Реактивная авиация Второй мировой войны

После окончания испытаний планеров «Мицубиси» приступила к постройке двух опытных образцов J8M. Истребитель J8M во многом походил на Me 163, но был легче почти на 400 кг по причине отсутствия бронезащиты в кабине летчика и уменьшенного веса вооружения. Km-200 и J8M отличались друг от друга только вооружением. Армейский самолет имел две 30-мм пушки Хо-105 (скорострельность 450 выстрелов в минуту, начальная скорость снаряда 700 м/с), в то время как J8M был вооружен двумя 30-мм пушками тип 5 (скорострельность 400 выстрелов в минуту, начальная скорость снаряда 740 м/с).

Еще только строились три прототипа машины, но уже был разработан план, согласно которому к марту 1945 г. должны быть построены 155 серийных машин, а к сентябрю 1945 г. поставлены еще 1145. В конечном счете к марту 1946 г. планировалось иметь на вооружении 3600 самолетов J8M.

Помимо этого фирму «Мицубиси» назначили головным предприятием по созданию японской версии немецкого двигателя HWK 509A, в помощь сотрудникам фирмы туда были переведены специалисты из отдела двигателей I армейского авиационно-технического арсенала. Японский двигатель получил обозначение KР 10, но был также известен как «Токо» Ро.2. Компоненты для двигателя KР 10 изготавливались четырьмя фирмами – «Хитачи», «Исикаваджима», «Мицубиси» и «Васимо». Двигатель «Токо» Рo.2 развивал тягу ниже, чем оригинал, и работал на компонентах топлива T-Stoff и C-Stoff, известных в Японии как «Ko» и «Оцу» соответственно.

В начале января 1945 г. безмоторный образец ракетного перехватчика был поднят в воздух на буксире за самолетом B6N1. Перехватчик имел флотское обозначение J8M1 «Сюсуй» («Острый меч») (экспериментальный ракетный перехватчик морской) и армейское обозначение Км-200 «Сюсуй» (экспериментальный ракетный перехватчик армейский). Параллельно с проведением испытаний перехватчика велась подготовка армейских и морских пилотов для полетов на нем. Одним из первых подразделений, которое должно было перевооружиться на J8M1, была 312-я авиагруппа флота. Фирмы «Мицубиси», «Фуджи хикоки» и «Нисан дзидоса» готовились к массовому производству J8M1 и его варианта J8M2, который отличался от J8M1 снятием одной из пушек типа 5 для некоторого увеличения запаса топлива.

Первая опытная машина J8M1 в июне 1945 г. приступила к полетам на буксире с включением двигателя в воздухе. 7 июля 1945 г. самолет под управлением летчика-испытателя Тоёхико Инузуки совершил самостоятельный взлет с аэродрома. После сброса стартовой тележки самолет начал набор высоты под углом примерно 45°, но на высоте 400 м вдруг заглох двигатель, потерявший скорость самолет нырнул вниз, ударился о землю и разрушился. Тяжело раненного летчика извлекли из разрушенного самолета и отправили в госпиталь, но на следующий день он скончался от полученных ран.

После расследования причин катастрофы пришлось на шестом и седьмом опытных самолетах срочно переделывать топливную систему. Было принято решение возобновить летные испытания в конце августа, но окончание войны остановило все работы. К тому времени, кроме семи построенных машин, одна из которых должна была стать Км-200, в сборке находилось еще шесть самолетов. Кроме этого, незавершенным остался проект самолета J8M2.

Характеристики J8M1: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД «Токо» Ро.2 тягой 1500 кгс, размах крыла – 9,5 м и его площадь – 17,73 м

, длина самолета – 6,05 м, высота – 2,7 м, вес пустого – 1505 кг, взлетный вес – 3885 кг, максимальная скорость – 900 км/ч на высоте 10 000 м, время набора высоты 10 000 м – 3,5 минуты, практический потолок – 12 000 м, время работы двигателя – 5,5 минуты, вооружение – 2 пушки типа 5 калибра 30 мм.

Характеристики Км-200: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД «Токо» Ро.2 тягой 1500 кгс, размах крыла – 9,47 м и его площадь – 17,6 м

, длина самолета – 5,88 м, высота – 2,68 м, вес пустого – 1505 кг, взлетный вес – 3870 кг, максимальная скорость – 900 км/ч на высоте 10 000 м, время набора высоты 10 000 м – 3,5 минуты, практический потолок – 12 000 м, время работы двигателя – 7 минут, вооружение – 2 пушки типа 5 калибра 30 мм.

Ки-202

Так как армейскую авиацию изначально не устраивал самолет Km-200, то было принято решение проектировать новый самолет с увеличенным запасом топлива. Поэтому в начале 1945 г. на фирме «Рикугун кокугидзицу кенкуидзо» началась разработка собственного ракетного самолета армии под обозначением Km-202 «Сюсуй-KaM» с использованием Ме 163 в качестве прототипа.

Длина фюзеляжа по сравнению с Km-200 была увеличена, чтобы обеспечить место для больших топливных баков. Предполагалось также поставить новый улучшенный двигатель, рассматривались два основных варианта. Первый был «Токо» Ро.2 (KР 10), который использовался в Km-200, но со второй камерой сгорания, обеспечивавшей дополнительно 400 кгс тяги. Другой двигатель был ХР 20 (по всей видимости, это был японский вариант немецкого ЖРД HWK 509C), который известен как «Мицубиси» «Токо» Ро типа 2 тягой 2000 кгс, и он был оснащен камерой сгорания для крейсерского полета. Как и Km-200, Km-202 сохранил подфюзеляжную лыжу, хвостовое колесо и должен был взлетать на двухколесной сбрасываемой тележке. В качестве вооружения намечено было использовать две 30-мм пушки Хo-155.

Предполагалось, что проект Km-202 будет закончен к февралю 1945 г. с началом постройки первого опытного образца сразу же после этого. Первый испытательный полет намечался на август 1945 г. Однако когда война закончилась, не был построен даже полноразмерный деревянный макет.

Характеристики Км-202: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД «Токо» Ро. типа 2 тягой 2000 кгс, размах крыла – 9,72 м и его площадь – 18,39 м

, длина самолета – 7,68 м, высота – 2,74 м, вес пустого – 1619 кг, взлетный вес – 3384 кг, максимальная скорость – 900 км/ч на высоте 10 000 м, время набора высоты 10 000 м – 3,5 минуты, практический потолок – 12 000 м, вооружение – 2 пушки Хо-155 калибра 30 мм.

«Синрю»/«Дзинрю»

В ноябре 1944 г. I морской авиационно-технический арсенал начал изучение возможности создания планера для летчиков-камикадзе, который, будучи оснащен ракетными двигателями и 100-кг зарядом в носовой части фюзеляжа, мог осуществлять атаки союзнических судов или танков. Планер создавался на фирме «Кайгун коку джидзюцу-со дайчи» в Йокосуке. Проект был готов к маю 1945 г., постройка первого опытного образца шла на фирме «Мизуно». Планер, практически полностью выполнявшийся из дерева, представлял собой высокоплан с широким прямым крылом небольшого размаха, такую конструкцию специально разрабатывали для неопытных пилотов. Ракетные двигатели подвешивались под крылом, летчик сидел в открытой кабине.

В результате изучения проекта комиссия пришла к выводу о том, что его надо переделывать. После его переделки началась работа над модифицированным планером, который к середине июня 1945 г. получил обозначение «Дзинрю», постройка опытного образца шла на фирме «Мизуно».

Летные испытания первого опытного образца в планерном варианте начались в середине июля 1945 г. на аэродроме в Исиоке (приблизительно 90 км к северо-востоку от Токио). «Дзинрю» буксировался в воздух самолетом «Тачикава» Km-9.

После завершения первого этапа испытаний планер оснастили силовой установкой из трех ЖРД «Токо» Ро.1 типа 1 суммарной тягой 400 кгс, время работы двигателей составляло 10 секунд. Испытания выявили два серьезных недостатка двигателей. Первым было низкое качество, которое приводило к многочисленным отказам двигателей. Вторым недостатком была несогласованность времени горения двигателей в одной связке, что приводило к проблемам, связанным с управляемостью самолета. По результатам испытаний были выданы рекомендации об оснащении аппарата шестью двигателями со временем работы 30 секунд. С такой силовой установкой расчетная максимальная скорость составляла 750 км/ч, а «Дзинрю» мог бы использоваться не только против танков и судов, но и против американских бомбардировщиков B-29.

Хотя уже было построено пять опытных образцов «Дзинрю», было принято решение пересмотреть концепцию применения самолета и переработать проект. В рамках нового проекта началась разработка истребителя-перехватчика, получившего обозначение «Синрю» («Божественный дракон»). Самолет выполнялся по схеме «утка» (с передним горизонтальным оперением), имел стреловидное крыло и оснащался силовой установкой в хвостовой части фюзеляжа. Пилот размещался в закрытой кабине в носовой части самолета. Силовая установка состояла из четырех ЖРД «Токо» Ро.1 типа 2, каждый двигатель имел время горения 30 секунд, и все вместе они развивали тягу до 600 кгс. Два двигателя должны были использоваться для разгона истребителя после его отцепки от носителя, в то время как другие два двигателя должны были использоваться при атаке цели.

Шасси имело три фиксированные стойки с лыжами. Носовая лыжа имела амортизатор, чтобы демпфировать нагрузки во время приземления. Под каждой консолью крыла была основная лыжная стойка с распорками, на ней крепилась батарея из четырех реактивных снарядов. Для взлета «Синрю» должен был использовать двухколесную сбрасываемую тележку. Окончание военных действий в августе 1945 г. прервало дальнейшую работу над проектом.

Характеристики «Синрю»: экипаж – 1 человек, силовая установка – 4 х ЖРД «Токо» Ро.1 типа 2 суммарной тягой 600 кгс, размах крыла – 7,0 м и его площадь – 11,0 м

, длина самолета – 7,6 м, высота – 1,8 м, вес боеголовки – 100 кг (или 8 неуправляемых ракет).

3. Самолеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями

Энциклопедия «Авиация» определяет прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) как «бескомпрессорный ВРД, в котором сжатие воздуха производится за счет кинетической энергии набегающего потока атмосферного воздуха». В ПВРД атмосферный воздух попадает во входное устройство двигателя со скоростью, равной скорости полета, сжимается за счет скоростного напора и поступает в камеру сгорания. Впрыскиваемое топливо сгорает, повышая теплосодержание потока, а продукты сгорания истекают через реактивное сопло со скоростью больше скорости полета, за счет чего и создается реактивная тяга ПВРД.

Положительное качество ПВРД заключается в том, что конструктивно он очень прост и не имеет движущихся деталей. Однако его недостатком является то, что он может работать только после достижения определенной минимальной скорости полета, а этой скорости можно достичь только с использованием какого-либо другого двигателя или ускорителя, например РДТТ или ЖРД.

Первый ПВРД был предложен в 1913 г. французом Рене Лореном, который затем получил патент на свое устройство, однако все попытки построить прототип двигателя у него завершились неудачей.

Два года спустя, в 1915 г., венгерский изобретатель Альберт Фоно предложил австро-венгерской армии артиллерийский снаряд с ПВРД, но его предложение было отклонено. После окончания Первой мировой войны А. Фоно вернулся к проблеме ПВРД, в мае 1928 г. он начал процедуру патентования конструкции воздушно-реактивного двигателя для высотного сверхзвукового самолета. После тщательного изучения материалов заявки в 1932 г. ему был выдан немецкий патент № 554906.

Большой вклад в дело изучения и создания ПВРД внесли советские ученые и инженеры. Так, в 1922 г. Ф.А. Цандер предлагал применять ПВРД в больших крылатых летательных аппаратах для облегчения их взлета с поверхности земли. Он считал, что использование в качестве окислителя атмосферного кислорода дает весьма существенную экономию в весе и габаритах летательного аппарата. О целесообразности применения ПВРД в качестве силовой установки космического корабля писал в 1924 г. К.Э. Циолковский в своем труде «Космический корабль». В 1929 г. Б.С. Стечкин впервые опубликовал разработанную им теорию ВРД (Стечкин Б.С. Теория воздушного реактивного двигателя // Техника воздушного флота. 1929. № 2) и впервые доказал практическую возможность создания ПВРД.

В Советском Союзе практические работы по ПВРД начались с 1933 г. в ГИРД, а после слияния ГИРД и ГДЛ в РНИИ НКТП под руководством Ю.А. Победоносцева и М.С. Кисенко. 19 мая 1939 г. были проведены официальные испытания двухступенчатой ракеты Р-3 конструкции И.А. Меркулова (пороховая первая ступень и прямоточный воздушнореактивный двигатель на второй ступени), после которых в отделе специальных конструкций (ОСК) завода № 1 им. Авиахима под руководством И.А. Меркулова началось создание авиационных ПВРД. В 1939 г. М.М. Бондарюк из ОКБ-3 НИИ ГВФ впервые испытал экспериментальный дозвуковой ПВРД.

Во Франции разработками первых ПВРД занимался Р. Ледюк в 1933–1938 гг. В Германии к разработке ПВРД приступили позже, чем в СССР и Франции, в конце 1930-х гг. над ПВРД собственной конструкции начал работать доктор Ойген Зенгер, а с 1941 г. – доктор Отто Пабст, работавший в то время на фирме «Фокке-Вульф». До конца войны немецкие авиафирмы разработали несколько проектов боевых самолетов с ПВРД: Li P.12, Не Р.1080, Та 283, SK P.14, Ме 262L и др.

В Японии фирма «Каяба» изучала ПВРД с 1937 г., а в 1943 г. приступила к разработке объектового перехватчика «Кацуодори», оснащенного двигателем этого типа.

Советский Союз

Самолеты с ВМСУ и дополнительными ПВРД

ИВС

В 1937 г. в Отделе специальных конструкций (ОСК) под руководством А.Я. Щербакова начались работы над проектом высотно-скоростного истребителя ИВС, оснащенного поршневым двигателем М-120 мощностью 1650 л. с. Летом 1939 г. И.А. Меркулов предложил применить ПВРД на самолетах с поршневыми двигателями в качестве «дополнительного мотора», позволяющего летчику этого самолета в случае необходимости увеличить скорость полета. Ему было предложено установить ПВРД собственной разработки на истребитель ИВС, в связи с чем в проект ИВС внесли соответствующие изменения.

Доработанный истребитель имел в хвостовой части фюзеляжа дополнительный двигатель ДМ тягой 120 кгс. В полете воздух для ПВРД поступал в него через подфюзеляжный радиатор охлаждения основного двигателя. В качестве топлива для ПВРД использовался бензин из основной топливной системы, впрыскивавшийся в камеру сгорания. Расчетные характеристики самолета были следующими: максимальная скорость без включения ПВРД – 700 км/ч, максимальная скорость с включенным ПВРД – 825 км/ч, практический потолок без включения ПВРД – 12 000 м, практический потолок с включением ПВРД – 14 000 м.

Полет самолета ИВС предполагалось осуществлять методом «воздушной цепочки», то есть на одном буксире с промежуточными планерами за самолетом-буксировщиком. При таком методе ИВС поднимался на большую высоту, и после отцепки в планирующем режиме развивал скорость, при которой включался и устойчиво работал ПВРД. Хотя ВВС и проявили интерес к такому истребителю в сентябре 1940 г., однако начавшаяся вскоре война изменила планы, поэтому проект не реализовывался.

И-15бис

Несмотря на неудачу с ИВС, И.А. Меркулов продолжал работу над совершенствованием ПВРД. В соответствии с приказом Наркомата авиационной промышленности он продолжал сотрудничество с ОСК в плане испытаний своих новых ПВРД на истребителе-биплане И-15бис (И-152).

В декабре 1939 г. начались летные испытания серийного истребителя И-152 № 5942 с двумя дополнительными ПВРД ДМ-2, установленными на месте бомбовых держателей под нижним крылом. По сравнению с предшественником ДМ-2 был больше в габаритах (диаметр 0,4 м, длина 1,5 м, вес 19 кг) и имел тягу 100 кгс. Первый полет самолета с включением ПВРД состоялся 27 января 1940 г. в НИИ ВВС. Подача бензина в оба ПВРД осуществлялась из модифицированной основной топливной системы самолета. Общий запас бензина в системе обеспечивал продолжительность полета самолета не более 35 минут с кратковременными включениями обоих ДМ-2. Испытания истребителя продолжались до конца июня 1940 г., всего было выполнено 54 полета, прирост максимальной скорости полета с работающими ПВРД составил 18–20 км/ч.

Характеристики И-15бис: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД М-25В мощностью 750 л. с. и 2 х ПВРД ДМ-2 тягой по 100 кгс, размах верхнего крыла – 10,2 м, размах нижнего крыла – 7,5 м, площадь крыльев – 22,5 м

, длина самолета – 6,18 м, высота – 3,0 м, вес пустого – 1310 кг, взлетный вес – 1730 кг, максимальная скорость – 370 км/ч, скороподъемность – 746 м/мин, практический потолок – 9000 м, дальность – 530 км, вооружение – 4 пулемета ШКАС калибра 12,7 мм.

И-153

В сентябре 1940 г. в ОСК начались испытания серийного истребителя И-153 (№ 6034), оснащенного двумя дополнительными ПВРД ДМ-2 под нижним крылом, первый полет состоялся 3 сентября. Средний прирост скорости при включении ДМ-2 в полете составил около 30 км/ч. К началу октября на самолет поставили более мощные двигатели ДМ-4 (диаметр 0,5 м, длина 1,98 м, вес 30 кг) и герметичную кабину летчика, доработанный самолет впервые поднялся в воздух 3 октября 1940 г. Летные испытания, в ходе которых выполнено 20 полетов, показали, что самолет И-153 при полете на высоте 2000 м при работе ПВРД увеличивает свою максимальную скорость с 389 до 440 км/ч, то есть максимальная скорость полета возрастает на 51 км/ч.

Результаты испытаний признали успешными, а в январе 1941 г. НКАП принял решение продолжить работы по развитию ПВРД и их применению, для этой цели организовали опытную базу по герметичным кабинам и реактивным двигателям около станции Владыкино под Москвой. К постройке опытной базы приступили во втором квартале 1941 г., но началась война, поэтому все работы в этом направлении были прекращены.

Характеристики И-153: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД М-26В мощностью 750 л. с. и 2 х ПВРД ДМ-4, размах верхнего крыла – 10,0 м, размах нижнего крыла – 7,5 м, площадь крыльев – 22,1 м

, длина самолета – 6,1 м, высота – 3,0 м, вес пустого – 1348 кг, взлетный вес – 1859 кг, максимальная скорость – 415 км/ч, скороподъемность – 862 м/мин, практический потолок – 10 700 м, дальность – 625 км, вооружение – 4 пулемета ШКАС калибра 12,7 мм или 2 пушки ШВАК калибра 20 мм.