Антон Первушин - Битва за звезды-1. Ракетные системы докосмической эры

Взлет и набор высоты «Ц-1» производил на буксире самолета «Ту-2». Сразу после отрыва от земли ось-тележка с колесами сбрасывались. На высоте 5–7 километров производилась отцепка буксирного троса и летчик-испытатель переводил «Ц-1» в режим пикирования под углом 45–60°. На участке установившегося прямолинейного пикирования он включал ракетный двигатель. В таком режиме скорость «Ц-1» достигала 1000–1050 км/ч (примерно 0,9 Маха).

За недолгие секунды крутого пикирования бортовая аппаратура фиксировала параметры натекающего воздушного потока, производилось фотографирование спектров обтекания, решались другие задачи полета. Крыло крепилось в фюзеляже на динамометрической подвеске (на четырех динамографах), позволяющей определять местные скорости в полете, распределение давления по крылу и оперению при подходе к критическим значениям числа Маха.

Затем тонна «балластной» воды сливалась из цистерн в атмосферу. Вдвое облегченный «Ц-1», как обычный планер, маневрировал и производил посадку на подфюзеляжную лыжу.

При стартовом весе в 2039 килограммов скорость отрыва «Ц-1» от взлетно-посадочной полосы была в пределах 150–160 км/ч, а после слива воды при весе около 1100 килограммов посадочная скорость не превышала 120 км/ч.

Первым «Ц-1» поднял в воздух летчик-испытатель Иванов. Последующие полеты на экспериментальной машине выполняли летчики Ахмет-Хан Султан, Анохин, Рыбко и другие. На «Ц-1» (его называли также «ЛЛ-1», «Летающая лаборатория-1» или «Экспериментальный планер № 1») было сделано более 30 полетов. На этом закончился первый этап исследовательских работ. Следующие по программе предусматривали изменение несущего комплекса аппарата.

Еще в 1946 году для второго фюзеляжа «Ц-1» с вертикальным оперением конструкторская бригада, руководимая инженером Бересневым, спроектировала два металлических крыла такой же площади и удлинения, как деревянное. Одно крыло имело прямую, а другое — обратную стреловидность по передней кромке с одинаковыми углами +30°. Было спроектировано и новое горизонтальное оперение прямой стреловидности с углом 40°. Стреловидные крылья, изготовленные из дюралюминия, установили на «Ц-1», который получил соответственно новые обозначения: «ЛЛ-2» (с крылом прямой стреловидности) и «ЛЛ-3» (с крылом обратной стреловидности). Консоли новых крыльев имели унифицированную заделку, то есть крепились в тех же узлах, что и прямые деревянные консоли «ЛЛ-1». Поэтому изменения центровки аппарата при перестановке крыльев были компенсированы весовой балансировкой воды в носовой и хвостовой емкостях фюзеляжа. Расчеты оптимальной заправки цистерн дали приемлемые запасы устойчивости для обоих вариантов крыла.

В полетах на «ЛЛ-3» (а их выполнили около 100) были достигнуты несколько большие скорости пикирования, чем на «ЛЛ-1» с прямым крылом, соответствующие числам Маха = 0,95-0,97. В результате удалось подробно изучить свойства малоизвестных крыльев обратной стреловидности и в целом самолета с ними.

Вариант под названием «ЛЛ-2» решили в воздухе не испытывать, так как в 1948 году стреловидные крылья с углом 35° были всесторонне проверены на самолетах-истребителях «МиГ-15» и «Ла-15». К тому же деревянная конструкция первого корпуса «Ц-1» за время эксплуатации успела поизноситься и уже не гарантировала безопасности полета.

Исследовательские полеты ракетоплана «Ц-1» в вариантах «ЛЛ-1» и «ЛЛ-3» дали ученым уникальные материалы по аэродинамическим характеристикам самолетов с разными крыльями, распределению давления потока по хорде и размаху, возникновению и перемещению ударных волн (скачков уплотнения) и срывных зон потока за ними на критических значениях чисел Маха, особенностям и изменениям параметров пограничного слоя и так далее.

Главной целью группы Цыбина при испытаниях было разобраться с возможными проблемами на пути создания скоростных самолетов и отработать аэродинамическую компоновку легкого реактивного истребителя. Однако реализовать этот замысел им в полной мере не удалось. В 1947 году началась первая в истории СССР «конверсия» оборонной промышленности. КБ Цыбина закрыли, а завод перевели на выпуск гражданской продукции.

Экспериментальный истребитель-перехватчик «И-270» разрабатывался ОКБ Артема Микояна для частей ПВО крупных промышленных объектов и военных баз и должен был обладать высотой боевого применения 16–17 километров и скоростью 1100 км/ч. Для обеспечения этих требований в качестве силовой установки для нового истребителя был выбран жидкостный ракетный двигатель.

Самолет создавался под влиянием конструкции ракетного перехватчика «Me-263-VI», захваченного в Германии на полигоне в Дассау (этот ракетоплан мы обсуждали в главе 2). Из-за того, что специалисты ЦАГИ долго не могли подобрать оптимальную форму и угол стреловидности крыла, постройку истребителя к установленному правительством сроку (ноябрь 1946 года) завершить не удалось. Первый экземпляр «И-270» («Ж-1») выпущен из производства только 28 декабря 1946 года.

«И-270» представлял собой цельнометаллический свободнонесущий среднеплан с фюзеляжем круглого сечения (полумонокок). Фюзеляж имел разъем для расстыковки на две части. Вырез внутри центральной части фюзеляжа служил для установки крыла, которое представляло собой неразъемный пятилонжеронный кессон с толстыми металлическими панелями обшивки. Хвостовое оперение выполнено Т-образным, для уменьшения влияния крыла на горизонтальное оперение. Основные стойки шасси, имевшие очень узкую колею — 1,6 метра, убирались в центральную часть фюзеляжа, в нишу под крылом. Ниша носовой стойки и две пушки «НС-23» калибра 23 миллиметра с боезапасом на 40 патронов располагались под герметичной кабиной летчика. В ходе испытаний они не устанавливались.

Экспериментальный истребитель-перехватчик «И-270» («Ж-1»)

Взлетная масса экспериментального истребителя составляла 4120 килограммов. Запаса топлива должно было хватить на 4–9 минут полета.

Силовая установка включала двухкамерный ЖРД «РД-2М-ЗВ» конструкции Леонида Душкина и Валентина Глушко. Этот двигатель являлся развитием ЖРД «Walter HWK 509С-1». Две камеры сгорания были расположены в хвостовой части фюзеляжа одна над другой и развивали суммарную тягу 1450 килограммов. ЖРД работал на смеси азотной кислоты с керосином и 80 %-ной перекиси водорода. Общий запас компонентов горючего — 2120 килограммов. Подача топлива и окислителя — насосная. Привод всех насосов — от бортовой электросистемы, куда входили электрогенератор, связанный с турбонасосным агрегатом ЖРД, и один генератор с приводом от небольшого двухлопастного винта в носовой части фюзеляжа, вращающегося от набегающего потока. Топливная система самолета состояла из трех типов баков: четырех кислотных (1620 килограммов), одного керосинового (440 килограммов) и семи для перекиси водорода.