Германия

Германия

A6

В Ракетном центре в Пенемюнде под обозначением A6 разрабатывался проект сверхзвукового самолета, который В. фон Браун предлагал командованию люфтваффе в качестве высотного фоторазведчика в конце весны 1944 г. Самолет длиной 15,75 м и высотой 4,07 м имел стреловидное крыло размахом 6,33 м, летчик размещался в гермокабине в носовой части фюзеляжа, диаметр фюзеляжа составлял 1,73 м.

В хвостовой части фюзеляжа располагалась комбинированная силовая установка, состоявшая из ЖРД тягой около 12 тс и установленного под ним ПВРД, в качестве окислителя при работе ЖРД предполагался жидкий кислород, а в качестве топлива – метанол. В качестве топлива для ПВРД использовался керосин. Расчетная максимальная скорость самолета составляла 2900 км/ч.

Взлет самолет совершал вертикально, как ракета. После отключения ЖРД в работу вступал ПВРД, и машина осуществляла горизонтальный полет в течение 15–20 минут. Посадка осуществлялась на взлетно-посадочную полосу при помощи выпускаемого колесного шасси. Для уменьшения посадочной дистанции предусматривался тормозной парашют в хвостовой части фюзеляжа. Радиус действия самолета составлял около 800 км, высота полета – до 95 км. Однако это предложение фон Брауна было отвергнуто в RLM.

MGRP

В конце 1944 г. на фирме «Блом и Фосс» под руководством Р. Фогта разрабатывался проект самолета, предназначенного для борьбы с формированиями союзных бомбардировщиков. Проект, получивший обозначение MGRP (Manuell Gesteuerts Raketen-Projektil), предусматривал создание связки из маленького самолета управления и ракеты. Самолет управления, в котором летчик располагался лежа, закреплялся на ракете, и ракета и самолет управления оснащались прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Предполагалось, что вся сцепка будет доставляться в заданный район на самолете Dо 217. На расстоянии около 300 км от цели летчик самолета управления запускал двигатели своей сцепки, после отделения от самолета-носителя сцепка должна была продолжать полет самостоятельно. После нацеливания на строй бомбардировщиков летчик отделял самолет управления от ракеты и возвращался на базу с посадкой на лыжу. Считалось, что взрыв такой ракеты внутри строя приведет к разрушению нескольких машин противника. Однако из-за отсутствия пригодных к эксплуатации ПВРД проект был отклонен специалистами RLM.

Характеристики MGRP: экипаж – 1 человек, размах крыла самолета – 6,0 м и его площадь – 6 м2, длина самолета – 5,0 м, длина ракеты – 8,0 м, высота самолета – 1,62 м, диаметр ракеты – 1,0 м, вес ракеты – 1200 кг, вес самолета управления – 500 кг, вес топлива – 2300 кг, суммарный стартовый вес – 4000 кг, максимальная скорость сцепки – 720 км/ч, дальность с учетом доставки самолетом-носителем Бо 217 – 1000 км.

He P.1080

В марте 1945 г. фирма «Хейнкель» разработала проект Не Р.1080 одноместного самолета-перехватчика, выполненного по схеме «бесхвостка». В корневой части крыла устанавливались два ПВРД Lorin-Rohr. Первоначально предполагалось применить двигатели, работающие на угольной пыли (аналогично самолетам А. Липпиша Li P.12 и Li P.13). Но затем поступило указание RLM о применении ПВРД конструкции доктора О. Зенгера. Диаметр входного устройства этого двигателя был равен 600 мм, диаметр камеры сгорания – 1500 мм, весил двигатель 345 кг. Тяга у земли на скорости 500 км/ч составляла 1170 кгс, а при 1000 км/ч – 4370 кгс.

Перед кабиной летчика размещался радар, а по бокам – две пушки MK 108. Взлет должен был осуществляться с земли на сбрасываемой стартовой тележке с помощью четырех подвесных ускорителей тягой по 1000 кгс каждый (два ускорителя на стартовой тележке, два – под крылом истребителя), посадка – на выдвижную подфюзеляжную лыжу.

Ускорители при взлете работали следующим образом. Когда первая пара ускорителей (на тележке) заканчивала свою работу, тележка сбрасывалась и включалась вторая пара ускорителей (на самолете), и затем после достижения определенной скорости включались ПВРД. Проект не реализовывался, так как конструкция двигателя до конца войны так и не была отработана.

Характеристики Не Р. 1080: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ПВРД тягой по 4300 кгс при скорости 1000 км/ч, размах крыла – 8,9 м и его площадь – 20,0 м2, длина самолета – 8,15 м, максимальная скорость – 1000 км/ч, вооружение – 2 пушки МК 108 калибра 30 мм.

Li P. 01–110/P.01-116

В начале апреля 1939 г. А. Липпиш разработал бесхвостый истребитель Li P. 01–110 с ПВРД, который имел длину 5,58 м, размах крыла 6,00 м и диаметр фюзеляжа 1,25 м. Проект был подобен самолету, который в конечном счете стал Ме 163. В результате дальнейшего изучения стало очевидно, что площадь крыла мала, поэтому проект был переделан в течение лета 1939 г.

Следующий проект под обозначением P. 01–116 выполнялся в трех вариантах. Взлет машины предусматривался при помощи сбрасываемой стартовой тележки и ускорителей, посадка – на подфюзеляжную лыжу.

Первый вариант машины P. 01–116/I, проработанный в апреле 1939 г., имел укороченный фюзеляж и широкое трапециевидное крыло. В качестве силовой установки предполагалось использовать ПВРД в хвостовой части фюзеляжа, входное устройство двигателя располагалось в носовой части. Две пушки устанавливались под кабиной летчика. Третий вариант P. 01–116/III, законченный в июле того же года, имел ПВРД, расположенный в нижней части фюзеляжа, в носовой части снизу устанавливались четыре пушки.

Характеристики P. 01–116/I: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 6,0 м, длина самолета – 5,48 м, высота – 2,72 м, вооружение – 2 пушки МК 103 калибра 30 мм.

Характеристики P. 01–116/III: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 9,0 м, длина самолета – 7,06 м, высота – 3,05 м, вооружение – 2 пушки МК 103 калибра 30 мм.

Li P.12

Проект сверхзвукового истребителя с ПВРД разрабатывался в нескольких вариантах. Номер проекта, Р.12, был взят от самолета с ТРД. Варианты истребителя со стреловидным крылом, которые были закончены к концу 1942 г., оснащались двигателем, работавшим на жидком топливе. Воздухозаборник двигателя располагался снизу в носовой части фюзеляжа, в качестве посадочного устройства использовалась выдвижная подфюзеляжная лыжа. Вооружение состояло из двух пушек MK 103 по бокам кабины летчика.

Более поздние варианты, последние из которых датированы маем 1944 г., представляли собой самолет с треугольным крылом площадью 12 м2, отогнутыми книзу законцовками и лобовыми воздухозаборниками различной формы. Для посадки под фюзеляжем устанавливалась выдвижная лыжа. В качестве одного из вариантов силовой установки предполагалось использовать работающий на мелкодисперсной угольной пыли ПВРД с вращающейся дискообразной камерой сгорания. Запуск истребителя осуществлялся со спины самолета-носителя.

Характеристики Li P.12: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 11,0 м и его площадь – 20 м2, длина самолета – 7,0 м, взлетный вес – 7260 кг, максимальная скорость на высоте 5900 м – 1200 км/ч, дальность (с двумя дополнительными подвесными баками) – 3000 км, вооружение – 2 пушки МК 103 калибра 30 мм.

В 1944 г. номер P.13 присвоили проекту сверхзвукового самолета. Серия продувок моделей Li P.13 была выполнена в сверхзвуковой аэродинамической трубе AVA (Геттинген) при скоростях потока, соответствовавших числам М = 1,0–2,6. Сверхзвуковая машина разрабатывалась в двух версиях – Li P.13a и Li P.13b.

Li P.13a имел толстое треугольное крыло с элевонами и закрылками, большой треугольный киль с рулем направления. Стреловидность по передней кромке крыла и киля составляла 60°. Кабина летчика располагалась спереди в киле, причем остекление фонаря кабины не выступало за его габариты. Силовая установка состояла из двух двигателей: основного ПВРД и вспомогательного ЖРД, располагавшегося в корневой части киля над основным двигателем. Предполагалось взамен остродефицитного в конце войны авиационного топлива использовать для ПВРД уголь.

DM 1

Основной двигатель располагался в центроплане, его воздухозаборник был выдвинут из фюзеляжа вперед. Выходные кромки плоского реактивного сопла были связаны с системой управления и могли отклонять вектор тяги двигателя на определенный угол вверх или вниз. Твердое угольное топливо в форме микрогранул должно было содержаться в цилиндрическом контейнере из проволочной сетки, вращавшейся во время полета вокруг своей вертикальной оси со скоростью 60 оборотов в минуту. Горение угольной пыли инициировалось при помощи газового или жидкого топлива с добавкой окислителя. После начала горения в корзине образовывалась окись углерода, которая затем дожигалась с образованием двуокиси углерода (углекислого газа). Считалось, что запаса угольной пыли в 800 кг будет достаточно для обеспечения полета самолета в течение 45 минут. Взлет Li P.13a должен был выполнять с помощью сбрасываемой стартовой тележки, посадку предполагалось осуществлять на выдвижную подфюзеляжную лыжу.

Li P.13b отличался от предыдущей версии наличием двухкилевого оперения и боковыми воздухозаборниками. Посадка осуществлялась на выдвижную подфюзеляжную лыжу, для боковой опоры использовались отогнутые книзу законцовки крыла.

Чтобы проверить аэродинамику самолета Li P.13a, начиная с 28 ноября 1944 г. в окрестностях Вены было выполнено пятнадцать летных испытаний масштабных моделей самолета. К концу декабря 1944 г. в постройке находился полномасштабный пилотируемый опытный образец в бездвигательном варианте, известный как DM 1 (DM – Darmstadt-Mtinchen) и предназначавшийся для исследования управляемости самолета на малых скоростях. Для сохранения центровки кабину летчика опустили немного вниз и перенесли ближе к носу. Вместо воздухозаборника на DM 1 установили острый носовой обтекатель, остекленный снизу для улучшения обзора летчику. Крыло и киль с фанерной обшивкой имели двухлонжеронную деревянную конструкцию. Машина оборудовалась трехколесным шасси, убиравшимся в крыло.

Предполагалось во время летных испытаний поднимать DM 1 на модифицированном для этой цели самолете-носителе Si 204. Скорость 560 км/ч должна была достигаться в режиме пикирования. Планировалось в дальнейшем установить ракетный двигатель, который позволил бы достигнуть скорости 800 км/ч.

К 3 мая 1945 г. самолет был почти подготовлен к полету, но его захватили американские войска. После войны по требованию американского командования DM 1 достроили немцы, после чего на специально переделанном для этого самолете С-47 аппарат переправили в США. Там он тщательно изучался и проходил летные испытания, а затем был передан в Смитсоновский институт.

В исследовательской программе А. Липпиша было предусмотрено построить еще три подобных аппарата:

– DM 2 должен был представлять собой увеличенную версию DM 1, предназначался для исследования поведения конструкции самолета на больших скоростях;

– DM 3 должен был оснащаться ЖРД HWK 509 A-2, расположенным в центре тяжести самолета, летчик располагался в кабине лежа;

– DM 4 должен был разрабатываться для проведения исследований на больших высотах, характеристики его неизвестны.

Характеристики Li P.13a: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 6,0 м и его площадь – 20 м2, длина самолета – 6,7 м, высота – 3,25 м, взлетный вес – 2295 кг, максимальная скорость на высоте 5900 м – 1200 км/ч, крейсерская скорость – 850 км/ч, вооружение – 2 пушки MK 103 калибра 30 мм.

Характеристики Li P.13b: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 6,9 м, длина самолета – 7,2 м, высота – 2,0 м.

Характеристики DM 1: экипаж – 1 человек, силовая установка – отсутствует, размах крыла – 6,0 м и его площадь – 20,0 м2, длина аппарата – 6,325 м, высота – 3,25 м, вес пустого – 297 кг, взлетный вес – 460 кг, высота отцепки от самолета-носителя – 8000 м, максимальная скорость (при пикировании) – 560 км/ч, посадочная скорость – 72 км/ч, скорость снижения – 6 м/с.

Осенью 1944 г. был разработан проект истребителя Me P.1101L (P.1101/III), оснащенного прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Взлет планировалось осуществлять при помощи восьми твердотопливных стартовых ускорителей тягой по 1000 кгс, после чего в работу должен вступить ПВРД. Вооружение состояло из двух пушек МК 108. Предполагалось, что максимальная скорость на высоте 12 000 м будет составлять 1000 км/ч, скороподъемность – 55,6 м/с, дальность – 400 км, а продолжительность полета – 50 минут, вооружение – 2 пушки МК 108 калибра 30 мм.

Проект легкого истребителя с прямоточным воздушно-реактивным двигателем конструкции О. Зенгера разработан на фирме «Шкода» в феврале 1945 г. Летчик располагался лежа в кабине в носовой части фюзеляжа. Топливные баки размещались в крыле и за кабиной летчика над двигателем. Взлет осуществлялся на сбрасываемой стартовой тележке с помощью стартовых ускорителей, посадка – на выдвижную лыжу. В аварийной ситуации летчик мог сбросить фонарь, после чего ложе вместе с ним выбрасывалось вперед из кабины сжатым воздухом.

Проект выполнен в двух вариантах, незначительно отличавшихся друг от друга, за исключением мест установки пушки MK 108: у версии SK P.14.01 пушка располагалась в верхней части кабины, а ее ствол проходил сквозь остекление, у SK P.14.02 – пушка монтировалась во входном устройстве воздухозаборника. Конец войны прервал дальнейшее развитие проекта самолета.

Характеристики SK P.14.01: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 7,0 м и его площадь – 12,45 м2, длина самолета – 9,85 м, высота – 4,5 м, взлетный вес – 3094 кг, максимальная скорость на высоте 13 000 м – 1000 км/ч, практический потолок – 18 288 м, время подъема на высоту 14 935 м – 6,3 минуты, максимальная продолжительность полета – 45 минут, вооружение – 1 пушка МК 108 калибра 30 мм.

Как уже говорилось выше, доктор О. Зенгер в конце 1930-х гг. работал над ПВРД собственной конструкции. После испытания многочисленных моделей двигателя осенью 1941 г. Зенгер, стремясь доказать правильность своей концепции специалистам RLM, установил полноразмерный ПВРД на автомобиле Опеля. Дальнейшие испытания проводились с двигателем, установленным на самолете Do 17 Z-2, а позднее на самолете Do 217 E-2. Поскольку результаты летных испытаний двигателя оказались достаточно убедительными, 30 ноября 1944 г. RLM выдало Зенгеру задание на разработку проекта истребителя Strahljager («Реактивный истребитель»), оснащенного ПВРД. Однако работа дальше эскизного проекта не продвинулась.

Характеристики Strahljager: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 12,0 м, длина самолета – 10,4 м, взлетный вес – 7000 кг, максимальная скорость – 850 км/ч, дальность – 850 км, практический потолок – 12 000 м, максимальная продолжительность полета – 50 минут.

В июне 1944 г. фирма «Фокке-Вульф» представила в RLM проект истребителя P.188 Strahlrohr-Jager с комбинированной силовой установкой из ПВРД и ЖРД. После изучения проект был принят, а самолету присвоили обозначение Та 283.

Это был одноместный истребитель с двумя ПВРД, установленными по бокам горизонтального хвостового оперения, кабина летчика размещалась у начала киля. В хвостовой части фюзеляжа устанавливался ЖРД HWK 509А-1. Вооружение составляли две пушки МК 108 или МК 103 снизу в носовой части фюзеляжа. ЖРД, предназначавшийся для взлета и набора скорости, развивал тягу 3300 кгс, время его работы составляло 33 секунды. Проект Та 283 был отменен осенью 1944 г.

Характеристики Та 283: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ПВРД и 1 х ЖРД HWK 509А-1, размах крыла – 8,0 м, длина самолета – 11,85 м, взлетный вес – 5400 кг, максимальная скорость – 1100 км/ч, дальность – 700 км, полетное время – 43 минуты, вооружение – 2 пушки МК 108 калибра 30 мм или МК 103 калибра 30 мм.

Данный текст является ознакомительным фрагментом.