое колесо – в подфюзеляжный гребень-обтекатель. Проект был направлен для рассмотрения в реактивный отдел ЦАГИ, но выданное отрицательное заключение стало причиной прекращения работ по самолету.

С-1ВРДК-1

Проект барражирующего истребителя-перехватчика С-1ВРДК-1 был разработан в ЦАГИ в 1943 г. В носовой части фюзеляжа располагалось входное устройство воздухозаборника с центральным телом, в котором находилась пушка ШВАК. За входным конусом размещался четырехступенчатый компрессор, приводимый во вращение поршневым двигателем М-82 мощностью 1700 л. с.

Сжатый в компрессоре воздух, охлаждая поршневой двигатель, нагревался от него и, смешиваясь с его выхлопом, подавался в камеру сгорания, где и производилось сжигание топлива (бензина). Тяга ВРДК, создаваемая реактивным соплом, должна была регулироваться подачей бензина, оборотами приводного мотора компрессора и продольным перемещением хвостового конуса сопла.

Самолет имел трехопорное шасси с носовым колесом, хвостовое оперение выполнялось разнесенным с двумя вертикальными шайбами. Вооружение состояло из одной пушки ШВАК калибра 20 мм и двух пулеметов БС калибра 12,7 мм. Взлетный вес самолета составлял 6800 кг, расчетная максимальная скорость равнялась 800 км/ч, с этой скоростью самолет мог лететь в течение 15–20 минут. Особенностью самолета было то, что в экономичном режиме работы ВРДК (даже без подачи бензина в камеру сгорания) он мог находиться в воздухе в течение 3–3,5 часа. Проект не реализовывался.

С-2ВРДК-1

В 1943 г. в ЦАГИ также разрабатывался проект двухдвигательного самолета С-2ВРДК-1 с взлетным весом 11 900 кг. В первом варианте самолет имел для привода компрессора поршневой двигатель М-82, во втором – ПД АМ-39Ф мощностью 1620 л. с., который обладал большей по сравнению с М-82 высотностью. Двигатели располагались под крылом самолета.

Предполагалось, что такой самолет сможет достичь максимальной скорости 850 км/ч на высоте 8000 м. Но при этом время барражирования снижалось до 1,5 часа. Это объяснялось тем, что у самолета С-1ВРДК-1 выхлоп газов мотора осуществлялся непосредственно в тракт ВРДК, а выхлоп мотора АМ-39Ф осуществлялся в атмосферу. Проект не реализовывался.

Самолеты с ВМСУ и дополнительным ВРДК

Як-9ВРДК

В феврале 1943 г. был представлен проект модернизированного истребителя Як-9 с ВРДК, выполненный под руководством В.А. Кузнецова. В предложенной схеме использовался ПД М-105 РЕН мощностью 1100 л. с., аналог штатного М-105Ф, но имевший дополнительный редуктор на отбор мощности 250 л. с. для привода компрессора ВРДК. Кроме того, требовалась незначительная переделка силовой фермы фюзеляжа серийного Як-9 для подвески камеры сгорания ВРДК и снятия некоторых элементов вооружения. Задняя часть ВРДК с блоком форсунок и охлаждаемой камерой сгорания диаметром 620 мм должна была крепиться к корпусу на сильфонном обводе, так как при посадке и взлете ее необходимо было поднимать на 7° вверх, чтобы не задевать за грунт.

В результате изучения проекта выяснилось, что установка ПД с дополнительным редуктором требует демонтажа пушки ШВАК, что снижало боевые возможности истребителя, а утяжеление конструкции на 115 кг за счет установки ВРДК и его привода ухудшало вертикальный маневр. Прирост же максимальной скорости Як-9ВРДК составлял всего 80 км/ч в сравнении с серийным Як-9 с ПД. Учитывая незначительный эффект от установки ВРДК, от реализации проекта отказались.

Самолеты ЦАГИ

В октябре 1943 г. в ЦАГИ была закончена работа над двумя проектами самолетов с комбинированной силовой установкой – ПД и ВРДК.

Первый проект представлял собой одноместный истребитель-перехватчик с ПД АМ-39Ф в носовой части, приводящий во вращение воздушный винт. Часть мощности с ПД снималась через редуктор на привод компрессора ВРДК, размещенного в хвостовой части фюзеляжа. Хвостовое оперение было выполнено разнесенным с двумя вертикальными шайбами. Предполагалось, что самолет сможет достичь максимальной скорости 830 км/ч на высоте 8000 м, максимальное полетное время составляло 2,5 часа.

Второй проект представлял собой фоторазведчик без вооружения. Предполагалось помимо ПД АЧ-30Б в носовой части фюзеляжа, вращавшего воздушный винт, установить под консолями крыльев два ВРДК. Турбина, вращающая компрессор ВРДК, приводилась в действие выхлопными газами от ПД, который был дизелем, использовавшимся на тяжелых бомбардировщиках Пе-8 и Ер-2. Выхлопные газы предполагалось по теплоизолированным трубам в носках крыла подводить к ВРДК, размещенным в обтекаемых гондолах. Максимальное полетное время фоторазведчика составляло 3 часа. В случае атаки на него истребителей противника летчик включал ВРДК и на скорости 800 км/ч с набором высоты мог уйти от преследования.

Проекты не реализовывались.

Ла-5ВРДК

В 1944 г. в ЦАГИ на основе серийного истребителя Ла-5 разрабатывался проект истребителя с комбинированной силовой установкой – ПД и ВРДК. Доработка заключалась в установке на вал ПД соосно с воздушным винтом вентилятора, который обдувал ПД. Подогретый при этом воздух вместе с выхлопом ПД подавался в канал, в котором располагались топливные форсунки для впрыска дополнительного топлива и система зажигания. Выход канала заканчивался реактивным соплом, располагавшимся снизу фюзеляжа ближе к хвостовой части. Однако проект был раскритикован и не реализовывался.

МиГ-13 (И-250)

В мае 1944 г. ОКБ А.И. Микояна получило задание на разработку истребителя И-250 с комбинированной двигательной установкой в составе ВК-107А и ВРДК. Проектирование И-250 завершилось к концу ноября 1944 г., а в феврале 1945 г. была уже подготовлена к летным испытаниям опытная машина.

В передней части фюзеляжа самолета располагался двигатель ВК-107Р с трехлопастным воздушным винтом. Он представлял собой модификацию серийного мотора ВК-107А с коробкой приводов для отбора мощности на вращение компрессора ВРДК конструкции К.В. Холщевникова. Камера сгорания ВРДК располагалась за кабиной летчика и заканчивалась в хвостовой части фюзеляжа реактивным соплом с регулируемыми створками. Вооружение истребителя включало три пушки Б-20 калибра 20 мм.

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.