Наконец 22 июня 1944 г. были выполнены пробные включения двигателя на самолете, на следующий день самолет выполнял пробежки по аэродрому с включением двигателя. Утром 5 июля 1944 г. самолет-буксировщик Р-38 поднял MX-334 на высоту 2400 м, затем МХ-334 отцепился, запустил двигатель и выполнил первый самостоятельный полет. В дальнейшем был выполнен целый ряд полетов с целью изучения особенностей полета с ракетным двигателем. МХ-334 стал одним из первых самолетов, оборудованных телеметрической системой для передачи полученных данных с борта на землю.
Характеристики MX-334: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД Aerojet XCAI-200 тягой 91 кгс, размах крыла – 9,8 м и его площадь – 22,7 м2, длина машины – 3,7 м, высота – 2,1 м, взлетный вес – 1134 кг, максимальная скорость – 483 км/ч, дальность – 32 км.
XP-79
Проблемы с маломощным двигателем XCAL-200 стали причиной того, что еще до начала испытаний MX-334 были сформулированы требования к новому истребителю-перехватчику схемы "летающее крыло". Эти требования базировались на предложении, представленном Джеком Нортропом в 1942 г.
В январе 1943 г. фирма "Нортроп" получила контракт от армейской авиации на проектирование и постройку трех опытных образцов перехватчика XP-79 Ram Wing ("Таранное крыло"). Самолет должен был полностью выполняться из магниевых сплавов, оснащаться ракетным двигателем и быть способным достигать околозвуковых скоростей. Еще раз было выбрано лежачее положение летчика в кабине, чтобы поднять верхнюю границу допустимой перегрузки с 8 до 12 g.
При проектировании самолета конструкторы ориентировались на применение ЖРД Rotojet, который специально для этого самолета разрабатывался фирмой Aerojet. Двигатель, работавший на моноэтиланилине и дымящей азотной кислоте, по расчетам, должен был развивать максимальную тягу 900 кгс. Взлет самолета должен был осуществляться с помощью двух стартовых ускорителей тягой по 450 кгс. Расчетная скорость самолета составляла 834 км/ч на высоте 12 000 м, продолжительность полета, однако, ограничивалась приблизительно 31 минутой вследствие высокого расхода топлива.
Конструкция самолета была сварной и выполнена в основном из магниевого сплава, толщина обшивки крыла в районе передней кромки составляла 19 мм. Летчик в кабине располагался лежа. В хвостовой части фюзеляжа имелся вертикальный киль. Испытания двух вариантов самолета XP-79 и XP-79a (несколько больших габаритов) показали их неудовлетворительные летные качества. Непрерывные задержки в разработке ЖРД Rotojet в конечном счете привели к решению отказаться от него и продолжить работу с модификацией самолета, оснащенной ТРД (см. ниже).
Х-1
В конце ноября 1944 г. фирме Bell выдали контракт на разработку экспериментального самолета МХ-524. Самолет выполнялся по обычной схеме с прямым трапециевидным крылом, шасси трехстоечное с передним колесом. Кабина летчика полностью вписывалась в геометрический контур передней части фюзеляжа, в качестве силовой установки использовался четырехкамерный ЖРД XLR-11-RM-5 тягой 2722 кгс, установленный в хвостовой части фюзеляжа.
Первый опытный образец был готов уже после окончания войны, в январе 1946 г., к тому времени самолет имел обозначение Х-1. Второй опытный образец Х-1 под управлением летчика-испытателя Ч. Егера 14 ноября 1947 г. впервые превысил скорость звука.
Характеристики X-1: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД XLR-11-RM-5 тягой 2722 кгс, размах крыла – 8,54 м и его площадь – 12,1 м2, длина самолета – 9,45 м, высота – 3,26 м, вес пустого – 2219 кг, взлетный вес – 6354 кг, максимальная скорость – 1556 км/ч, динамический потолок – 21 383 м, время работы ЖРД – 2,5 минуты.
Япония
J8M/kM-200
Военное представительство Японии в Берлине, согласно немецко-японскому соглашению по техническому обмену, было проинформировано относительно работ по Me 163, после чего японские военные посетили Erprobungskommando 16, где проходила опытная эксплуатация ракетного истребителя. Остро ощущая необходимость в высотном перехватчике, способном противостоять американским бомбардировщикам В-29, военное командование Японии решило, что единственный доступный способ – копирование проекта Ме 163. Японцы начали переговоры относительно покупки лицензий на производство Me 163B и двигателя HWK 509A к нему. По результатам переговоров немецкая сторона обязалась обеспечить к 1 марта 1944 г. следующее:
– передать документацию на самолет Me 163B и двигатель HWK 509A;
– передать один полностью укомплектованный самолет Me 163B, два не полностью собранных и компоненты для них;
– передать три полностью укомплектованных двигателя HWK 509A;
– поддерживать постоянный контакт с японскими военными представителями в Берлине, сообщать им о любых изменениях в конструкциях самолета и двигателя, чтобы они могли быть внесены в японскую версию самолета;
– обеспечить доступ японцам к изучению производственных процессов при сборке самолета и двигателя;
– обеспечить доступ японцам к изучению процессов эксплуатации Ме 163 в подразделениях люфтваффе.
Немцы подготовили две подводные лодки для переправки в Японию полностью укомплектованного самолета Me 163B, двигателя HWK 509А, проектной и другой технической документации. Из этих двух лодок одна была потоплена в пути, унеся с собой самолет, проектную документацию и другие данные, необходимые для его изготовления. На другой лодке, которой удалось избежать потопления в пути, прибыла только основная инструкция к самолету, инструкция к двигателю и его документация.
Фирма "Мицубиси" получила контракт на срочную разработку морской (J8M) и армейской версии (Km-200) перехватчика. Проектирование самолета осуществлялось под руководством Мидзиро Такахаси, уже в сентябре изготовили макетный образец. Однако армия, которую не устраивали некоторые характеристики немецкого истребителя, решила разработать свой собственный параллельный проект. Эта разработка началась в "Рикугун кокугидзицу кенкюдзо" ("Армейский авиационнотехнический институт").
На I морском арсенале в Йокосуке в сотрудничестве с "Мицубиси" начались работы по приспосабливанию конструкции двигателя HWK 509A к японской технологии. Здесь же были начаты работы по производству J8M в версии планера, чтобы изучить характеристики машины, а также обеспечить быстрое обучение пилотов перед переходом на J8M. В то время как работа над этим планером, получившим обозначение MXY8 "Акигуса" ("Осенняя трава"), шла полным ходом, "Мицубиси" закончила макет самолета J8M, показав его в сентябре 1944 г. И армия и флот одобрили этот проект, и строительство опытных образцов было начато. В декабре 1944 г. MXY8 был закончен и 8 декабря 1944 г. впервые поднялся в воздух на буксире. Затем были построены еще два планера MXY8, один из них передали в "Рикугун". В авиационном институте флота в Маеда построили около 60 планеров MXY8 (Ку-13), предназначенных для обучения строевых пилотов. Флот также планировал выпустить учебный планер MXY9 "Сюка" ("Осенний огонь") с ВРДК тягой 200 кгс, что позволило бы более качественно готовить пилотов, но до конца войны его не успели построить.
После окончания испытаний планеров "Мицубиси" приступила к постройке двух опытных образцов J8M. Истребитель J8M во многом походил на Me 163, но был легче почти на 400 кг по причине отсутствия бронезащиты в кабине летчика и уменьшенного веса вооружения. Km-200 и J8M отличались друг от друга только вооружением. Армейский самолет имел две 30-мм пушки Хо-105 (скорострельность 450 выстрелов в минуту, начальная скорость снаряда 700 м/с), в то время как J8M был вооружен двумя 30-мм пушками тип 5 (скорострельность 400 выстрелов в минуту, начальная скорость снаряда 740 м/с).
Еще только строились три прототипа машины, но уже был разработан план, согласно которому к марту 1945 г. должны быть построены 155 серийных машин, а к сентябрю 1945 г. поставлены еще 1145. В конечном счете к марту 1946 г. планировалось иметь на вооружении 3600 самолетов J8M.
Помимо этого фирму "Мицубиси" назначили головным предприятием по созданию японской версии немецкого двигателя HWK 509A, в помощь сотрудникам фирмы туда были переведены специалисты из отдела двигателей I армейского авиационно-технического арсенала. Японский двигатель получил обозначение KР 10, но был также известен как "Токо" Ро.2. Компоненты для двигателя KР 10 изготавливались четырьмя фирмами – "Хитачи", "Исикаваджима", "Мицубиси" и "Васимо". Двигатель "Токо" Рo.2 развивал тягу ниже, чем оригинал, и работал на компонентах топлива T-Stoff и C-Stoff, известных в Японии как "Ko" и "Оцу" соответственно.
В начале января 1945 г. безмоторный образец ракетного перехватчика был поднят в воздух на буксире за самолетом B6N1. Перехватчик имел флотское обозначение J8M1 "Сюсуй" ("Острый меч") (экспериментальный ракетный перехватчик морской) и армейское обозначение Км-200 "Сюсуй" (экспериментальный ракетный перехватчик армейский). Параллельно с проведением испытаний перехватчика велась подготовка армейских и морских пилотов для полетов на нем. Одним из первых подразделений, которое должно было перевооружиться на J8M1, была 312-я авиагруппа флота. Фирмы "Мицубиси", "Фуджи хикоки" и "Нисан дзидоса" готовились к массовому производству J8M1 и его варианта J8M2, который отличался от J8M1 снятием одной из пушек типа 5 для некоторого увеличения запаса топлива.
Первая опытная машина J8M1 в июне 1945 г. приступила к полетам на буксире с включением двигателя в воздухе. 7 июля 1945 г. самолет под управлением летчика-испытателя Тоёхико Инузуки совершил самостоятельный взлет с аэродрома. После сброса стартовой тележки самолет начал набор высоты под углом примерно 45°, но на высоте 400 м вдруг заглох двигатель, потерявший скорость самолет нырнул вниз, ударился о землю и разрушился. Тяжело раненного летчика извлекли из разрушенного самолета и отправили в госпиталь, но на следующий день он скончался от полученных ран.
После расследования причин катастрофы пришлось на шестом и седьмом опытных самолетах срочно переделывать топливную систему. Было принято решение возобновить летные испытания в конце августа, но окончание войны остановило все работы. К тому времени, кроме семи построенных машин, одна из которых должна была стать Км-200, в сборке находилось еще шесть самолетов. Кроме этого, незавершенным остался проект самолета J8M2.
Характеристики J8M1: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД "Токо" Ро.2 тягой 1500 кгс, размах крыла – 9,5 м и его площадь – 17,73 м2, длина самолета – 6,05 м, высота – 2,7 м, вес пустого – 1505 кг, взлетный вес – 3885 кг, максимальная скорость – 900 км/ч на высоте 10 000 м, время набора высоты 10 000 м – 3,5 минуты, практический потолок – 12 000 м, время работы двигателя – 5,5 минуты, вооружение – 2 пушки типа 5 калибра 30 мм.
Характеристики Км-200: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД "Токо" Ро.2 тягой 1500 кгс, размах крыла – 9,47 м и его площадь – 17,6 м2, длина самолета – 5,88 м, высота – 2,68 м, вес пустого – 1505 кг, взлетный вес – 3870 кг, максимальная скорость – 900 км/ч на высоте 10 000 м, время набора высоты 10 000 м – 3,5 минуты, практический потолок – 12 000 м, время работы двигателя – 7 минут, вооружение – 2 пушки типа 5 калибра 30 мм.
Ки-202
Так как армейскую авиацию изначально не устраивал самолет Km-200, то было принято решение проектировать новый самолет с увеличенным запасом топлива. Поэтому в начале 1945 г. на фирме "Рикугун кокугидзицу кенкуидзо" началась разработка собственного ракетного самолета армии под обозначением Km-202 "Сюсуй-KaM" с использованием Ме 163 в качестве прототипа.
Длина фюзеляжа по сравнению с Km-200 была увеличена, чтобы обеспечить место для больших топливных баков. Предполагалось также поставить новый улучшенный двигатель, рассматривались два основных варианта. Первый был "Токо" Ро.2 (KР 10), который использовался в Km-200, но со второй камерой сгорания, обеспечивавшей дополнительно 400 кгс тяги. Другой двигатель был ХР 20 (по всей видимости, это был японский вариант немецкого ЖРД HWK 509C), который известен как "Мицубиси" "Токо" Ро типа 2 тягой 2000 кгс, и он был оснащен камерой сгорания для крейсерского полета. Как и Km-200, Km-202 сохранил подфюзеляжную лыжу, хвостовое колесо и должен был взлетать на двухколесной сбрасываемой тележке. В качестве вооружения намечено было использовать две 30-мм пушки Хo-155.
Предполагалось, что проект Km-202 будет закончен к февралю 1945 г. с началом постройки первого опытного образца сразу же после этого. Первый испытательный полет намечался на август 1945 г. Однако когда война закончилась, не был построен даже полноразмерный деревянный макет.
Характеристики Км-202: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД "Токо" Ро. типа 2 тягой 2000 кгс, размах крыла – 9,72 м и его площадь – 18,39 м2, длина самолета – 7,68 м, высота – 2,74 м, вес пустого – 1619 кг, взлетный вес – 3384 кг, максимальная скорость – 900 км/ч на высоте 10 000 м, время набора высоты 10 000 м – 3,5 минуты, практический потолок – 12 000 м, вооружение – 2 пушки Хо-155 калибра 30 мм.
"Синрю"/"Дзинрю"
В ноябре 1944 г. I морской авиационно-технический арсенал начал изучение возможности создания планера для летчиков-камикадзе, который, будучи оснащен ракетными двигателями и 100-кг зарядом в носовой части фюзеляжа, мог осуществлять атаки союзнических судов или танков. Планер создавался на фирме "Кайгун коку джидзюцу-со дайчи" в Йокосуке. Проект был готов к маю 1945 г., постройка первого опытного образца шла на фирме "Мизуно". Планер, практически полностью выполнявшийся из дерева, представлял собой высокоплан с широким прямым крылом небольшого размаха, такую конструкцию специально разрабатывали для неопытных пилотов. Ракетные двигатели подвешивались под крылом, летчик сидел в открытой кабине.
В результате изучения проекта комиссия пришла к выводу о том, что его надо переделывать. После его переделки началась работа над модифицированным планером, который к середине июня 1945 г. получил обозначение "Дзинрю", постройка опытного образца шла на фирме "Мизуно".
Летные испытания первого опытного образца в планерном варианте начались в середине июля 1945 г. на аэродроме в Исиоке (приблизительно 90 км к северо-востоку от Токио). "Дзинрю" буксировался в воздух самолетом "Тачикава" Km-9.
После завершения первого этапа испытаний планер оснастили силовой установкой из трех ЖРД "Токо" Ро.1 типа 1 суммарной тягой 400 кгс, время работы двигателей составляло 10 секунд. Испытания выявили два серьезных недостатка двигателей. Первым было низкое качество, которое приводило к многочисленным отказам двигателей. Вторым недостатком была несогласованность времени горения двигателей в одной связке, что приводило к проблемам, связанным с управляемостью самолета. По результатам испытаний были выданы рекомендации об оснащении аппарата шестью двигателями со временем работы 30 секунд. С такой силовой установкой расчетная максимальная скорость составляла 750 км/ч, а "Дзинрю" мог бы использоваться не только против танков и судов, но и против американских бомбардировщиков B-29.
Хотя уже было построено пять опытных образцов "Дзинрю", было принято решение пересмотреть концепцию применения самолета и переработать проект. В рамках нового проекта началась разработка истребителя-перехватчика, получившего обозначение "Синрю" ("Божественный дракон"). Самолет выполнялся по схеме "утка" (с передним горизонтальным оперением), имел стреловидное крыло и оснащался силовой установкой в хвостовой части фюзеляжа. Пилот размещался в закрытой кабине в носовой части самолета. Силовая установка состояла из четырех ЖРД "Токо" Ро.1 типа 2, каждый двигатель имел время горения 30 секунд, и все вместе они развивали тягу до 600 кгс. Два двигателя должны были использоваться для разгона истребителя после его отцепки от носителя, в то время как другие два двигателя должны были использоваться при атаке цели.
Шасси имело три фиксированные стойки с лыжами. Носовая лыжа имела амортизатор, чтобы демпфировать нагрузки во время приземления. Под каждой консолью крыла была основная лыжная стойка с распорками, на ней крепилась батарея из четырех реактивных снарядов. Для взлета "Синрю" должен был использовать двухколесную сбрасываемую тележку. Окончание военных действий в августе 1945 г. прервало дальнейшую работу над проектом.
Характеристики "Синрю": экипаж – 1 человек, силовая установка – 4 х ЖРД "Токо" Ро.1 типа 2 суммарной тягой 600 кгс, размах крыла – 7,0 м и его площадь – 11,0 м2, длина самолета – 7,6 м, высота – 1,8 м, вес боеголовки – 100 кг (или 8 неуправляемых ракет).
3. Самолеты с прямоточными воздушно-реактивными двигателями
Энциклопедия "Авиация" определяет прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) как "бескомпрессорный ВРД, в котором сжатие воздуха производится за счет кинетической энергии набегающего потока атмосферного воздуха". В ПВРД атмосферный воздух попадает во входное устройство двигателя со скоростью, равной скорости полета, сжимается за счет скоростного напора и поступает в камеру сгорания. Впрыскиваемое топливо сгорает, повышая теплосодержание потока, а продукты сгорания истекают через реактивное сопло со скоростью больше скорости полета, за счет чего и создается реактивная тяга ПВРД.
Положительное качество ПВРД заключается в том, что конструктивно он очень прост и не имеет движущихся деталей. Однако его недостатком является то, что он может работать только после достижения определенной минимальной скорости полета, а этой скорости можно достичь только с использованием какого-либо другого двигателя или ускорителя, например РДТТ или ЖРД.
Первый ПВРД был предложен в 1913 г. французом Рене Лореном, который затем получил патент на свое устройство, однако все попытки построить прототип двигателя у него завершились неудачей.
Два года спустя, в 1915 г., венгерский изобретатель Альберт Фоно предложил австро-венгерской армии артиллерийский снаряд с ПВРД, но его предложение было отклонено. После окончания Первой мировой войны А. Фоно вернулся к проблеме ПВРД, в мае 1928 г. он начал процедуру патентования конструкции воздушно-реактивного двигателя для высотного сверхзвукового самолета. После тщательного изучения материалов заявки в 1932 г. ему был выдан немецкий патент № 554906.
Большой вклад в дело изучения и создания ПВРД внесли советские ученые и инженеры. Так, в 1922 г. Ф.А. Цандер предлагал применять ПВРД в больших крылатых летательных аппаратах для облегчения их взлета с поверхности земли. Он считал, что использование в качестве окислителя атмосферного кислорода дает весьма существенную экономию в весе и габаритах летательного аппарата. О целесообразности применения ПВРД в качестве силовой установки космического корабля писал в 1924 г. К.Э. Циолковский в своем труде "Космический корабль". В 1929 г. Б.С. Стечкин впервые опубликовал разработанную им теорию ВРД (Стечкин Б.С. Теория воздушного реактивного двигателя // Техника воздушного флота. 1929. № 2) и впервые доказал практическую возможность создания ПВРД.