Текст книги "Реактивная авиация Второй мировой войны"

Автор книги: Михаил Козырев

Соавторы: Вячеслав (2) Козырев
сообщить о нарушении

Текущая страница: 7 (всего у книги 26 страниц) [доступный отрывок для чтения: 10 страниц]

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.Ме Р.1101L

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.SK P.14

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.Strahljager Зенгера

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.Та 283

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.

Англия

В мае 1940 г. авиационный центр RAE (Royal Aircraft Establishment) в поисках способов улучшения скоростных характеристик истребителя Spitfire Mk.I обратился к идее установки на него дополнительного ПВРД. Был разработан экспериментальный ПВРД длиной 1,22 м и поперечным сечением 0,76 х 0,38 м, двигатель устанавливался под фюзеляжем истребителя между двумя радиаторами охлаждения, питался он топливом из основных бензобаков самолета. До летных испытаний дело не дошло, потому что лабораторные испытания показали незначительный прирост скорости с работающим ПВРД, вследствие этого проект был прекращен, а Spitfire оснастили более мощным поршневым двигателем.

Однако к этой идее вновь вернулись в 1943 г., когда возникла угроза применения немцами крылатой ракеты Fi 103 по территории Англии. Разведка докладывала, что только высокоскоростные самолеты, такие как новый поршневой истребитель Tempest и реактивный истребитель Meteor, были способны перехватить крылатую ракету. Но истребители Tempest еще не были доступны для широкого применения, а Meteor вообще находился в стадии испытаний. Поэтому RAE вновь обратился к идее оснастить Spitfire дополнительным ПВРД, но опять столкнулся с теми же проблемами, что и раньше.

Лишь после организации в начале 1944 г. GAP (Guided Antiaircraft Projectile Committee – комитет по управляемым зенитным снарядам) эту проблему удалось частично решить. Р. Смит и Д. Смигтон из фирмы Power Jets разработали ПВРД PD.l диаметром 15 см для зенитных ракет, который и был взят за основу при разработке дополнительного двигателя для истребителя North American Mustang I, имевшего в качестве основного двигателя ПД Alisson V-1710.

Доработка истребителя свелась к установке дополнительного двигателя, представлявшего собой трубу диаметром 0,71 м и длиной 1,0 м, в которой размещался блок из 12 параллельно установленных PD.l. Эта труба устанавливалась в нижней части фюзеляжа истребителя в воздушном канале непосредственно за радиатором-охладителем. Подогретый в радиаторе воздух попадал в блок ПВРД, где сжигалось подаваемое в него топливо, продукты сгорания выбрасывались через реактивное сопло снизу фюзеляжа вблизи хвоста. Летные испытания показали, что включение дополнительного ПВРД дает прирост скорости истребителя в 80 км/ч.

Франция

Leduc 010

Рене Ледюк начал свою инженерную деятельность, поступив в 1924 г. на работу в фирму Louis Breguet, где он, в частности, участвовал в создании опытного самолета Breguet 27. К 1930 г. он разработал свою конструкцию реактивного двигателя, работающего циклически с помощью системы клапанов, то есть, фактически, один из вариантов пульсирующего реактивного двигателя, на эту конструкцию в 1930 г. ему выдали патент (№ 705648 от 2 апреля 1930 г.).

Продолжая работать с воздушно-реактивными двигателями, в 1933 г. Ледюк разработал систему, в которой протекающий поток воздуха получает необходимое сжатие без применения каких-либо движущихся узлов и, таким образом, развивает тягу. По результатам своих разработок он в том же году патентует способ преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию и конструкцию ПВРД, в которой этот способ реализуется (№ 770326 от 6 июля 1933 г.). Заинтересовав своими разработками военных, Ледюк получил первые контракты на проведение исследовательских работ в 1934 г., в рамках которых он создал макетный вариант ПВРД, развивавший тягу 4 кг. Этот макетный двигатель он успешно продемонстрировал на официальной презентации в июне 1936 г.

26 мая 1937 г. Ледюк получает контракт № 407/7 от французского правительства на разработку и постройку экспериментального самолета Leduc 010. Самолет оснащался ПВРД, а запускаться должен был в полете с самолета-носителя. В 1938 г. модель этого самолета демонстрировалась на Парижском авиасалоне. К лету 1940 г. постройка самолета Leduc 010 шла полным ходом на авиазаводе фирмы Breguet Aviation, но ПВРД еще не был готов. После оккупации Франции немцы предполагали продолжить работы по Leduc 010, но работа на заводе в Тулузе, куда перевели сборку самолета, велась очень медленно из-за бомбардировок союзников и скрытого саботажа французских инженеров и рабочих. В ночь с 4 на 5 апреля 1944 г. самолет был поврежден во время очередного налета союзной авиации. Строительство первого опытного образца Leduc 0.10–01 было завершено лишь после окончания войны, к концу 1945 г. Впервые он поднялся в воздух на самолете-носителе 23 ноября 1946 г. в Тулузе, первый самостоятельный полет его с включением двигателя состоялся 21 апреля 1949 г.

Характеристики Leduc 010-01: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД Leduc 5 тягой 2000 кгс, размах крыла – 10,25 м и его площадь – 16,0 м2, длина самолета – 10,52 м, высота – 3,39 м, вес пустого – 1800 кг, взлетный вес – 3000 кг, максимальная скорость – 960 км/ч, практический потолок – 12 000 м.

Pa.22/1R

Ролан Пайен, которому тогда был 21 год, начал в 1935 г. разработку проекта самолета схемы «утка» с ПВРД конструкции Анри Мало. Заднее крыло самолета, имевшего обозначение Pa.22/1R, было выполнено дельтовидным с большой стреловидностью по передней кромке, переднее крыло имело больший размах. Двигатель устанавливался снизу в передней части фюзеляжа («реданная» схема). Кабина летчика размещалась сверху в средней части фюзеляжа, сзади она имела аэродинамический обтекатель, переходящий в небольшой вертикальный киль. Шасси имело два основных убирающихся в фюзеляж колеса и два маленьких неубирающихся колеса – носовое и хвостовое.

Однако проблемы с разработкой ПВРД вынудили Р. Пайена вскоре заменить реактивный двигатель поршневым двигателем Regnier R6В-01 мощностью 180 л. с. и переработать проект. Эта модификация самолета получила обозначение Pa.22 Flechair («Стрелка»). Немцы, оккупировав в начале войны Францию, захватили Pa.22 Flechair, испытывавшийся в аэродинамической трубе лаборатории Эйфеля в Шале-Медо. Люфтваффе заинтересовались самолетом, поэтому после окончания испытаний в аэродинамической трубе самолет перевезли в Центр летных испытаний в Виллакубли, где он впервые взлетел в октябре 1942 г. под управлением французского пилота Жака Шарпентье, работавшего с Пайеном. В Виллакубли самолет был перекрашен в немецкие опознавательные цвета и получил регистрационный код люфтваффе BI+XB, после чего его возвратили на завод Пайена в Джувиси для доработки и подготовки к отправке в Германию с целью проведения полной программы испытаний в летно-испытательном центре люфтваффе в Рёхлине. Но переправить в Германию подготовленный самолет не успели, так как он был разрушен 18 апреля 1944 г. во время налета бомбардировочной авиации союзников на железнодорожный узел, с которого его должны были отправить.

Характеристики Pa.22/1R: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах переднего крыла – 4,8 м, площадь крыльев – 10,0 м2, длина самолета – 7,35 м, высота – 2,9 м, вес пустого – 560 кг, взлетный вес – 955 кг.

Япония

«Кацуодори»

Японская фирма «Каяба», занимавшаяся изучением ПВРД с 1937 г., в 1943 г. приступила к разработке объектового перехватчика «Кацуодори», оснащенного двигателем этого типа. Самолет был выполнен по схеме «бесхвостка» и имел стреловидное крыло, на законцовках которого располагались небольшие вертикальные поверхности управления (концевые шайбы). Взлет самолета осуществлялся на сбрасываемой тележке с помощью четырех стартовых ускорителей, установленных попарно с каждой стороны фюзеляжа. Время работы ускорителей составляло 5 секунд. Ускорители включались попарно – сначала отрабатывала и сбрасывалась одна пара, а затем вторая, что позволяло увеличить суммарное время взлета на ускорителях до 10 секунд. По достижении скорости полета более 350 км/ч в работу вступал ПВРД. Для посадки имелась подфюзеляжная лыжа и маленькое хвостовое колесо. Вооружение состояло из двух пушек калибра 30 мм, установленных под крылом.

Фирма «Каяба» планировала в 1944 г. подготовить к летным испытаниям опытный образец машины. Однако к этому времени армейская авиация сконцентрировала свои усилия на разработке самолета Км-200, оснащенного ЖРД, поэтому проект «Кацуодори» не был принят. «Каяба» в попытке спасти свой проект предложила приспособить «Кацуодори» под ТРД Не 20 или ЖРД, который использовался в конструкции Км-200. Но проект был окончательно отклонен.

Характеристики «Kaцуодори»: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД тягой 750 кгс при скоростях М = 0,6–0,9, размах крыла – 9,0 м и его площадь – 12,58 м2, длина самолета – 4,5 м, высота – 1,85 м, вес пустого – 850 кг, взлетный вес – 3000 кг, максимальная скорость – 900 км/ч, время набора высоты 10 000 м – 3 минуты, практический потолок – 15 000 м, дальность – 400 км, полетное время – 30 минут, вооружение – 2 пушки типа 5 калибра 30 мм.

4. Самолеты с ракетно-прямоточными двигателями

Ракетно-прямоточный двигатель (РПД) представляет собой довольно редкую разновидность реактивного двигателя и сочетает в себе принципы работы ракетного двигателя (РДТТ или ЖРД) и ПВРД. РПД может работать как в режиме поочередного включения своих ступеней (на взлете – ракетная ступень, после набора скорости – ступень ПВРД), так и в непрерывном режиме, но без подачи в ракетную ступень окислителя после запуска прямоточной ступени.

Р-114

В 1942 г. в СССР под руководством Р.Л. Бартини началось проектирование одноместного высотного истребителя-перехватчика Р-114, который представлял собой «летающее крыло» с большой переменной по размаху стреловидностью передней кромки, с двухкилевым вертикальным оперением на концах крыла. Силовая установка самолета включала в себя четыре ЖРД тягой по 300 кгс каждый и расположенный позади них ПВРД, в носовой части фюзеляжа предполагалось установить инфракрасный локатор. При взлете силовая установка должна была работать как ЖРД с подсосом воздуха, а при больших скоростях вступал в работу ПВРД с использованием топлива, подающегося через ЖРД, но при этом подача окислителя в ЖРД прекращалась. Взлет машины осуществлялся с помощью сбрасываемой после отрыва от земли колесной тележки, посадка осуществлялась на выдвижную подфюзеляжную лыжу. Самолет рассчитывался на максимальную скорость 2000 км/ч, практический потолок должен был составлять 24 000 м при взлете с земли и 40 000 м после отцепки от самолета-носителя на высоте 10 000 м. Однако осенью 1943 г. ОКБ было расформировано.

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.

В 1906 г. русский инженер В.В. Караводин запатентовал «Аппарат для получения пульсирующей струи газа значительной скорости вследствие периодических взрывов горючих смесей» (привилегия № 15375), а в 1908 г. построил газовую турбину с пульсирующей камерой и успешно провел ее испытания. Через год после работ В.В. Караводина немецкий исследователь Барбецат провел исследования по распределению давления при пульсирующем горении, открыл и описал принцип самовоспламенения в ПуВРД. В том же году французский исследователь Ж. Марконнэ предложил использовать этот двигатель для самолета и получил на это устройство патент. Р. Ледюк в 1930 г. получил патент на конструкцию ПуВРД.

В 1930-х гг. в СССР исследованиями и разработками ПуВРД занималась 3-я бригада ГИРД, возглавляемая Ю.А. Победоносцевым. Для исследования возможности создания пульсирующего ВРД в июне 1933 г. была изготовлена экспериментальная камера сгорания с клапаном ЭК-3. Проведенные в том же году испытания макетного образца двигателя позволили выявить основные задачи, возникающие при конструктивной разработке двигателей такого типа, оценить объем и трудности решения этих задач. В результате было принято решение работы по ПуВРД приостановить в пользу исследования прямоточных ВРД, однако в 1937–1938 гг. все работы по этому направлению были свернуты из-за начавшихся в стране репрессий.

В Советском Союзе работы по ПуВРД возобновились в 1941–1942 гг., в этом направлении работал репрессированный и находившийся в то время в заключении заместитель начальника ЦИАМ профессор Б.С. Стечкин, который являлся создателем теории воздушно-реактивного двигателя. Под его руководством было разработано несколько вариантов ПуВРД, один из которых, под обозначением УС (ускоритель Стечкина), предназначался для самолетов. УС предполагалось устанавливать на самолеты Ту-2 и Пе-8. На тяжелый бомбардировщик Пе-8 предполагалось поставить двенадцать таких ускорителей – по шесть на каждой консоли крыла. Но в 1943 г. после освобождения Б.С. Стечкина из заключения работы по УС были прекращены. В конце войны в Советском Союзе разрабатывалась крылатая ракета 10Х с ПуВРД (аналог немецкой ракеты Fi 103).

В Германии к изучению ПуВРД также приступили в начале 1930-х гг., а уже через десять лет на фирме Argus было освоено серийное производство ПуВРД As 014 и As 044, которые довольно широко использовались в проектах самолетов фирм «Блом и Фосс», «Гота», «Хейнкель», «Хеншель», «Юнкерс» и др. Помимо этого двигатель As 014 использовался в качестве силовой установки немецкой крылатой ракеты Fi 103 (Фау-1).

Исследования в области ПуВРД в начале 1930-х гг. вел и американский пионер ракетной техники Р. Годдард. В 1934 г. он получил патент на конструкцию пульсирующего реактивного двигателя, который имел некоторое сходство с ПуВРД П. Шмидта. Однако Р. Годдарду не удалось заинтересовать своим двигателем военные и промышленные круги США, не получил он также и поддержки от американского правительства для продолжения работ в этом направлении. Разработкой летательных аппаратов с ПуВРД в США занялись только в конце войны, там разрабатывались крылатые ракеты JB-2, JB-10 и др. (о крылатых ракетах см. ниже). В Японии во время войны разрабатывался самолет с ПуВРД, предназначенный для атак летчиков-камикадзе.

Германия

С 1930 г. инженер Пауль Шмидт занимался изучением процессов горения в двигателе, использующем прерывистую подачу топлива и непрерывную подачу сжатого воздуха. В 1931 г. он получил патент на «Метод создания тяги летательного аппарата», в котором и описал принцип действия своего ПуВРД, а в следующем году – патент на «Устройство создания реактивной силы летательного аппарата». Продолжая работы в этой области, Шмидт обосновал применение ПуВРД для крылатой ракеты с расчетной скоростью 800 км/ч, свои предложения он представил к концу 1934 г. в министерство авиации Германии в виде докладной записки. После этого распоряжением министерства его подключили к работе группы профессора Георга Маделунга, занимавшейся созданием планирующих бомб и летающих мишеней для тренировки зенитчиков. Результатом этой совместной работы стал проект планирующей бомбы, оснащенной ПуВРД, который в 1935 г. был представлен специалистам RLM. Однако RLM его отклонило по причине того, что проект «технически сомнительный и неинтересный с тактической точки зрения».

С 1936 г. П. Шмидт работал на фирме «Вальтер», отвечая за направление перспективных исследований, в 1938–1940 гг. он вместе со своими сотрудниками уже проводил стендовые испытания трех опытных ПуВРД с диаметрами трубы 12, 20 и 51 см. Последний из двигателей, имевший длину около 3,5 м, развивал тягу 500 кгс. К концу 1940 г. был готов двигатель SR 500 (Schmidt-Rohr – труба Шмидта), развивавший тягу 550 кгс, а через два года – двигатель SR 700 тягой 750 кгс, выходным диаметром 56,5 см при длине трубы 3,8 м. В середине 1939 г. RLM, учитывая отсутствие соответствующих производственных мощностей у Шмидта, предложило ему передать работы по его ПуВРД на двигателестроительную фирму «Аргус» (Argus Motoren G.m.b.H.), но тот отклонил предложение.

В ноябре 1939 г. «Аргус» получил от RLM контракт на разработку ПуВРД. Группа инженеров «Аргуса» во главе с Фрицем Госслау и Гюнтером Дидрихом, взяв за основу двигатель Шмидта, разработала свою систему непрерывного впрыска топлива в камеру сгорания двигателя, которая разрешала проблему устойчивого горения при подаче топлива с частотой несколько десятков герц. «Аргус» начал проверять новый пульсирующий двигатель на автомобилях в январе 1941 г., а уже 30 апреля состоялся первый полет самолета-биплана Go 145, оснащенного опытным ПуВРД.

Было разработано и испытано множество маленьких экспериментальных ПуВРД, и только в марте 1940 г. RLM организовало в Мюнхене встречу разработчиков из «Аргуса» с П. Шмидтом, который продемонстрировал свой двигатель SR 500. По результатам встречи представители «Аргуса» убедились в преимуществах клапанного входного устройства конструкции Шмидта по сравнению с их собственной конструкцией и в дальнейшем использовали его конструкцию в своих последующих разработках. Эти разработки привели к созданию фирмой «Аргус» двигателя под названием VSR 9a (Versuchs-Schubrohr – экспериментальная тяговая труба) тягой 120 кгс и диаметром трубы 30 см, этот двигатель был испытан 30 апреля 1941 г. в полете, подвешенным под самолетом Go 145.