Самолеты мира 1995 02

В качестве горючего для реактивного двигателя использовали тот же бензин, что и для поршневого мотора. Он впрыскивался в «топку» (по терминологии тех лет) через форсунки-испарители и воспламенялся запальными свечами. Расчетный расход бензина в ВРДК составлял 1,1 кг/с, поэтому доля горючего во взлетной массе была больше, чем у традиционных истребителей того времени.

Камера сгорания представляла собой тонкостенную конструкцию, образуемую двумя соосными оберчайками, между которыми имелся проток для охлаждающего воздуха. Расчетная температура горения бензо-воздушной смеси определялась равной 1500°С, что согласно расчетам руководителя группы процессов горения Д. А. Франк-Каменецкого являлось оптимальным значением. Реактивная тяга регулировалась подачей бензина, оборотами приводного мотора и продольным перемещением хвостового конуса.

Сложную задачу для конструкторов представляла собой хвостовая часть самолета, полностью занятая камерой сгорания больших размеров (ее диаметр составлял 1,5 м, длина - 4,2 м). Конструктивную схему этой части фюзеляжа в виде ажурной кольцевой фермы с несущей обшивкой разработал профессор А. Н. Путилов.

Необычным для отечественного самолетостроения тех лет было трехопорное шасси с носовой стойкой. Горизонтальное оперение располагалось над фюзеляжем на специальном пилоне, что делало хвост более жестким и исключало попадание на стабилизатор горячих выхлопных газов. Сложности с обеспечением прочности вызвала необходимость выполнения вертикального оперения в виде двух шайб. На одноместном одномоторном самолете это смотрелось довольно странно, но В. Кузнецов опасался, что в условиях отсутствия обдувки оперения струей от пропеллера недостаточна будет эффективность органов управления. По этой же причине переразмеренным выглядит и стабилизатор.

Расчетная максимальная скорость самолета С-1 ВРДК-1 составляла примерно 800 км/ч, поэтому В. А. Федулов, определявший аэродинамический облик машины в целом, выбрал для крыла профиль ЦАГИ 1 В-10, имеющий меньшее волновое сопротивление, чем традиционные профили NACA. Крыло проектировалось двух -лонжеронным с дополнительной стенкой. Между лонжеронами размещались топливные баки по 200 л и купола основных стоек шасси.

Основной бензобак емкостью 1200 л конструкторы расположили между мотором М-82 и кабиной пилота. Дополнительный бензобак на 300 л уложили в центроплан. Общий вес горючего таким образом составил 1800 кг. Взлетный вес самолета должен был составить 6800 кг, из которых на конструкцию приходилось 2200 кг, силовая установка «весила» 2100 кг, причем вес собственно реактивного двигателя составлял 800 кг. Расчетная нагрузка на крыло, равная 200 кг/м2, делала самолет с ВРДК менее маневренным, чем, скажем, Ла-5 с тем же мотором, зато по скороподъемности и по разгонным характеристикам он мог намного опередить любой поршневой истребитель. На высоте 7600 м максимальная скорость получалась равной 820 км/ч, на 4500 м - около 800 км/ч. Характерной особенностью самолета с ВДДК оказалась стабильность максимальной скорости в широком диапазоне высот, в то время как на истребителе Ла-5 с таким же поршневым мотором М-82 наблюдалось ее резкое падение уже на высоте 6500 м. Лучше оказалась и скороподъемность, особенно на больших высотах, что видно на приводимом графике V maL /H/

.Достичь приемлемого взлетного веса для самолета с ВРДК можно ограничив полет на максимальной скорости 15-20 минутами, в противном случае потребуется чрезмерно большой запас горючего. Между тем, ВРДК обладает одной очень интересной особенностью, в силу которой продолжительность нахождения в воздухе самолета с ВРДК при средних скоростях получается во много раз больше, чем при V иж Это связано с тем, что даже без подачи бензина в камеру сгорания создается реактивная тяга за счет использования тепла от охлаждения мотора и, главное, тепла его выхлопных газов в зоне высокого давления без компрессора. В этом случае самолет С-1ВРДК-1 может находиться в воздухе 3-3,5 часа.

Расчетные данные определили тактическое назначение самолета как барражирующего истребителя-перехватчика.

В ЦАГИ рассчитывались и характеристики двухдвигательного самолета С-2ВРДК-1. Проектные данные показали, что он может иметь дополнительный выигрыш в скорости порядка 50 км/ч, по сравнению с С-1ВРДК-1 при взлетной массе 11900 кг.

Параллельно с описанными выше вариантами рассматривался проект истребителя с ВРДК, имеющего в качестве приводного мотора двигатель водяного охлаждения АМ-39Ф, который обладал большей по сравнению с М-82 высотностью. Такой самолет по расчетам мог достичь скорости 850 км/ч на высоте 8000 м. Однако время барражирования ограничивалось полутора часами. Такая разница определялась тем, что у самолета С-1ВРДК-1 выхлоп мотора осуществлялся непосредственно в возду-ховодный тракт ВРДК, за счет чего воздух подогревался и выходящая из сопла струя совершала определенную работу, увеличивая тягу по сравнению с «холодным» ВРДК с АМ-39, у которого выхлопные газы выходили в атмосферу.

Проделанные в ЦАГИ расчеты показали, что при отборе на компрессор 30% мощности авиамотора можно получить от ВРДК дополнительную тягу, равную тяге винта. Это дало бы возможность увеличить максимальную скорость на 120-150 км/ч при одновременном увеличении взлетной массы на 800-1000 кг. Такую схему иначе, как промежуточной, назвать нельзя, но при ней сохранялись такие же, как у серийных истребителей, взлетные и маневренные качества.

Наименее радикальной попыткой можно назвать датируемый февралем 1943 г. проект установки ВРДК на истребитель Як-9. Для его реализации существовал уже испытанный ранее мотор М-105 РЕН, аналогичный штатному М-105Ф, но имеющий дополнительный редуктор на 250 л. с. Этот мотор конструктор А. Д. Надирадзе предлагал использовать на бомбардировщике Пе-2, оборудованном шасси на воздушной подушке. Такой самолет был создан, в ЛИИ приступили к его испытаниям, но начавшаяся война перечеркнула эту и множество других интересных работ. Мотор М -105РЕН с полностью доведенной системой редукторов и механизмов их включения остался невостребованным. Через два года им заинтересовались В. А. Кузнецов и его сотрудники В. Федулов и В. Черенков. Предложенная ими схема требовала незначительной переделки силовой фермы фюзеляжа Як-9 для подвески камеры сгорания ВРДК и снятия некоторых элементов вооружения. Предполагалось использовать трехступенчатый компрессор 0 600мм, приводимый во вращение двумя валами через два промежуточных редуктора. Провести напрямую вал от мотора к компрессору было невозможно из-за того, что в диаметральной плоскости крыла располагалась силовая нервюра и ее надо было обходить. Перед компрессором размещался водорадиатор маршевого мотора. Впоследствии от такого расположения отказались из-за неэффективного охлаждения и в последующих проектах радиатор занял место позади компрессора.