Самолеты с жидкостно-ракетными двигателями

Размещено на http://www.allbest.ru

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

ДИСЦИПЛИНА «ОСНОВЫ АВИАЦИОННОЙ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ»

РЕФЕРАТ НА ТЕМУ:

Самолеты с жидкостно-ракетными двигателями

Выполнила: студентка 10-101

Кузнецова А.К.

Проверил: доцент кафедры 602

Парафесь С.Г.

Москва, 2009

ПЛАН

Вступление

Жидкостные ракетные двигатели.

Первые самолеты с ЖРД

Заключение

ВСТУПЛЕНИЕ

Первые проекты реактивных самолетов были разработаны еще в середине 60-х гг. XIX века. До появления этих проектов предлагались к использованию модели самолетов с реактивными двигателями.

Самые первые мысли о создании летающей модели с реактивным двигателем были высказаны в 1835г. в работах Г. Робенштейна и Ф. Мартиса. Что интересно, эти работы были опубликованы не только одновременно, но и в одном и том же городе - Нюрберге.

У Г. Робенштейна о модели с реактивным двигателем (РД) говорилось так: «При опыте в малом виде не требуется никакого особенного снаряда для отталкивательной силы. Нужно заключить в сжатом пространстве угольную кислоту, обладающую при обыкновенной температуре 40 или 44 атмосферами упругости, и выпускаемую из отверстия, которое можно произвольно уменьшать или увеличивать».

У Ф. Маттиса в качестве РД предлагалась пороховая ракета. Он указывал на возможность применения такого двигателя для полета воздушного змея, а также упоминал о возможности создания на этом принципе пилотируемого летательного аппарата. Сегодня не известно о реализации указанных предложений.

В 20-е годы ХХ века идеи использования реактивных двигателей на крылатых летательных аппаратах в России выдвигались Фридрихом Артуровичем Цандером, который в 1924 г. в своей работе «Перелеты на другие планеты», опубликованной в журнале «Техника и жизнь», прямо предложил применять крылья на ракетных летательных аппаратах.

Аналогичное предложение мы встречаем также в работе К. Э. Циолковского «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1926), где он упоминает об использовании подъемной силы крыльев для уменьшения тяги ЖРД.

ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ.

Под влиянием идей Ф.А. Цандера и К.Э. Циолковского, а также благоприятных технических перспектив в создании ЖРД, вычисленных при расчетах летных характеристик самолетов с ЖРД, советские специалисты пришли к выводу, что пределы применения поршневых двигателей по скорости и высоте могут быть преодолены применением ЖРД.

Жидкостный ракетный двигатель - ракетный двигатель, работающий на жидких компонентах топлива. ЖРД в общем случае состоит: из одной или нескольких камер, агрегатов системы подачи и автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Агрегаты автоматики ЖРД входят в совокупность устройств, обеспечивающих управление, регулирование и обслуживание ЖРД. ракетный самолет циолковский ЖРД

Двигательная установка с ЖРД состоит из следующих основных частей: одного или нескольких ЖРД, баков с рабочим телом, агрегатов наддува топливных баков или вытеснительной подачи топлива, рулевых приводов, магистралей соединяющих двигатели с баками, и вспомогательных устройств, автоматики, предназначенной для регулирования, как отдельных узлов ЖРД, так и двигательной установки в целом.

Для работы ЖРД необходимо на борту летательного аппарата иметь рабочие тела, способные вступать в химические экзотермические реакции, т.е. реакции с выделением тепла. Если в результате разложения вещества выделяется тепло, то говорят об унитарном топливе. Наиболее распространены двухкомпонентные топлива, горючее и окислитель которых смешиваются только в камере сгорания.

Топлива ЖРД должны удовлетворять ряду серьезных и иногда противоречивых требований. Одним из основных требований является большая удельная теплота сгорания, или теплотворная способность, т.е. тепловой эффект реакции для 1 кг горючего или топлива в целом. Если в компонентах топлива содержатся еще балластные атомы, не принимающие участия в реакциях, то удельная теплота сгорания может стать недостаточной для получения высоких скоростей истечения продуктов реакции.

Другое требование к топливам ЖРД состоит в том, чтобы в результате реакции образовывалась газовая смесь с минимальной относительной молекулярной массой. Как следует из закона сохранения энергии, при одной и той же подведенной энергии вещества с меньшей относительной молекулярной массой имеют большую скорость истечения.

Требования к топливам ЖРД заключаются в том, что топлива в жидком состоянии должны иметь большую плотность, коррозионная стойкость по отношению к конструкционным материалам, токсичность, чувствительность к удару

Имеется еще ряд других требований, но даже из сопоставления уже перечисленных видно, как важен правильный выбор компонентов топлива. В связи с различными требованиями, предъявляемыми к летательным аппаратам, следовательно, и к их ЖРД, используется довольно много различных химических веществ. Применение, в частности, легкокипящих, токсичных агрессивных компонентов вызывает целый ряд дополнительных трудностей при создании и эксплуатации изделий. Однако большинство трудностей удается все же преодолеть.

В качестве горючего в ЖРД применяются углеводороды, водород и т.д. В качестве окислителя используют кислород, азотную кислоту, перекись водорода и т.п.

В некоторых случаях для простоты запуска двигателя применяют самовоспламеняющиеся компоненты, которые активно взаимодействуют между собой. Удельный импульс двигателей, использующих самовоспламеняющиеся топлива не превышает 3500 м/с.

Рассмотрим подробнее некоторые элементы двигателя. В камере сгорания ЖРД происходят процессы испарения, смещения и сгорания компонентов топлива. Головка камеры сгорания снабжена большим числом форсунок, с помощью которых жидкость подвергается распылению на мелкие капли. Это существенно увеличивает интенсивность испарения и перемешивания между собой паров компонентов топлива, что позволяет уменьшить длину камеры, необходимую для полного сгорания. Поскольку используются высокоэффективные топлива, то температура газов внутри камеры может превышать 3000 градусов. Камеры двигателя делаются сравнительно легкими и компактными. На стенки камеры, обычно цилиндрической формы, действует мощный тепловой поток. Чтобы предохранить стенки камер от разрушения, их приходится усиленно охлаждать. С этой целью рубашки камеры делаются двойными. В полость между наружной и внутренней стенками- оболочками подается один из компонентов топлива. Протекая по зазору между оболочками вдоль всей камеры, жидкость нагревается и уносит тепло, подходящее с огневой стороны камеры. Нагретый компонент впрыскивается через форсунки в камеру сгорания. Конструктивно стенки камер сгорания различных двигателей выполнены или в виде двух цилиндров, связанных между собой внутренними вставками, по которым протекает охлаждающий компонент, и т.д. Однако такого наружного охлаждения иногда недостаточно, и у стенки внутри камеры сгорания приходится снижать температуру газа. Это достигается обычно за счет подачи части горючего непосредственно в пристеночный слой. Для камер ЖРД, работающих очень короткое время, иногда не применяют специального охлаждения, а тепло, идущее в стенки камеры, расходуется на нагрев достаточно массивной конструкции камеры.

У ЖРД может быть одна или несколько камер. В зависимости от назначения двигателя и величины его тяги диаметры и длины камер изменяются в широких пределах. Камера ЖРД состоит из смесительной головки с форсунками, камеры сгорания и сопла. Наиболее узкое сечение сопла, где газ разгоняется до скорости звука, называется критическим сечением. В районе критического сечения стенки сопла приходится охлаждать значительно интенсивнее, чем наиболее теплонапряженные части камеры двигателя. В сверхзвуковой части сопла теплоподвод в стенки уменьшается настолько, что концевые части сопла можно делать без жидкостного охлаждения.

Рис. 1. Схема жидкостного ракетного двигателя.

Расширение сопла существенно влияет на величину удельного импульса и зависит от соотношения давлений в двигателе и окружающей среды.

Развитие ЖРД ведет свое начало примерно от рубежа XIX и XX столетий. В этот период были заложены основы теории реактивного движения и механики тел переменной массы. В разработке этих вопросов значительна роль выдающихся русских ученых Н.Е. Жуковского (1847-1921), И.В. Мещерского (1859-1935) и др.

Однако крупнейшим вкладом в развитие проблем реактивного движения явились работы знаменитого русского ученого К.Э. Циолковского (1857- 1935), по праву считающегося основоположником современной космонавтики и ракетной техники. Начав интересоваться проблемами реактивного движения в 1883г., К.Э. Циолковский опубликовал в 1903г. получивший впоследствии всемирную известность труд «Исследование мировых пространств реактивными приборами». В этой работе Циолковский изложил основы ракетодинамики и описал ракету как средство для космических полетов. Предложенная им схема ракетного двигателя на жидком топливе стала базой для разработок, выполненных его последователями. Пророческими оказались его высказывания о выборе топлива и некоторых особенностях устройства такого двигателя. Циолковским были предложены: кислородно-углеводородное и кислородно-водородное топлива; регенеративное охлаждение камеры сгорания и сопла двигателя компонентами жидкого топлива; керамическая изоляция этих элементов конструкции; раздельное хранение и насосная подача компонентов топлива в смесительную головку камеры с последующим сжиганием; управление вектором тяги поворотом выходной части сопла и газовыми рулями. Им была показана первостепенная важность высокой скорости истечения рабочего тела из двигателя и охарактеризованы способы ее увеличения.

Первыми последователями Циолковского в нашей стране были талантливые ученые и изобретатели Ю.В. Кондратюк (1897-1942), Ф.А. Цандер (1887-1933) и В.П.Глушко (1908-1989).

Ю.В Кондратюк работал независимо от Циолковского. Его основное теоретическое исследование «Завоевание межпланетных пространств» (1929) отчасти повторило и дополнило работы Циолковского, некоторые вопросы нашли новое решение. В частности, Кондратюк предложил в качестве топлива для двигателей некоторые металлы и их водородные соединения.

Ф.А. Цандер еще в студенческие годы изучал труды Циолковского и интересовался вопросами космических полетов. В 1924г. он изложил свою основную идею - сочетание ракеты с самолетом для взлета с Земли и последующее сжигание металлических частей самолета в качестве горючего для реактивного двигателя. Цандером выполнены теоретические исследования различных вопросов воздушно-реактивных и ракетных двигателей, начал работы по их практической реализации.

В.П. Глушко еще в юности увлекался вопросами космонавтики. В письме Циолковскому от 26 сентября 1923г. он написал, что уже более 2 лет поглощен идеей межпланетных путешествий. С 1924г. Глушко начинает публиковать научно-популярные и научные работы по ракетно-космической технике. В 1930г. Глушко предложил в качестве компонентов ракетного топлива азотную кислоту, смесь азотной кислоты с четырехокисью азота, тетранитрометан, перекись водорода, смеси фтора с кислородом, трехкомпонентное топливо и др., была разработана керамическая теплоизоляция камеры сгорания двуокисью циркония. В 1931г. Глушко предложил, а в 1933г. внедрил химическое зажигание и самовоспламеняющееся топливо. Тогда же были разработаны профилированное сопло, карданная подвеска двигателя для управления полетом ракеты, конструкция турбонасосного агрегата с центробежными топливными насосами.

Глушко выполнены многочисленные теоретические и экспериментальные исследования по важнейшим вопросам создания и развития ЖРД, разработано большое количество конструкций двигателей от первых отечественных опытных ракетных моторов (ОРМ) до новейших образцов, летающих в космос. Являясь одним из пионеров ракетной техники, Глушко по праву считается основоположником отечественного ракетного двигателестроения.

Теми же путями, что и Циолковский, но позднее его, подошли к идее создания ракет с ЖРД в зарубежных странах.

Циолковский не проводил экспериментальных работ по созданию ЖРД. Эта задача решалась его учениками и последователями, как в СССР, так и за рубежом.

В США экспериментальные работы были начаты Р.Годдардом (1882-1945), предложившим много различных технических решений в области создания ЖРД и ракет с ними.

В США уже в 1921г. Годдардом были проведены стендовые испытания экспериментального ЖРД, работавшего на кислородно-эфирном топливе. 16 марта 1926г. им был осуществлен первый запуск экспериментальной жидкостной ракеты.

В Германии стендовые испытания ЖРД были начаты Обертом в 1929г., а летные испытания жидкостных ракет Винклером с 1931г. С 1937г. под руководством Вернера фон Брауна разрабатывалась наиболее мощная по тому времени ракета Фау-2, летные испытания которой были начаты в 1942г.

В СССР начало экспериментальных работ по реализации идей Циолковского относится к 15 маю 1929г., когда в составе Газодинамической лаборатории в Ленинграде было создано и приступило к практической деятельности первое опытно- конструкторское подразделение для разработки ракет и электрических и жидкостных ракетных двигателей к ним. Руководил подразделением Глушко. В этом подразделении в 30-х гг. было создано семейство опытных ЖРД с тягой от 60 до 300 кгс, работавших на различных жидких окислителях и горючих. Двигатели имели обозначение ОРМ (опытный ракетный мотор).

Первый советский экспериментальный ЖРД ОРМ-1 был разработан и построен в 1930-1931гг. Топливо двигателя - четырехокись азота и толуол или жидкий кислород и бензин. При испытании на кислородном топливе ОРМ-1 развивал тягу до 20 кгс.



Рис. 2. Первый отечественный жидкостно-ракетный двигатель ОРМ-1.

В период 1930-1933г. в ГДЛ была создана серия ЖРД от ОРМ-1 до ОРМ-52. Наиболее мощный ЖРД ОРМ-52 работал на азотной кислоте и керосине и развивал тягу до 250…300 кгс при давлении в камере сгорания 2…2,5 МПа.

В ГДЛ были впервые успешно решены многие практические вопросы создания ЖРД, определены дальнейшие пути развития.

Проблемы ракетной техники, привлекавшие широкое внимание, разрабатывались многими советскими энтузиастами на общественных началах. Их объединения получили название групп изучения реактивного движения (ГИРД). Такие общественные организации при Осовиахиме были созданы в 1931г. в Москве (МосГИРД) и Ленинграде (ЛенГИРД), позже - в других городах. Среди организаторов и активных работников МосГИРД были Ф.А. Цандер, С.П. Королев, В.П. Ветчинкин, М.К. Тихонравов, Ю.А. Победоносцев и др. МосГИРД развернула широкую лекционную и печатную пропаганду, организовала курсы по теории реактивного движения и начала работу по проектированию авиационного ЖРД ОР-2 Ф.А.Цандера для ракетоплана РП-1. В 1932г. в Москве на базе МосГИРД была создана научно-исследовательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет и двигателей, также именовавшаяся ГИРД, а ее начальником стал С.П. Королев.

Двигатели, разрабатывавшиеся в ГИРД, использовали в качестве окислителя жидкий кислород, а в качестве горючего - бензин и этиловый спирт. Первый ЖРД Цандера, ОР-2, был испытан в 1933г., он работал на кислороде и бензине.

В конце 1933г. в Москве на базе ГДЛ и ГИРД был создан первый в мире государственный Реактивный научно-исследовательский институт (РНИИ). Специалисты по ЖРД, выросшие в ГДЛ, разработали в РНИИ в 1934-1938гг. серию экспериментальных двигателей от ОРМ-53 до ОРМ-102 и газогенератор ГГ-1, работавший часами на азотной кислоте и керосине с водой при температуре 850 К и давлении 2,5 МПа. Двигатель ОРМ-65, прошедший официальные испытания в 1936г., был наиболее совершенным двигателем своего времени. Двигатель работал на азотной кислоте и керосине, тяга регулировалась в пределах 50…175 кгс, запуск многократный, в том числе автоматизированный. Огневые испытания ОРМ-65 проходили на летательных аппаратах конструкции С.П.Королева, крылатой ракете 212 и ракетном планере РП-318-1. 28 февраля 1940г. летчик В.П.Федоров совершил первый полет на ракетном планере с двигателем РДА-1 - 150, который был модификацией ОРМ-65.

Начались реальные экспериментальные работы по использованию ЖРД на планерах и самолетах. Эти работы продолжались всю войну и первые послевоенные годы.

ПЕРВЫЕ САМОЛЕТЫ С ЖРД

Проекты ракетопланов РП-1 и РП-2

Осенью 1933г. в Московском отделении ГИРД по инициативе С.П. Королева было принято решение о начале работ по ракетопланам, т.е. над самолетами, полет которых обеспечивает ЖРД.

Предусматривалось два основных направления работ:

- создание ракетоплана РП-1 с ЖРД ОР-2. Эта работа велась в четвертой бригаде ГИРД под руководством С.П. Королева.

- создание ракетоплана РП-2 с ЖРД РД-А. Эта работа велась во второй бригаде ГИРД под руководством М.К. Тихонова.

В этих работах надо было не только показать принципиальную возможность создания ракетных самолетов, но и разработать двигательную установку с ЖРД. Эта ДУ должна была обеспечить ракетному самолету достаточно высокую полезную нагрузку, большую продолжительность полета, простоту в эксплуатации, а в конечном итоге возможность и практического использования самолета, например, для изучения стратосферы (высота 11…40 км), освоению которой придавалось тогда большое значение.

С.П. Королев предложил в основу ракетоплана положить бесхвостый планер БИЧ-XI конструкции Б.И. Черановского.

Для ракетоплана РП-1 двигатель ОР-2 разрабатывал Ф.А. Цандер. ЖРД создавался не как изолированный агрегат, а как составная часть конкретного самолета, то есть осуществлялся комплексный подход к решению проблемы установки двигателя.

Разработчики ракетопланов РП-1 и РП-2 не ставили перед собой цель получить выдающиеся летно-технические характеристики, они рассчитывали всего подтвердить возможности полета с ЖРД.

Аэродинамическая схема ракетопланов - «летающее крыло». Выбор этой схемы был обусловлен необходимостью сокращения длины герметичных трубопроводов вытеснительной системы подачи топлива для РП-1 и трубопровода от насоса до двигателя РП-2. Такая аэродинамическая схема давала возможность всю ДУ разместить очень компактно вблизи центра тяжести ракетоплана при минимальной длине находящихся под давлением трубопровода.

Планер БИЧ-XI построили, смонтировали практически все агрегаты двигательной установки ракетоплана РП-1, но сам двигатель еще не был готов. Работы по ЖРД ОР-2 оказались не простыми, как думали раньше. Также возникли трудности, и затянулась работа по изготовлению топливного насоса для двигателя РД-А на ракетоплан РП-2. В связи с этими проблемами было принято решение о прекращении работ по ракетопланам РП-1 и РП-2. Основные усилия направили на разработку более совершенных и надежных ЖРД.

Зимой 1935г. С.П. Королев испытал в полете планер без двигателя, а также с маломощным поршневым двигателем. По результату полетов было установлено, что планер довольно сложен в управлении. В связи с этим С.П. Королев решил спроектировать свой новый планер СК-6, аэродинамическая схема которого обеспечивала бы получение нормальных характеристик устойчивости и управляемости и одновременно обладала всеми компоновочными достоинствами для размещения двигательной установки с ЖРД.

В конце лета 1933г. планер СК-6 был построен и испытан. Планер выполнялся по схеме двухместного двухбалочного среднеплана смешанной конструкции с деревянным крылом и с короткой и широкой центральной гондолой (кабиной летчика и пассажира), выполненной из магниевого сплава «электрон». Фюзеляжные балки на планере заканчивались вертикальными килями, поверх которых устанавливался стабилизатор. Размеры гондолы обеспечивали размещение в ней двигательной установки с ЖРД.

Работы по ракетопланам РП-1 и РП-2 дали главный результат, заключающийся в разработке впервые в СССР и в мире двух типов авиационных ДУ с ЖРД: с вытеснительной и насосной системами подачи топлива. Опыт, накопленный в процессе этих работ, получил свое воплощение при разработке проекта ракетоплана РП-218.

Проект ракетоплана РП-218

Осенью 1933г. было принято важное решение об организации на базе ГДЛ и московской ГИРД Реактивного научно-исследовательского института (РНИИ). Перед РНИИ была поставлена задача: объединить ведущих специалистов, исследовательские и опытно-конструкторские работы по различным направлениям реактивной техники в едином научно-исследовательском центре и в короткие сроки решить многие сложные проблемы практической реализации возможностей реактивной техники.

С.П. Королев в конце 1935г. добился включения работ по созданию ракетоплана в план РНИИ. В это время Королев считал, что успехи в создании ЖРД и другие технические достижения уже позволяют создать высотный ракетоплан.

В 1936г. в РНИИ были возобновлены расчетно-проектные работы по ракетопланам. В этом году под руководством С.П. Королева и Е.С. Щетинкова был разработан проект двухместного экспериментального ракетоплана, получившего в плане работ РНИИ обозначение «Объект 218» или РП-218, затем РП-318.

В феврале 1936г. руководством РНИИ были утверждены разработанные С.П. Королевым и Е.С. Щетинковым основные тактико-технические требования к ракетоплану РП-218. Заявленные данные в проекте ракетоплана РП-218 были в то время реально достижимы и обеспечивались применением конструктивных решений, практическая осуществимость которых тогда уже не вызывала сомнений и которые уже тогда находились в стадии конструктивной разработки или в стадии испытаний и доводки. К ним относились, прежде всего, двигатели самолета.

Относительно новым решением, заложенным в конструкцию РП-218, была и герметичная кабина, обеспечивающая нормальную жизнедеятельность экипажа на большой высоте. Тогда уже имелся опыт постройки и эксплуатации таких кабин для стратостатов, решалась задача создания авиационных гермокабин регенеративно-инжекторного типа для высотного самолета БОК-1 и стратосферного планера СП, велись работы над высотными скафандрами.

Сложной задачей являлась и проблема достижения ракетопланом заданной высоты полета.

Предусматривались 2 варианта старта РП-218: самостоятельный взлет ракетоплана с земли и старт его в воздухе после подъема на высоту с помощью самолета-носителя или путем буксировки.

При старте с земли на ракетоплане могла быть достигнута высота 13…16км. Для облегчения взлета с земли предполагалось применить твердотопливные ускорители взлета с тягой 150кгс, работы по созданию которого велись под руководством В.И. Дудакова с 1930г. сначала в ГДЛ, а затем в РНИИ.

Для успешного старта ракетоплана с самолета ТБ-3 надо было решить вопросы, связанные с транспортировкой самолетом-носителем ТБ-3 заправленного взрывоопасными компонентами горючего и окислителя ракетоплана, с обеспечением устойчивого движения ракетоплана после сброса с носителя, с запуском ЖРД в воздухе после сброса.

Прорабатывался и другой вариант доставки РП-218 на требуемую высоту старта - воздушная буксировка ракетоплана за самолетом. Таким способом могла быть достигнута высота 4…5 км. Применение специальных средств, например, метода «воздушной цепочки», позволяло забуксировать ракетоплан на высоту 8…10 км. Метод «воздушной цепочки», предложенный в 1935г. А.Я.Щербаковым, предусматривал значительное превышение буксируемого планера над самолетом-буксировщиком путем увеличения длины буксировочной связи и введения между самолетом-буксировщиком и основным планером одного или нескольких промежуточных планеров. Метод был проверен 12 июня 1936г. полетом «воздушной цепочки» из самолета Р-Z, промежуточного планера Г-12 и основного планера Г-9. В этом полете летчик В.П.Федоров на планере Г-9 достиг высоты 12 105м, имея превышение над самолетом-буксировщиком 4000м. Воздушная буксировка обеспечивала более простой и безопасный старт ракетоплана на расчетной высоте после его отцепки от буксировочного троса.

Для летных исследований С.П.Королевым был разработан и защищен на техническом совете РНИИ в ноябре 1936г. проект экспериментального ракетного планера РП-218 - 1 с опытным ЖРД ОРМ-65, разработки В.П.Глушко. Этот ракетный планер был создан на основе конструкции спортивного двухместного планера СК-9, созданного С.П.Королевым в 1935г.

Ракетный планер рп-318 - 1

Планер СК-9 предназначался для дальних полетов на буксире за самолетом и по сравнению с обычными спортивными и тренировочными планерами того времени имел более высокую нагрузку на крыло и увеличенный запас прочности. Конструктивной особенностью СК-9 было наличие 3 багажных отсеков, расположенных между лонжеронами крыла непосредственно у центра тяжести планера - одного в фюзеляже за кабиной пассажира и двух в центроплане у бортов фюзеляжа. Эти особенности сделали СК-9 наиболее пригодным для переоборудования в летающую лабораторию по отладке и летным испытаниям ЖРД, получив обозначение РП-318 - 1.

Для обеспечения полной безопасности летчика система питания и сам двигатель ракетопланера РП-318 - 1 были тщательно проверены при стендовых испытаниях, продолжавшихся более 3 лет. Ведущим инженером по двигательной установке был А.В. Палло.

28 февраля 1940 г. с взлетной полосы аэродрома Бюро особых конструкций (БОК), который находился в подмосковных Подлипках, состоялся первый полет ракетного планера РП-318 - 1 с включенным двигателем. Ракетный планер был забуксирован самолетом Р-5 на высоту 2800 м за 31 мин, затем отцеплен и планировал до высоты 2600 м со скоростью 80км/ч, где летчик перевел аппарат в горизонтальный полет и включил ЖРД. Через 5…6 с скорость возросла примерно до 140 км/ч в горизонтальном полете. Далее летчик перешел на набор высоты со скоростью 120 км/ч и выдержал эту скорость 110c до конца работы ЖРД. За это время он набрал 300 м высоты, после чего перешел на планирование, за время которого выполнил ряд глубоких спиралей и разворотов на скоростях 100…165 км/ч, и произвел посадку в намеченной точке. Полет сфотографировал А.Я. Щербаков.

В донесении о полете В.П. Федоров отмечал, что примерно на 5-6 секунде после включения ЖРД скорость планера возросла с 80 до 140км/ч. На всем протяжении работы двигателя Федоров не ощутил ни вибраций, ни нарушения характеристик управляемости РП-318 - 1. По его оценке, машина вела себя нормально. При выполнении первого полета РП-318 - 1 давление в камере сгорания ЖРД было ограничено 12атм, что соответствовало тяге двигателя 90 кгс. В марте 1940 г. Федоров совершил еще два успешных полета на РП-318 - 1. Все полеты проводились над территорией аэродрома.

Полет ракетного планера РП-318 - 1 имел большое значение для развития отечественных ЖРД и летательных аппаратов с этими двигателями.

Самолет К-15 К.А. Калинина

В настоящее время появились статьи, в которых в минимальном объеме дается информация о проекте ракетного самолета К-15 конструкции К.А.Калинина. Можно привести выдержку по одной из статей по ракетной авиации: «В 1936г. К.А.Калинин предложил проект сверхзвукового самолета К-15 с ракетным двигателем. Это был самолет «бесхвостка» с треугольным крылом большой стреловидности и большим треугольным килем, в корневой части которого размещалась кабина летчика. Эта компоновка, спустя 8 лет, появилась в проектах самолетов немецких конструкторов А. Липпиша и братьев Хортен».

БИ

Экспериментальный, первый истребитель-перехватчик с ЖРД жидкостным реактивным (ракетным) двигателем. Самолет имел необычайно малые размеры: размах крыла 6,48 м, длину 6,4 м и площадь крыла всего 7,0 кв.м. Вооружение: две пушки ШВАК с 90 снарядами и 38 кг бомб. Двигатель Д-1А-1100 Леонида Степановича Душкина и Владимира Аркадьевича Штоколова с практически достигнутой к этому времени тягой 1100 кгс (тот самый двигатель, что проектировался для самолета 302, о котором речь будет ниже),

Конструкторы самолета БИ инженеры Александр Яковлевич Березняк и Алексей Михайлович Исаев сотрудники ОКБ В.Ф. Болховитинова. Березняк был начальником бригады механизмов, Исаев двигателей. Ранней весной 1941 г они по своей инициативе начали разработку эскизного проекта истребителя нового типа с ЖРД, обещавшего скорость 800 км/ч и более.

С началом войны они предложили Болховитинову подать проект постановления. Было послано письмо от института (где делались двигатели) и завода, которое подписали семь участников, в том числе конструкторы самолета Березняк и Исаев, конструктор двигателя Душкин, директор завода Болховитинов и главный инженер института Костиков. Письмо было отправлено 9 июля 1941 г, и вскоре все были вызваны в Кремль. Предложение было одобрено, принято А.И. Шахуриным и А.С. Яковлевым, был составлен проект постановления, которое через несколько дней было утверждено. На его основе был уточненный приказ по НКАП. Срок выпуска был установлен 35 дней (вместо трех месяцев, как хотели А.Я. Березняк и А.М. Исаев).

Все ОКБ Болховитинова было объявлено на казарменном положении, работали не выходя с завода месяц и десять дней. К 1 сентября первый экземпляр был отправлен на испытания в НКАП. Строили самолет почти без детальных рабочих чертежей, вычерчивая в натуру на фанере его части по плазам. Это облегчалось малыми размерами самолета. В натурной трубе ЦАГИ были сделаны продувки (ведущий Г.С. Бюшгенс).

Конструкция самолета цельнодеревянная. Фюзеляж фанерный монокок, оклеенный полотном. Крыло многолонжеронное с фанерной обшивкой, оперение также фанера в 2 мм. Рули и элероны с полотняной обшивкой. Баки-баллоны сварные из хромансиля. Двигатель в крайней хвостовой части фюзеляжа. Шасси с колесами малых размеров (500*150 мм), убираемое пневматически в крыло в направлении оси самолета. Практически испытания проводились в значительной степени зимой на лыжах, которые убирались. Крыло кессонное, между двумя коробчатыми лонжеронами сплошная толстая несущая обшивка, образованная полками десятка промежуточных более легких лонжеронов. Посадочные щитки Шренка, опускаемые на 50°, и элероны очень малых размеров лишь на 1/3 полуразмаха крыла. Хвостовое оперение нормальное, стабилизатор расчален к фюзеляжу и килю. В ходе продувок на нем добавлены небольшие круглые шайбы вертикального оперения. Костыль не ориентирующийся, в обтекателе.

Общее конструктивное и производственное выполнение было среднее, встречались и непрочные места (из-за спешки).

Масса пустого самолета БИ-1 опытного 790 кг, войсковой серии 805 кг. Масса планера самолета 462 кг, в том числе:

фюзеляжа - 182 кг,

оперения - 30 кг,

шасси - 60 кг,

управления - 16 кг,

двигателя - 48 кг.

В фюзеляже помещались баки для сжатого воздуха массой 22,4 кг, баки для керосина массой 31,2 кг и баки для азотной кислоты около 80 кг. Масса различного оборудования около 20 кг.

Пушки ШВАК (с 45 снарядами каждая) были установлены в носовой части фюзеляжа под съемной (на замках) крышкой. Самолет по вооружению был полноценным истребителем: было электроуправление огнем, пневматическая перезарядка, была кассета для мелких бомб общей массой до 38,4 кг. Масса оружия 76 кг, бронестекла 6 кг.

Полная нагрузка 860 кг, в том числе:

летчик - 90 кг,

кислота - 570 кг,

керосин - 135 кг,

боезапас - 19,6 кг,

бомбовая нагрузка - 38,4 кг.

Взлетная масса первого опытного самолета 1650 кг, войскового 1683 кг.

Разрушающая перегрузка 9, при массе 1100 кг (с израсходованием части горючего) 13,5.

На аэродроме были прежде всего начаты пробежки и подлеты на буксире, а силовая установка еще отрабатывалась. Здесь было много новизны и трудностей, особенно с азотной кислотой, разъедавшей баки и проводку. Требовался ряд мер по технике безопасности из-за вредности для человека даже паров азотной кислоты, были случаи ожогов. Но с этим удалось более или менее справиться.

Самолет без двигателя испытывал Борис Николаевич Кудрин. В 15 полетах были сняты все характеристики. До эвакуации 16 октября 1941 г большего сделать не удалось. Когда все было перебазировано на Урал, на самолет с установленным на нем двигателем был назначен летчик-испытатель Григорий Яковлевич Бахчиванджи. Б.Н. Кудрину помешала болезнь.

20 февраля 1942г. во время тренировки к запускам и эксплуатации ЖРД летчика-испытателя Г. Я. Бахчиванджи произошла авария.

А.В. Палло показал три раза Г.Я. Бахчиванджи, как запускается ЖРД с переходом на кратковременный рабочий режим. Затем Г.Я. Бахчиванджи занял место в кабине и запустил двигатель. Вокруг стояли инженеры и механики. В момент пуска камера отделилась от головки двигателя. Отдача в головку получилась огромной. Камера стремительно рванула в пруд, а головка вперед, сдвинув топливные баки. Баки стукнули по спине пилота, отчего он рассек бровь о приборную доску, а из прорванной трубки фонтаном рванулась азотная кислота. Отражаясь от фанерного ограждения, эти фонтаны ударили в трех наблюдателей, следивших за работой Г.Я. Бахчиванджи. Сам Бахчиванджи пострадал мало. Больше всего досталось его реглану. Он не выдержал азотной кислоты и сгорел.

15 мая 1942 г капитан Бахчиванджи (известный фронтовой летчик, до войны работавший испытателем) выполнил первый полет на БИ-1. Зимой 1942 г один полет на БИ-1 выполнил подполковник Константин Афанасьевич Груздев выдающийся фронтовой летчик. В этом полете при выпуске шасси перед посадкой оторвалась одна лыжа, но Груздев благополучно посадил самолет.

Летные данные: скорость максимальная около 800 км/ч (расчетная 1020 км/ч на высоте 10 000 м), скороподъемность у земли до 82 м/с, время полета 7 мин, разбег около 400 м, время набора высоты 5000 м 30 с, разгона до скорости 800 км/ч 20 с, посадочная скорость 143 км/ч.

Полет на БИ-1 был труден и не только от непривычки. Сесть на нем можно было только после выработки горючего, неприятно было соседство с азотной кислотой под большим давлением, иногда прорывавшейся наружу через стыки проводки, а то и через стенки трубок и баков. Эти повреждения приходилось все время устранять, что сильно задерживало полеты, продолжавшиеся всю зиму 1942-1943 гг. В ходе их погиб Г.Я. Бахчиванджи 27 марта 1943 г, когда самолет с горизонтального полета перешел в пикирование, из которого не мог выйти. Причина выяснилась только позже. Виною было прямое (нестреловидное) крыло, которому присущ эффект затягивания в пикирование при околозвуковых скоростях.

Была построена войсковая серия в восемь самолетов БИ-1 (их называли также БИ-2). На одном из них летал Б.Н. Кудрин по возвращении в Москву, больше полетов не было. Была попытка незавершенная на одном из самолетов сделать кабину герметической путем оклейки всех швов резиновыми полосками.

Вскоре стало ясно, что самолет БИ как истребитель принят быть не может из-за чрезмерно малой продолжительности полета, что не покрывалось полуторакратным перевесом в скорости. Самолет БИ послужил для накопления опыта в подобного рода работах в других проектах истребителей с ЖРД и в установках ЖРД на поршневых самолетах в качестве временных ускорителей полета.

В 1948-1949 гг. у А.Я. Березняка был проект истребителя-перехватчика с трехкамерным ЖРД (своим) с тягой в 10 т плюс двигатель АМ-5 с тягой в 2 т для возвращения на аэродром и посадки. Ожидалась скорость, соответствующая 1,8 М. Время набора высоты 20 км 20 мин и дальность 750 км. Проект не был осуществлен.

Самолеты такого типа строились за рубежом раньше, чем у нас, но только все они были экспериментальные, без стрелкового вооружения, а БИ все-таки был полноценным истребителем в этом смысле, хоть в деле и не применялся.

Проект самолета Р-114

Р.Л. Бартини с ЖРД В.П.Глушко.

В 1941 - 1942 гг. Р.Л. Бартини разрабатывал 2 проекта реактивных самолетов. Один из них проект самолета Р-114 с ЖРД. Это был проект истребителя-перехватчика с четырьмя ЖРД В.П.Глушко по 300 кгс тяги каждый, со стреловидным крылом, имеющим управление пограничным слоем для увеличения аэродинамического качества крыла. Роль шасси выполняла одна убираемая лыжа.

Для такого самолета были разработаны аэродинамические профили «R» и, в частности, профили с отсосом пограничного слоя. На самолете предполагалось установить разрабатываемый инфракрасный локатор. В разработке этого проекта участвовали: по технологии - Е.П. Шекунов, по прочности - В.Н.Беляев, по локатору - К.Е.Полищук. Это был опередивший свое время проект, который в те годы осуществить не было возможности.

Проект ракетного перехватчика

С.П.Королева с ЖРД В.П.Глушко.

В 1942 г. за короткий срок, учтя опыт предыдущих разработок, С.П. Королев разработал эскизный проект (ЭП) в объеме 58 листов расчетов компоновки и общий вид ракетного перехватчика с ракетным двигателем РД-1.

Перед разработкой Королев ознакомился с возможностями отечественных ракетных двигателей. У него возникло естественное желание применить последние достижения в отечественном двигателестроении на практике в самолетах, которые можно было с большой эффективностью использовать против Германии.

Ракетный перехватчик представлялся одноместным самолетом, монопланом с низким расположением крыла, фюзеляжем, несущим пилота, вооружение, часть баков, ДУ и хвостовое оперение. Шасси трехколесное. Конструкция самолета в основном из дерева, не требующая применения никаких специальных или дефицитных материалов. Топливные баки обычного типа, сварные из алюминия. ЖРД предполагалось устанавливать в хвостовой части фюзеляжа. Камера ЖРД с газогенераторной форкамерой, постоянно работающая.

Крыло, фюзеляж и оперение - деревянной конструкции, что делает их легкими в изготовлении и в обеспечении материалом.

Ориентировочное вооружение ракетного перехватчика предположительно должно было состоять: две пушки «ВЯ» калибра 23 мм с боезапасом 150 снарядов; пулемет «ВС» с запасом патронов; в перегруженном варианте дополнительно подвешивать 6 реактивных снарядов РС-82.

Проект ракетного перехватчика С.П.Королева не был реализован, так как предполагалось, что похожие проблемы при создании ракетного перехватчика будут успешно решены в НИИ-3 НКОП, где создавали самолет 302 и в ОКБ- 293 В.Ф.Болховитинова, где создавался самолет БИ.

Самолет 302п

Истребитель с необычной силовой установкой, состоявшей из одного разгонного ЖРД и двух ПВРД, нормальный свободнонесущий низкоплан по схеме. Под хвостовым оперением ЖРД Л.С. Душкина РД-1400 тягой до 1400 кг; под крылом два ПВРД конструкции В.С. Зуева. В носу фюзеляжа две пушки ШВАК и две таких же под кабиной летчика, а под крылом выдвижная подвеска для двух PC или ФАБ.

Таким был самолет по проекту 1940 г, задуманный как первый в мире истребитель с составной реактивной группой. Его разрабатывала группа инженера М.К. Тихонравова под общим руководством А.Г. Костикова в то время главного инженера РНИИ. Весной 1941 г проект был доложен и утвержден на техсовете института. После защиты проекта на комиссии ВВА А.Г. Костиков направил проект в НКАП, где 17-18 июля 1942 г он был утвержден на комиссии: С.А. Христианович, А.В. Чесалов, С.Н. Шишкин, В.И. Поликовский и др.

Во второй половине 1942 г А.Г. Костиков ознакомил с проектом К.Е. Ворошилова. В тот же день на приеме у Сталина проект 302 был утвержден, а сам Костиков был назначен Главным конструктором ОКБ-55 и директором опытного завода. Начальником ОКБ стал М.Р. Бисноват, заместителем А.А. Андреев. Для расчетов на прочность пригласили В.Д. Яровицкого, а аэродинамическими расчетами ведал М.К. Тихонравов.

К весне 1943 г выявилось отставание от графика с выпуском ПВРД Зуева они были закончены лишь в виде моделей в половину натуральной величины и полных испытаний не проходили. ЖРД Душкина Д-1-А тягой 1100 кгс с дополнительной камерой 450 кгс еще не был готов и только начал огневые испытания.

В виде планера ракетный перехватчик, получивший обозначение 302П, в конце августа 1943 г поступил на испытания в ЛИИ. Там он был всесторонне изучен в нескольких десятках полетов на буксире за Ту-2 и Б-25. По летной оценке С.Н. Анохина, самолет 302П был исключительно устойчив и управляем по всем осям, хорошо скользил, выполнял "бочки", был прост на посадке после отцепки от буксировщика. М.Л. Галлай, бывший на 302П в облете, называл машину "эталоном". Подобную оценку давал второй летчик облета Б.Н. Кудрин и ведущий инженер по испытаниям В.Н. Елагин. Установленная на испытаниях посадочная скорость 115-120 км/ч отвечала нормальному режиму посадки перехватчика. Во время продувок в трубе Т-104 ЦАГИ было достигнуто аэродинамическое качество К=15.

Конструкция самолета деревянная, крыло (профили RAF-34 15% в корне и NACA-230 8% на концах) и оперение с фанерной обшивкой, фюзеляж монокок. Выполнен был самолет очень чисто и был приятен в пилотировании. Шасси убиралось гидросистемой.

Первый вариант силовой установки (ЖРД и 2ПВРД) предполагал наибольшую скорость 302 в 900 км/ч, потолок 9000 м и время его набора 2 мин.

Расчетные данные 302П: скорость у земли 800 км/ч, потолок 18 000 м, набор высоты 5000 м 2,1 мин, 9000 м 2,8 мин, дальность полета 100 км. Реальными были лишь разбег (16-18 с) и скорость отрыва (200 км/ч). При боезапасе к четырем пушкам в 400 снарядов, запасе горючего 505 кг и окислителя 1230 кг масса пустого самолета была 1502 кг и взлетная масса 3358 кг. Силовая установка один ЖРД

«Малютка»

Осенью 1943г. коллектив конструкторского бюро завода № 51 Н.Н. Поликарпова получил поручение разработать проект двухпушечного высотного реактивного истребителя-перехватчика. Самолет, получивший условное обозначение «Малютка», некоторые необычные для своего времени черты: резко вынесенную вперед кабину летчика; шасси с носовым колесом, позволившее решить задачу максимального использования свободных объемов фюзеляжа для размещения топлива; предельно малые геометрические размеры. Запроектированная установка двухкамерного ЖРД РД-2М конструкции КБ НИИ-1 Л.С. Душкина, с турбонасосной подачей топлива и тягой 1100 кгс должна была обеспечить самолету «Малютка» набор высоты 5000м за 1мин и продолжительность полета 8…14мин при взлетной массе самолета, равной 2550кг. Расчетная максимальная скорость «Малютки» определялась равной 875 км/ч.

Этот экспериментальный истребитель-перехватчик кратковременного действия проектировался под те же тактико-технические требования (ТТТ), что и самолеты БИ и 302.

Схема самолета «Малютка» - низкоплан минимальных размеров, с прямым крылом. Конструкция смешанная: фюзеляж - фанерный монокок, крыло цельнометаллическое, как и оперение. Шасси - с носовым колесом. На вооружение самолета предполагали поставить две пушки калибра 23мм.

В ЦАГИ уже начались исследования модели самолета в аэродинамической трубе больших скоростей. Но в это время умер Н.Н. Поликарпов, поэтому исследования вынуждены были прервать.

В дальнейшем после смерти Н.Н. Поликарпова работы по этому самолету уже не производились.

И-270

В соответствии с постановлением СНК СССР № 472-191 от 26 февраля 1946г. и приказом НКАП № 157 от 27 марта 1946г. коллективу ОКБ-155 А.И. Микояна предписывалось построить экспериментальный истребитель-перехватчик в трех экземплярах с предъявлением первого на летные испытания 1 ноября 1946г.

Как и выше рассмотренные истребители-перехватчики с ЖРД, самолет И-270 должен иметь выдающуюся для своего времени скороподъемность-высоту 5000м он должен был набирать за 1мин. Необходимость получения заданной скороподъемности, достижения практического потолка 18000м и максимальной скорости 1000км/ч определили проектные и конструктивные особенности самолета И-270.

Первоначальный проект самолета предусматривал использование крыла стреловидностью 20°. После проведения в ЦАГИ исследований и расчетов выяснилось, что получение данных для рабочего проекта самолета с таким крылом недостаточно. В связи с этим в марте 1946г. проект самолета был полностью пересмотрен, так как на нем было решено установить прямое крыло с относительной толщиной 9%. Однако дальнейшие исследования, проведенные в ЦАГИ, выявили невозможность получения достаточных исходных данных и для самолета с таким крылом. Из-за этого работы были установлены, а в апреле проект истребителя И-270 вновь пересмотрели под крыло с относительной толщиной 12%. Однако в дальнейшем работу ОКБ-155 сильно тормозила задержка в получении как прочностных, так и аэродинамических характеристик такого крыла.

В состав бортовой электросистемы входили генератор, работающий от турбонасосного агрегата, и генератор ГС-1000, расположенный в носовой части фюзеляжа, с приводом от небольшого двухлопастного винта, вращающегося от набегающего потока.

Особое внимание при изготовлении И-270 было уделено проблеме защиты его конструкции от разрушающего воздействия паров азотной кислоты. На все дюралевые детали, находящиеся в агрессивных зонах, наносили несколько слоев защитного покрытия, разработанного в ВИАМ. В зависимости от места расположения количество слоев доходило до 9. Нанесение защитного покрытия на детали производили до их монтажа на самолет, а после сборки конструкцию последнего дополнительно покрывали слоем парафиноцерезиновой пасты.

Первый экземпляр истребителя-перехватчика И-270 был закончен в производстве 28 декабря 1946г. Ответственными за проведение заводских испытаний были назначены: ведущий инженер А.Ф. Турчков и летчик-испытатель В.Н. Юганов. На самолете был установлен макет двигателя, что не позволило приступить к летным испытаниям с включениями ЖРД. В связи с отсутствием ЖРД испытания решили разделить на два этапа.

На первом этапе должны были выполняться буксировки И-270 за бомбардировщиком Ту-2. После набора высоты происходила расцепка с самолетом-буксировщиком, а затем опытный самолет, пилотируемый В.Н. Югановым, как планер, совершал самостоятельный полет и посадку. Перед проведением первого этапа испытаний проводилась тренировка на истребителе Як-9, который специально был загружен свинцовыми болванками для имитации характеристик продольной и поперечной устойчивости, сходных с расчетными характеристиками И-270. Этап буксировочных испытаний был завершен в июле 1947г.

Вскоре на первом экземпляре И-270 макет двигателя был заменен на натуральный ЖРД. 2 октября 1947г. летчик-испытатель Юганов выполнил на нем первый полет. Но из-за специфических особенностей и трудности эксплуатации ЖРД в зимних условиях, было принято решение законсервировать самолет до марта 1948г. В 1948г., вскоре после возобновления испытаний, первый экземпляр И-270 совершил вынужденную посадку. При возвращении на аэродром не вышло шасси, а все попытки летчика его выпустить не увенчались успехом. В связи с этим Юганов принял решение посадить самолет на фюзеляж, что и выполнил мастерски, посадив самолет на весьма ограниченную площадку, и благодаря чему самолет получил минимальные повреждения. К этому времени заинтересованность к истребителям с ЖРД полностью прошла. В связи с этим первый экземпляр И-270 также было решено не восстанавливать. Работы по теме были прекращены.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Наша страна до войны очень напряженно трудилась в деле создания реактивной техники. Средств не хватало на многое, а предлагаемых реактивных проектов было много. Создавались и проводились экспериментальные работы с различными двигателями: РДТТ, ЖРД. Работы по этим направлениям продолжались и во время войны, не смотря на все трудности и невзгоды. В течение долгой кровопролитной войны у России не было больших возможностей на разворачивание глубоких экспериментальных и опытных работ по созданию реактивных самолетов. Но уже в конце войны сначала наши авиационные специалисты, а потом и правительство поняли, как Россия отстала в этом вопросе от Германии и своих союзников Англии и США.

Для экспериментальных работ по самолетам с различными типами двигателей были теоретические предпосылки. И эти работы были развернуты. В феврале 1944 г. Государственный Комитет Обороны принял важное решение об организации научно-исследовательского института (НИИ-1), в котором сосредоточивались бы все научно-технические работы по реактивной технике. Начальником института был назначен П.И.Федоров, его заместителем В.Ф.Болховитинов. В этом институте были собраны ранее работавшие на различных предприятиях группы конструкторов реактивных двигателей во главе с М.М. Бондарюком, В.П. Глушко, Л.С. Душкиным, А.М. Исаевым, А.М. Люлькой. Постановление обязывало Наркомат авиационной промышленности в месячный срок представить конкретные предложения о постройке реактивных двигателей и реактивных самолетов. По результатам проделанной работы 22 мая 1944 г. ГКО принял еще одно постановление, наметившее широкую программу строительства реактивной авиационной техники, которая базировалась на научно-техническом заделе, созданном в предвоенные и военные годы. Это постановление определило начало нового этапа в развитии советской реактивной авиационной техники. Создание боевых реактивных самолетов было признано первоочередной задачей советской авиационной промышленности, к ее решению были привлечены высококвалифицированные коллективы ряда самолетостроительных опытно-конструкторских бюро и научно-исследовательских институтов.

На основе принятых решений в короткие сроки в Советском Союзе были развернуты планомерные и целеустремленные работы по теоретическим, экспериментальным и опытно-конструкторским исследованиям различных направлений развития авиационных реактивных двигателей. Российская авиация сначала медленно и с трудом взяла курс на использование для ускорения самолетов различные типы реактивных ускорителей, что в сочетании с поршневыми двигателями давало некоторый выигрыш в скорости и скороподъемности. Это была полиативная мера, но без этого в России не смогли бы в дальнейшем быстро перейти к полностью реактивным самолетам. Одновременно с этими мерами разрабатывались проекты ракетных самолетов, а в 1946 г. наша авиационная промышленность начала уже производство самолетов Як-15 и МиГ-9 с трофейными ТРД малой серией. В начале 50-х гг. Россия смогла догнать Великобританию и США - страны, имеющие серийные турбореактивные самолеты, что показала война в Корее, где наши МиГ-15 выглядели не хуже американских F-86 «Сейбр».

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. М.Д. Евтифьев: ОГНЕННЫЕ КРЫЛЬЯ. История создания реактивной авиации СССР.

2. Михаил Арлазоров: Конструкторы.

3. Интернет.

Размещено на Allbest.ru

...