Текст книги "Реактивная авиация Второй мировой войны"

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.

Rammrakete/Rammschussjager

В середине августа 1944 г. Хайнц Штокель из фирмы «Блом и Фосс» предложил специалистам RLM проект одноместного перехватчика под названием Rammrakete («Таранная ракета»), который оснащался ракетно-прямоточным двигателем.

Самолет имел в носовой части бронированную кабину летчика, за которой располагался кольцевой воздухозаборник двигателя. В центральном теле канала воздухозаборника, являвшемся продолжением кабины, имелись топливные баки для ЖРД и ПВРД, далее в кольцевом канале трубы ПВРД располагались четыре ЖРД, на некотором расстоянии от ЖРД устанавливался топливный коллектор ПВРД с форсунками, и все это заканчивалось реактивным соплом. Хвостовое оперение самолета в одном из вариантов имело три разнесенных киля, причем нижние части наружных килей выполняли функции хвостовых опор, а в другом варианте – два разнесенных киля. Посадочная лыжа устанавливалась под передней частью фюзеляжа. Первоначально Штокель предложил стреловидное крыло площадью 9 м² для самолета, но позже изменил проект, приняв прямое крыло, как и у крылатой ракеты Fi 103.

Предполагалось, что истребитель во время атаки должен был таранить хвостовое оперение американских бомбардировщиков B-17 или B-24, после чего выйти из атаки и совершить посадку на свой аэродром. Расчетное время подъема таранного истребителя на высоту 13 000 м составляло 90 секунд, дальность действия превышала 200 км, максимальная скорость составляла около 900 км/ч. Истребитель мог запускаться как с самолета-носителя, так и вертикально с земли (аналогично истребителю Ва 349).

Но этот вариант самолета встретил возражения в RLM, поэтому Штокель перепроектировал самолет в Rammschussjager («Таранный стреляющий истребитель»). Во втором варианте самолет имел боеголовку весом 220 кг в носовой части фюзеляжа. При атаке боеголовка, которая представляла собой бомбу класса «воздух – воздух» со специальными взрывателями, отстреливалась в направлении цели, после чего пилот катапультировался вниз из кабины. Перехватчик Rammschussjager должен был применяться в составе комбинации Mistel.

Третье предложение было представлено в министерство авиации 25 августа 1944 г. Улучшенный проект, фактически, немногим отличался от предшественника, но включал модернизированную бронекабину летчика, которая отстреливалась при атаке вместе с летчиком. Самолет имел размах крыла 6,6 м, длину 6,8 м, взлетный вес 3000 кг, из которых 200 кг приходилось на боевую нагрузку – обычную или модифицированную буксируемую бомбу. Истребитель, как ожидалось, будет достигать высоты 10 000 м за 50 секунд, максимальная скорость составляла 1000 км/ч и практический потолок 20 000 м.

В четвертом варианте предполагалось заменить ЖРД батареей РДТТ. Однако, несмотря на заявленные высокие характеристики истребителя, ни один из вариантов проекта Штокеля не был реализован.

Характеристики Rammschussjager II: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х РПД, размах крыла – 7,0 м и его площадь – 10,0 м², длина самолета – 7,2 м, взлетный вес – 3000 кг, вес боеголовки – 200 кг, вес топлива – 1500 кг, максимальная скорость – 990 км/ч, дальность на высоте 10 000 м со скоростью 720 км/ч – 600 км, скороподъемность – 200 м/с.

Fw Triebflugeljager

К сентябрю 1944 г. на фирме «Фокке-Вульф» под руководством Хайнца фон Халема была закончена предварительная проработка конструкции самолета вертикального взлета и посадки, так называемый Fw Triebflugeljager («Истребитель с вращающимся крылом»). Машина, вооруженная двумя пушками MK 103 и двумя пулеметами MG 151 или четырьмя пушками MK 213, установленными с обеих сторон герметичной кабины летчика, предназначалась для выполнения задач перехвата. Особенностью этого самолета являлся вращающийся вокруг фюзеляжа трехлопастный ротор, на конце каждой лопасти которого крепился ракетно-прямоточный двигатель конструкции Отто Пабста, руководителя отдела перспективных разработок фирмы «Фокке-Вульф». Двигатель, разрабатывавшийся с 1941 г., имел диаметр 0,69 м, длину 1,72 м и развивал тягу 840 кгс. Он мог использовать недефицитные виды топлива, включая угольную пыль. Первой ступенью этого двигателя являлся ЖРД HWK 729 максимальной тягой 375 кгс при максимальном времени работы 70 секунд, применявшийся в качестве силовой установки крылатой ракеты Hs 117 (см. ниже). HWK 729, работавший на двухкомпонентном топливе SV (Salbei – смесь 90 % азотной кислоты и 10 % серной кислоты) и B (гидразингидрат), по своим габаритам (диаметр не более 0,3 м и длина не более 1 м) вполне вписывался в габариты РПД О. Пабста. Для увеличения скороподъемности самолета на фюзеляж могли устанавливаться стартовые ускорители HWK 501 тягой до 1500 кгс каждый и временем работы до 30 секунд, после взлета они должны были сбрасываться и приземляться на парашютах для повторного использования.

Самолет на земле стоял вертикально на шасси, состоявшем из основного центрального колеса в хвостовой части фюзеляжа и дополнительных четырех стоек с маленькими колесами, смонтированных на крестообразном хвостовом оперении. В полете дополнительные стойки складывались назад, напоминая бутон тюльпана. Кабина летчика находилась в носовой части фюзеляжа, летчик располагался в кресле. Особенность управления самолетом заключалась в том, что летчик в полете находился в обычном, сидячем, положении, а в режимах взлета и посадки оказывался лежащим на спине.

Взлет осуществлялся следующим образом. Ротор, лопасти которого выставлялись перед взлетом в нулевой угол установки, начинал раскручиваться при помощи работающих ЖРД-ступеней силовой установки. Когда окружная скорость лопастей ротора превышала 300 км/ч, тогда в работу вступали ступени двигателей, работавшие в режиме ПВРД, а ЖРД-ступени выключались. Затем летчик увеличивал угол установки лопастей, и начинался взлет самолета, благодаря подъемной силе ротора и тяге ПВРД. В горизонтальном полете летчик уменьшал угол установки лопастей и уменьшал число оборотов ротора, а управление самолетом осуществлял с помощью хвостовых рулей. Переходные режимы полета представляли большую сложность для летчика, особенно при посадке, которую приходилось осуществлять хвостом вниз.

Рассматривался и более простой вариант самолета, в котором для раскрутки лопастей с установленными на них обычными ПВРД использовались сбрасываемые твердотопливные стартовые ускорители. Проект до конца войны не был реализован.

Следует сказать, что концепция самолета вертикального взлета и посадки, примененная фирмой «Фокке-Вульф» в своем аппарате Triebflugeljager, была впервые предложена академиком Б.Н. Юрьевым еще в 1930-х гг. Под его руководством в Военно-воздушной инженерной академии (ВВИА) им. Н.Е. Жуковского и Московском авиационном институте выполнены исследования различных схем аппаратов, сочетающих свойства вертолетов и самолетов. Результаты исследований были изложены в его монографиях «Геликоптеры» и «Исследования летных свойств геликоптеров», опубликованных в трудах ВВИА в 1935 г. и 1939 г., для обозначения аппаратов этого класса Б.Н. Юрьев применял термин «геликоптеры-аэропланы» (в более позднем употреблении «вертолеты-самолеты»). Все эти аппараты оснащались воздушными винтами, которые могли работать и в режиме несущего винта (как у вертолета). А в 1938 г. немецкий инженер О. Мук, работавший на фирме «Сименс», предложил установить на концах лопастей винта самолета вертикального взлета и посадки реактивные двигатели. Вот это техническое решение и пытались практически реализовать на фирме «Фокке-Вульф».

Характеристики Fw Triebflugeljager: экипаж – 1 человек, силовая установка – 3 х РПД, размах крыла (внешний диаметр ротора) – 11,29 м, длина самолета – 9,15 м, взлетный вес – 5150 кг, максимальная скорость у земли – 925 км/ч, скороподъемность у земли – 125 м/с, вооружение – 2 пушки MK 103 калибра 30 мм и 2 пулемета MG 151/20 калибра 20 мм.

5. Самолеты с пульсирующими воздушно-реактивными двигателями

ПуВРД – бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель периодического действия с теплоподводом к рабочему телу при повышенном давлении газового потока (энциклопедия «Авиация»).

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, по существу, представляет собой трубу, с одного конца закрытую клапанной решеткой. Горючая смесь поджигается внутри трубы посредством запальной свечи. Выделяющиеся при этом продукты сгорания сильно расширяются и истекают через открытый конец трубы. Даже в том случае, когда давление внутри камеры сгорания падает до уровня давления окружающей атмосферы, газы в выхлопном конце трубы обладают достаточным запасом кинетической энергии, чтобы продолжать движение и создавать некоторое разряжение в камере сгорания. Благодаря этому через створчатые клапаны решетки в камеру сгорания поступает новая порция воздуха, а через форсунки – новая порция топлива, и цикл возобновляется.

Изобретать ПуВРД и пытаться приспособить его в качестве силовой установки для летательного аппарата начали еще в середине XIX в. Так, например, в 1865 г. французский ученый и изобретатель Ш. де Луврие предложил проект самолета с воздушно-реактивным двигателем, для которого была характерна прерывистость горения подаваемого топлива, что позволяло ограничить давление в камере сгорания до 5–6 атмосфер и, в отличие от ПВРД, обеспечивало некоторую тягу при взлете. Это был по своей сути пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. Более совершенный проект самолета («Усовершенствованная система воздухоплавания») был разработан в России в 1867 г. Н.А. Телешовым, который планировал установить на самолете ПуВРД, отличавшийся от двигателя де Луврие тем, что пары топлива должны были смешиваться с воздухом еще до поступления в камеру сгорания. Для этого было предусмотрено особое устройство типа современного карбюратора.

В 1906 г. русский инженер В.В. Караводин запатентовал «Аппарат для получения пульсирующей струи газа значительной скорости вследствие периодических взрывов горючих смесей» (привилегия № 15375), а в 1908 г. построил газовую турбину с пульсирующей камерой и успешно провел ее испытания. Через год после работ В.В. Караводина немецкий исследователь Барбецат провел исследования по распределению давления при пульсирующем горении, открыл и описал принцип самовоспламенения в ПуВРД. В том же году французский исследователь Ж. Марконнэ предложил использовать этот двигатель для самолета и получил на это устройство патент. Р. Ледюк в 1930 г. получил патент на конструкцию ПуВРД.

В 1930-х гг. в СССР исследованиями и разработками ПуВРД занималась 3-я бригада ГИРД, возглавляемая Ю.А. Победоносцевым. Для исследования возможности создания пульсирующего ВРД в июне 1933 г. была изготовлена экспериментальная камера сгорания с клапаном ЭК-3. Проведенные в том же году испытания макетного образца двигателя позволили выявить основные задачи, возникающие при конструктивной разработке двигателей такого типа, оценить объем и трудности решения этих задач. В результате было принято решение работы по ПуВРД приостановить в пользу исследования прямоточных ВРД, однако в 1937–1938 гг. все работы по этому направлению были свернуты из-за начавшихся в стране репрессий.

В Советском Союзе работы по ПуВРД возобновились в 1941–1942 гг., в этом направлении работал репрессированный и находившийся в то время в заключении заместитель начальника ЦИАМ профессор Б.С. Стечкин, который являлся создателем теории воздушно-реактивного двигателя. Под его руководством было разработано несколько вариантов ПуВРД, один из которых, под обозначением УС (ускоритель Стечкина), предназначался для самолетов. УС предполагалось устанавливать на самолеты Ту-2 и Пе-8. На тяжелый бомбардировщик Пе-8 предполагалось поставить двенадцать таких ускорителей – по шесть на каждой консоли крыла. Но в 1943 г. после освобождения Б.С. Стечкина из заключения работы по УС были прекращены. В конце войны в Советском Союзе разрабатывалась крылатая ракета 10Х с ПуВРД (аналог немецкой ракеты Fi 103).

В Германии к изучению ПуВРД также приступили в начале 1930-х гг., а уже через десять лет на фирме Argus было освоено серийное производство ПуВРД As 014 и As 044, которые довольно широко использовались в проектах самолетов фирм «Блом и Фосс», «Гота», «Хейнкель», «Хеншель», «Юнкерс» и др. Помимо этого двигатель As 014 использовался в качестве силовой установки немецкой крылатой ракеты Fi 103 (Фау-1).

Исследования в области ПуВРД в начале 1930-х гг. вел и американский пионер ракетной техники Р. Годдард. В 1934 г. он получил патент на конструкцию пульсирующего реактивного двигателя, который имел некоторое сходство с ПуВРД П. Шмидта. Однако Р. Годдарду не удалось заинтересовать своим двигателем военные и промышленные круги США, не получил он также и поддержки от американского правительства для продолжения работ в этом направлении. Разработкой летательных аппаратов с ПуВРД в США занялись только в конце войны, там разрабатывались крылатые ракеты JB-2, JB-10 и др. (о крылатых ракетах см. ниже). В Японии во время войны разрабатывался самолет с ПуВРД, предназначенный для атак летчиков-камикадзе.

Германия

С 1930 г. инженер Пауль Шмидт занимался изучением процессов горения в двигателе, использующем прерывистую подачу топлива и непрерывную подачу сжатого воздуха. В 1931 г. он получил патент на «Метод создания тяги летательного аппарата», в котором и описал принцип действия своего ПуВРД, а в следующем году – патент на «Устройство создания реактивной силы летательного аппарата». Продолжая работы в этой области, Шмидт обосновал применение ПуВРД для крылатой ракеты с расчетной скоростью 800 км/ч, свои предложения он представил к концу 1934 г. в министерство авиации Германии в виде докладной записки. После этого распоряжением министерства его подключили к работе группы профессора Георга Маделунга, занимавшейся созданием планирующих бомб и летающих мишеней для тренировки зенитчиков. Результатом этой совместной работы стал проект планирующей бомбы, оснащенной ПуВРД, который в 1935 г. был представлен специалистам RLM. Однако RLM его отклонило по причине того, что проект «технически сомнительный и неинтересный с тактической точки зрения».

С 1936 г. П. Шмидт работал на фирме «Вальтер», отвечая за направление перспективных исследований, в 1938–1940 гг. он вместе со своими сотрудниками уже проводил стендовые испытания трех опытных ПуВРД с диаметрами трубы 12, 20 и 51 см. Последний из двигателей, имевший длину около 3,5 м, развивал тягу 500 кгс. К концу 1940 г. был готов двигатель SR 500 (Schmidt-Rohr – труба Шмидта), развивавший тягу 550 кгс, а через два года – двигатель SR 700 тягой 750 кгс, выходным диаметром 56,5 см при длине трубы 3,8 м. В середине 1939 г. RLM, учитывая отсутствие соответствующих производственных мощностей у Шмидта, предложило ему передать работы по его ПуВРД на двигателестроительную фирму «Аргус» (Argus Motoren G.m.b.H.), но тот отклонил предложение.

В ноябре 1939 г. «Аргус» получил от RLM контракт на разработку ПуВРД. Группа инженеров «Аргуса» во главе с Фрицем Госслау и Гюнтером Дидрихом, взяв за основу двигатель Шмидта, разработала свою систему непрерывного впрыска топлива в камеру сгорания двигателя, которая разрешала проблему устойчивого горения при подаче топлива с частотой несколько десятков герц. «Аргус» начал проверять новый пульсирующий двигатель на автомобилях в январе 1941 г., а уже 30 апреля состоялся первый полет самолета-биплана Go 145, оснащенного опытным ПуВРД.

Было разработано и испытано множество маленьких экспериментальных ПуВРД, и только в марте 1940 г. RLM организовало в Мюнхене встречу разработчиков из «Аргуса» с П. Шмидтом, который продемонстрировал свой двигатель SR 500. По результатам встречи представители «Аргуса» убедились в преимуществах клапанного входного устройства конструкции Шмидта по сравнению с их собственной конструкцией и в дальнейшем использовали его конструкцию в своих последующих разработках. Эти разработки привели к созданию фирмой «Аргус» двигателя под названием VSR 9a (Versuchs-Schubrohr – экспериментальная тяговая труба) тягой 120 кгс и диаметром трубы 30 см, этот двигатель был испытан 30 апреля 1941 г. в полете, подвешенным под самолетом Go 145.

В ответ на жалобы Шмидта относительно использования его технических решений фирмой «Аргус» RLM в конце 1942 г. предложило Шмидту испытать его SR 700 в аэродинамической трубе LFA. При испытаниях выяснилось, что тяга двигателя составляла только 375 кгс при скорости воздушного потока 350 км/ч. Кроме того, во время испытаний двигатель сильно гудел и создавал такие вибрации, которые угрожали разрушить стендовое оборудование лаборатории LFA. После этого никакие дальнейшие работы с ПуВРД в LFA не проводились. Тем не менее, учитывая заслуги П. Шмидта в этой области, RLM приняло решение – все двигатели, выпускавшиеся фирмой «Аргус», именовать As (Argus-Schmidt), что позднее было узаконено соответствующим приказом. Двигатели As 014 и As 044 довольно широко использовались в проектах самолетов фирм «Блом и Фосс», «Гота», «Хейнкель», «Хеншель», «Юнкерс» и др. Помимо этого двигатель As 014 использовался в качестве силовой установки немецкой крылатой ракеты Fi 103.

В январе 1945 г. Ф. Госслау и П. Шмидт начали изучение возможностей разработки гибридного двигателя на базе ПуВРД и ПВРД. Предполагалось, что этот двигатель, фактически представлявший собой ПВРД с установленным на входе в него ПуВРД (As 014 или As 044), позволит достичь сверхзвуковых скоростей полета. Хотя RLM первоначально проявило большой интерес к результатам предварительных испытаний на моделях, в апреле 1945 г. вышел приказ о немедленной остановке всех работ в этом направлении.

Bv P.213

Летом 1944 г. RLM выпустило технические требования на разработку упрощенного «истребителя-малютки» (Miniaturjager), у которого в качестве силовой установки планировалось применить пульсирующий двигатель. Согласно техническим требованиям в конструкции самолета должен был быть использован минимум дефицитных материалов, не предусматривалось никакого электронного оборудования, преимущество в воздухе перед авиацией противника должно было достигаться за счет выпуска большого числа самолетов. Пилоты, как и в случае с «народным истребителем» Не 162, должны были поставляться молодежной организацией гитлерюгенд.

Фирма «Блом и Фосс» представила на конкурс проект Bv P.213 Miniaturjager («Миниатюрный истребитель»). Это был одноместный истребитель с пульсирующим двигателем As 014 тягой 350 кгс, установленным под хвостовой балкой, воздухозаборник двигателя располагался в носовой части фюзеляжа, хвостовое оперение самолета выполнялось V-образным. Фюзеляж истребителя был выполнен из тонколистовой брони, позади кабины летчика размещался топливный бак емкостью 420 л. Крыло и хвостовое оперение изготавливались из древесины.

Двигатель As 014 представлял собой трубу длиной 3,6 м, состоящую из входного устройства с клапанной решеткой, камеры сгорания с топливными форсунками и свечей зажигания и выхлопной трубы. Работал он следующим образом. При поджиге образовавшейся в результате подачи топлива горючей смеси происходил взрыв, возрастало давление в камере сгорания и клапаны на решетке закрывались. Продукты сгорания выбрасывались в выхлопную трубу и истекали из нее в атмосферу в виде реактивной струм. В результате выгорания топливной смеси давление в камере падало ниже атмосферного, клапаны открывались, и в камеру поступала новая порция воздуха, происходил новый взрыв и цикл повторялся с частотой 60–70 Гц. Передняя часть двигателя присоединялась к каналу воздухозаборника при помощи резиновой проставки, которая предназначалась для демпфирования колебаний двигателя при его работе, корпус двигателя кронштейнами крепился к хвостовой балке.

Поскольку двигатель мог начать свою работу только в условиях набегающего потока воздуха, взлет самолета должен был осуществляться с катапульты или с помощью стартовых ракетных ускорителей. Для взлета и посадки самолета предусматривалось трехстоечное шасси, основные стойки убирались вперед, а передняя стойка – назад с поворотом на 90°. Уборка и выпуск шасси осуществлялись от баллона сжатого воздуха или вручную. В носовой части фюзеляжа устанавливалась пушка MK 108 с боезапасом в 135 снарядов. Проект был прекращен из-за отмены программы в декабре 1944 г.

Характеристики Bv P.213: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПуВРД As 014 тягой 350 кгс, размах крыла – 6,0 м и его площадь – 5,0 м², длина самолета – 6,2 м, высота – 2,28 м, взлетный вес – 1280 кг, максимальная скорость у земли – 705 км/ч, максимальная скорость на высоте 6000 м – 625 км/ч, скороподъемность у земли – 18,9 м/с, радиус действия – 170 км, практический потолок – 7700 м, вооружение – 1 пушка МК 108 калибра 30 мм.

DVL Jagdsegler

Первоначально машина разрабатывалась в DVL (Немецкий авиационный научно-исследовательский институт) в качестве планера-истребителя. Однако позже технические требования были изменены, а проект перенацелили на разработку бортового истребителя-бомбардировщика в рамках программы Miniaturjager. Самолет, получивший обозначение Jagdsegler («Планер-истребитель»), был выполнен в основном из дерева, имел прямое крыло и разнесенное хвостовое оперение, мог нести под крылом две бомбы SC 250 весом по 250 кг каждая. Пульсирующий двигатель As 014 располагался сверху хвостовой части фюзеляжа в полуутопленном положении, а козырек воздухозаборника выступал вверх над средней частью фюзеляжа. Летчик размещался в бронированной кабине лежа, под фюзеляжем располагалась выдвижная посадочная лыжа.

Предполагалось, что планер-истребитель будет подниматься в воздух с помощью самолета-носителя (Ta 152, Ta 154, He 219, Ju 188, Me 210 и Ме 410), после чего в автономном полете он должен был сбросить бомбы на строй союзных бомбардировщиков. Проект не был принят.

Характеристики Jagdsegler: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПуВРД As 014 тягой 350 кгс, размах крыла – 5,0 м и его площадь – 3,5 м², длина самолета – 3,0 м, размах хвостового оперения – 1,25 м, диаметр фюзеляжа – 0,625 м, полетный вес – 640 кг, вес топлива – 160 кг, максимальная скорость – 900 км/ч, время полета – до 90 минут, вооружение – две бомбы SC 250.

Go 345B

В 1944 г. фирма «Гота» разработала проект планера Go 345. Первый вариант планера, Go 345А, предназначался для перевозки военных грузов. Он выполнялся по нормальной схеме, имел грузовой отсек размерами 4,06 х 1,33 х 1,56 м, экипаж располагался в кабине в передней части фюзеляжа. Второй вариант планера, Go 345В, имел силовую установку из двух ПуВРД As 014, установленных под крылом, он предназначался для перевозки 10 десантников. Проект не был реализован до конца войны.

Характеристики Go 345В: экипаж – 2 человека, силовая установка – 2 х ПуВРД As 014 тягой по 350 кгс, размах крыла – 21,0 м и его площадь – 49,9 м², длина самолета – 13,0 м, высота – 4,2 м, вес пустого – 2470 кг, взлетный вес – 6000 кг, максимальная скорость у земли – 310 км/ч.

He 162B

За основу при разработке истребителя Не 162B был взят самолет Не 162A. Все изменения, фактически, свелись к замене турбореактивного двигателя BMW 003 пульсирующим двигателем. Самолет начали разрабатывать в январе 1945 г. в двух вариантах.

Не 162B-1 имел два рядом расположенных пульсирующих двигателя As 014, установленных сверху фюзеляжа ближе к хвосту. В качестве вооружения должны были устанавливаться две пушки MK 108 или MG 151.

He 162B-2 отличался от предыдущего варианта тем, что предполагалось установить один пульсирующий двигатель As 044 тягой 500 кгс.

Оба варианта самолета оснащались двумя стартовыми ускорителями. Всего до конца войны успели построить два опытных образца Не 162B-1, один из которых испытывался в полете в конце марта 1945 г., а второй в разрушенном состоянии был обнаружен наступавшими союзническими войсками.

Характеристики Не 162B-1: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ПуВРД As 014 тягой по 350 кгс, размах крыла – 7,2 м и его площадь – 11,15 м², длина самолета – 9,0 м, высота – 2,55 м, взлетный вес – 3300 кг, максимальная скорость у земли – 810 км/ч, скороподъемность у земли – 1098 м/мин, практический потолок – 8000 м, дальность – 410 км, вооружение – 2 пушки МК 108.

Характеристики Не 162B-2: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПуВРД As 044 тягой 500 кгс, размах крыла – 7,2 м и его площадь – 11,15 м², длина самолета – 9,0 м, высота – 2,55 м, взлетный вес – 2900 кг, максимальная скорость у земли – 710 км/ч, скороподъемность у земли – 720 м/ мин, практический потолок – 6500 м, дальность – 380 км, вооружение – 2 пушки MK 108 калибра 30 мм или 2 пулемета MG 151/20 калибра 20 мм.

Не P.1077 Romeo

Проект фирмы «Хейнкель» Не P.1077 Romeo являлся переделкой ракетного перехватчика Не P.1077 Julia, вместо ЖРД над фюзеляжем в хвостовой части устанавливался ПуВРД As 014. Самолет разрабатывался в августе 1944 г. в двух вариантах (P.1077 Romeo I и Romeo II), различавшихся только размахом крыла. Он имел трапециевидное двухлонжеронное деревянное крыло с отогнутыми вниз законцовками, деревянный фюзеляж и разнесенное вертикальное хвостовое оперение, также выполненное из дерева. В качестве посадочных устройств использовались две выдвигавшиеся подфюзеляжные лыжи. Летчик в кабине располагался сидя, в хвостовой части фюзеляжа предусматривались узлы крепления для стартовых ускорителей.

Вооружение обоих вариантов машины состояло или из двух пушек MK 108, установленных по бокам кабины в обтекателях, или из ракет R4M, которые должны были размещаться в двух подкрыльевых контейнерах. В качестве альтернативы рассматривалась установка упрощенных контейнеров с бомбами для автоматической бомбардировки формирований союзных бомбардировщиков. До конца войны ни одной опытной машины не было построено.

Характеристики Не P.1077 Romeo: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПуВРД As 014 тягой 350 кгс, размах крыла – 4,6 м и его площадь – 7,2 м², длина самолета – 6,8 м, высота – 1,0 м, взлетный вес – 1795 кг, максимальная скорость – 980 км/ч, вооружение – 2 пушки MK 108 калибра 30 мм или ракеты R4M калибра 55 мм.

Hu Schlachtflugzeug

В марте 1945 г. В. Хюттер представил в RLM проект одноместного штурмовика с двумя ПуВРД As 044 по бокам фюзеляжа. Самолет, выполненный из дерева и металла, имел мотыльковое хвостовое оперение и подфюзеляжную посадочную лыжу. Летчик располагался в кабине сидя. Взлет самолет осуществлял на жестком буксире за самолетом-буксировщиком или с взлетной рампы при помощи стартовых ускорителей. Вооружение состояло из двух пушек и 24 ракет. Проект не реализовывался.

Характеристики Hti Schlachtflugzeug: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ПуВРД As 044 тягой по 500 кгс, размах крыла – 7,35 м, длина самолета – 6,85 м, вес (без двигателей и вооружения) – 680 кг, продолжительность полета – 40 минут, вооружение – 2 пушки MK 108 калибра 30 мм и 24 ракеты R4M калибра 55 мм.

Ju EF 126

Проект одноместного самолета Ju EF 126 с ПуВРД разрабатывался на фирме «Юнкерс» в двух вариантах. Штурмовик Ju EF 126/I Elly оснащался двигателем As 014 и имел колесное шасси. Объектовый истребитель-перехватчик Ju EF 126/II Lilly, оснащенный более мощным двигателем As 044, имел вместо колесного шасси две посадочные лыжи и фюзеляж большей длины. Для взлета устанавливались два ускорителя тягой по 1000 кгс каждый и трехколесное шасси, сбрасываемое после взлета.