Михаил Козырев - Реактивная авиация Второй мировой войны Страница 23

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.