Авиация и время 2001 03

Евгений В.Арсеньев/ Москва

Фото РСК «МиГ»

При подготовке статьи использованы материалы, музея Инженерного Центра «ОКБ им. А.И.Микояна», Российского государственного архива экономики, Центрального архива Министерства обороны, и Центрального муниципального архива г. Москвы. Автор выражает искреннюю благодарность за помощь в работе А.В.Горшкову, В.И.Перову, В.С.Проклову, С.Н.Резниченко, Г.П.Серову и А.В.Фомичеву.

Практически со времен изобретения аэроплана между авиаконструкторами развернулась незримая борьба за создание наиболее скоростных самолетов. С одной стороны, роста скорости достигали, совершенствуя аэродинамические формы летательных аппаратов, а с другой – увеличивая мощность винтомоторной группы (ВМГ). В результате из года в год скорость полета неуклонно возрастала и к середине 1940-х гг. у лучших истребителей она приблизилась к отметке 700 км/ч. Дальнейшее приближение к скорости звука приводило к резкому возрастанию сопротивления воздуха. Поэтому мощность, потребная для обеспечения полета, переставала быть пропорциональной квадрату скорости, а росла значительно быстрее. С другой стороны, за порогом 750 км/ч коэффициент полезного действия воздушного винта резко снижался вследствие приближения линейной скорости концевых участков лопастей к скорости звука и возникновения на них волнового сопротивления, на преодоление которого стала затрачиваться значительная часть мощности мотора. В итоге даже небольшая прибавка скорости стала требовать значительного увеличения мощности, что в случае поршневой ВМГ приводило к неприемлемому росту ее габаритов и массы.

В итоге остро встал вопрос о новых типах силовых установок, которые позволили бы получить большую мощность при относительно небольшой массе. Решение этой задачи шло в нескольких направлениях, в результате чего в ряде стран развернулись работы над жидкостно-реактивными (ЖРД), прямоточными воздушно-реактивными (ПВРД), турбореактивными (ТРД) и воздушно-реактивными с компрессором (ВРДК) двигателями. Однако еще не скоро конструкторы окончательно решили, какой из них является самым перспективным для дальнейшего развития авиации.

Разрабатывали реактивные двигатели и в СССР. Еще перед Великой Отечественной войной на истребителе И-152 проводили эксперименты с двумя прямоточными двигателями ДМ-2 конструкции И.А.Меркулова. Они дали прирост скорости всего на 15 км/ч, что было явно недостаточно. В дальнейшем ПВРД испытывали на истребителях И-153, И-207, ЛаГГ-3 и Як-7Б, но и в этих случаях небольшое увеличение скорости сопровождалось значительным ухудшением других характеристик. К тому же, для работы ПВРД необходим скоростной напор, иначе говоря, этот тип двигателя нельзя использовать для разгона самолета с места. То есть, он не может быть основным.

Более многообещающим выглядело применение на истребителях ЖРД, над которыми работали коллективы, возглавляемые В.П.Глушко, Л.С.Душкиным и А.М.Исаевым. В отличие от ПВРД, которые обычно устанавливали на крыле, вследствие чего они создавали значительное лобовое сопротивление, ЖРД легко вписывался в фюзеляж истребителя. К тому же, в отличие от винтомоторной силовой установки, тяга ЖРД практически не зависела от скорости полета. Уже в годы войны начались испытания истребителя БИ-1 с ракетным двигателем Д-1А-1100. Однако ЖРД «грешили» большим расходом топлива, что существенно ограничивало дальность и продолжительность полета, да и агрессивные компоненты, из которых состояло топливо, представляли собой большую опасность, прежде всего для самого самолета.

Еще одним направлением стало создание ВРДК, работы над которым были начаты в ЦАГИ еще в 1941 г. коллективом под руководством профессора Г.Н.Абрамовича. Результаты этих исследований после доклада на научно-техническом совете Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ) заинтересовали его начальника В.И.Поликовского, и вскоре в ЦИАМе создали специальное конструкторское бюро под руководством К.В.Холщевникова для выработки наилучшей схемы ВРДК.

Ранее работы над подобными силовыми установками проводились в Италии.( 1*) На самолетостроительной фирме «Капро-ни» инженер С.Кампини построил самолет СС.2, который представлял собой измененный вариант предшествующей модели СС.1, так и не поднявшейся в воздух. Первый полет СС.2 продолжительностью 10 минут состоялся в августе 1940 г. над аэродромом Форланини в пригороде Милана. Силовую установку этого самолета разместили внутри фюзеляжа, который имел лобовой воздухозаборник. Одной из ее составляющих был поршневой двигатель воздушного охлаждения Изотта-Фраскини «Астро-7С-40», который приводил компрессор воздушно-реактивного двигателя. При этом, в отличие от СС.1, поршневой мотор находился за компрессором, чтобы его тепло можно было использовать для увеличения энергии проходящего через ВРДК воздуха. Пройдя компрессор, сжатый воздух подавался в камеру сгорания, где происходило дальнейшее повышение его температуры. Накопленная таким образом тепловая энергия при истечении воздуха через регулируемое сопло преобразовывалась в кинетическую и создавала необходимый для полета реактивный эффект.

Хотя такая схема ВРДК почти исключала потери тепла, связанные с выходом выхлопных газов в окружающий воздух и охлаждением внешним воздушным потоком поршневого мотора, она обладала существенным недостатком. Дело в том, что с уменьшением скорости полета у такой силовой установки значительно падала тяга, в то время как у винтомоторной груп-пы было все наоборот. В связи с этим итальянский самолет отличался очень большой длиной разбега. В результате проведенных в ЦИАМ исследований коллективу под руководством К.В.Холщевникова и А.А.Фадеева удалось выбрать более рациональную схему ВРДК. Их силовая установка состояла из поршневого мотора с воздушным винтом изменяемого шага и осевого одноступенчатого компрессора, приводимого во вращение этим же мотором через двухскоростную передачу. Мотор размещался обычным образом, а компрессор находился в туннеле, входная часть которого была выведена в лобовую часть самолета. За компрессором находилась камера сгорания и газовый канал, завершавшийся реактивным соплом с регулируемыми створками.

В данной схеме мощность, развиваемая поршневым мотором, передавалась одновременно и воздушному винту, и компрессору. На взлете и в крейсерском полете ее основным потребителем являлся воздушный винт, при этом компрессор вращался на низшей передаче, а топливо в камеру сгорания не подавалось.