Эта книга находится в разделах

Список книг по данной тематике

Реклама

Михаил Козырев.   Реактивная авиация Второй мировой войны

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.

загрузка...
Другие книги по данной тематике

Константин Рыжов.
100 великих библейских персонажей

Михаил Шойфет.
100 великих врачей

Борис Александрович Гиленсон.
История античной литературы. Книга 2. Древний Рим

Карл Расселл.
Ружья, мушкеты и пистолеты Нового Света. Огнестрельное оружие XVII-XIX веков

Николай Непомнящий.
100 великих загадок русской истории
e-mail: historylib@yandex.ru