1. ВВОДНАЯ ЧАСТЬ
Современное состояние развития жидкостных реактивных двигателей позволяет использовать их в качестве эффективного средства увеличения горизонтальных и вертикальных скоростей полета винтомоторных самолетов путем сообщения последним дополнительной реактивной тяги в течение непродолжительного времени.
Как показывают проделанные исследования и опытные работы, для одномоторных истребителей с жидкостными двигателями класса РД-1 и РД-3 (Главный конструктор двигателей инженер В. П. Глушко), можно назвать два типа реактивных установок-ускорителей.
1. Установки с однокамерным РД-1 (Рmax = 300 кг) с приводом от авиамотора. Небольшой запас реактивного топлива на борту самолета обеспечивает работу двигателя в продолжение 3-4 мин.
2. Мощные реактивные установки с трехкамерным двигателем РД-3 (Рmax = 900 кг) или с тремя двигателями РД-1. Питание двигателя осуществляется приводом от авиамотора (как и в предыдущем варианте, но при форсировании оборотов насоса) либо от автономно действующего турбонасосного агрегата.
При установке на винтомоторном истребителе реактивных двигателей по рассматриваемой схеме «ВИ» следует ожидать:
Характерной особенностью истребителя с вспомогательным однокамерным двигателем РД-1 является возможность использования РД-1 в отдельные короткие моменты полета или боя, что дает преимущество в скорости. Наряду с этим сохраняются во все остальное время полета (без включения РД-1) почти неизменными летно-тактические качества, присущие данному типу самолетов.
В отличие от сказанного выше, при оборудовании истребителя мощной реактивной установкой с трехкамерным двигателем РД-3 в виде вспомогательного движителя самолет приобретает качества машины совершенно нового класса.
По своим летным данным такой самолет с РД-3 превосходит лучшие винтомоторные самолеты, открывая новую широкую область возможного тактического использования.
Становится доступным догон с дальней дистанции и атака в преимущественном положении любых винтомоторных скоростных машин противника, а также их перехват на значительной высоте.
Область высот в районе винтомоторного потолка и много выше его (14 000-16 000 м) является эффективной рабочей боевой высотой такого истребителя.
Самолеты, оборудованные только жидкостным реактивным двигателем, как правило, характеризуются малой продолжительностью полета.
В данном случае наличие на истребителе бензинового мотора обеспечивает ему независимость действия и достаточный радиус полета, а в случае необходимости и потребное время баражирования, при сохранении преимуществ, даваемых реактивным двигателем.
Для двигателя РД-3, как и для любого жидкостного двигателя при его использовании на полной мощности (даже кратковременном), требуется значительное количество реактивного топлива. Размещение его на одномоторном легком истребителе связано с затруднениями из-за отсутствия достаточных свободных объемов, узкого диапазона летных центровок и необходимости значительной перегрузки машины*.
* Практически можно считать достаточным для полноценного боевого использования самолета с РД количество топлива порядка 25% от полетного веса машины.
Решение этой задачи возможно путем вынесения кислотных баков в отдельные отсеки, например в гондолы под крыльями, и соответствующим делением системы баков на группы по порядку расходования жидкости (что сохраняет центровку в допустимых пределах).
Нормальные взлетно-подъемные свойства и маневренность, при наличии перегрузки и разноса масс, могут быть обеспечены самолету кратковременным использованием РД-3 на взлете, наборе высоты и при маневре (например, на виражах).
При полете только на бензиновом моторе летные и маневренные качества самолета ухудшаются по сравнению с данными серийных машин этого типа.
Эскизный проект истребителя по схеме «ВИ» представляет опыт разработки машины с комбинированной движительной установкой: винтомоторной группой и мощным вспомогательным жидкостным реактивным двигателем.
5. Принятая исходная центровка самолета «Ла-5» - 23-21% САХ[1]
6. Изменение центровки при выгорании реактивного топлива (в диапазоне углов подъема 20° и пикирования 60°):
| с РД-1- | 21,5-23,5% САХ |
| с РД-3- | 23-25% САХ. |
Работа выполнена на основе истребителя «Лавочкин-5», хотя следует отметить, что установка по схеме «ВИ» может быть осуществлена и на аналогичных самолетах других типов.
Самолет назван в проекте «Высотным истребителем - ВИ» вследствие его высоких летных качеств на больших высотах и значительного потолка. Однако при рассмотрении летно-тактических данных «Ла-5 ВИ» на остальных высотах можно ожидать, что машина найдет достаточно широкое применение как истребитель средних и даже малых высот.
В связи с новизной темы вопросы, связанные с тактикой применения самолета «Ла-5 ВИ», изложены особо в «Тактическом анализе» *.
* «Тактический анализ самолета „Ла-5 ВИ" с дополнительными реактивными двигателями», ОКБ, 1944 г.
Из расчетов, сделанных для установки однокамерного РД-1 (Р ~ 300 кг) и трехкамерного РД-3 (Р = 900 кг) и представленных на рис. 4 и 5[2] в виде сравнительных графиков, следует, что:
а) Максимальные горизонтальные скорости самолета «Ла-5 ВИ» при полете на бензиновом моторе снижаются приблизительно на 60 км/час по сравнению с серийным «Ла-5». Это снижение относится за счет перегрузки самолета реактивным топливом и дополнительного сопротивления гондол.
При включении реактивных двигателей (Р = 300 кг и Р = 900 кг) максимальные горизонтальные скорости самолета возрастают, достигая в первом случае значений vmax = 584 км/час и во втором vmax = 684 км/час у земли и соответственно vmax = 820 км/час и vmax - 1000 км/час на высоте Н = 14 000 м.
Необходимо отметить, что для самолетов, оборудованных реактивными установками, характерен направленный рост максимальных горизонтальных скоростей с подъемом на высоту.
б) Время набора высоты при подъеме на бензиновом моторе увеличивается главным образом за счет перегрузки самолета. Однако при включении реактивных двигателей набор самолетом высоты Н = 5000 м происходит за 4,1 мин при тяге двигателя Р = 300 кг и за 2,2 мин при тяге Р = 900 кг. Подъем до потолка** Н = 11 000 м при включении двигателя со старта при тяге Р = 900 кг происходит за 5 мин.
* См. «Предварительный аэродинамический расчет высотного истребителя „Ла-5 ВИ" с реактивной установкой с двигателем РД-1», ч. I, II, III, ОКБ, 1944 г.[35]
** В случае установки на самолете реактивных двигателей потолок самолета определяется запасом реактивного топлива и начальной высотой включения двигателя.
в) Время и радиус виража в полете без включения РД возрастают приблизительно на 50%. При использовании реактивных двигателей время и радиус остаются увеличенными на ~ 15% при тяге 300 кг и сохраняются в пределах серийных самолетов при тяге 900 кг.
Таким образом, летные данные самолета «Ла-5», оборудованного реактивной установкой по схеме «ВИ», ухудшаются при полете на бензиновом моторе и значительно превышают летные данные современных винтомоторных истребителей в полетах с работающими реактивными двигателями.
Сохранение значительной скороподъемности на больших высотах и возможность продолжительных полетов выше винтомоторного потолка являются особенностью самолетов этого типа.
Значения максимальных скоростей (vmax) и скороподъемности (t) для полетных весов G = 4120 - 4700 кг по высотам:
Значения максимальных скоростей (vmax) и скороподъемности (t) для полетного веса G = 4700 кг по высотам:
Винтомоторный истребитель по схеме «ВИ» с вспомогательными жидкостными реактивными двигателями может быть осуществлен как модификация любого одномоторного истребителя при оборудовании его реактивной установкой специализированного типа*.
В основу проектных исследований и разработок был принят самолет «Лавочкин-5» с моторами М-82Ф-НВ, трехлопастным винтом изменяемого шага (ЗСМВ-14, D = 3,2 м) и для высотного варианта - увеличенной площадью крыла (S = 22 м2) и дополнительной установкой на самолете двух турбокомпрессоров ТК-3.
Принятое вооружение самолета: 4 пулемета калибром 12,7 мм; бронирование - только спинка сиденья летчика.
Самолет «Лавочкин-5» - широкоизвестная машина, в данной модификации с реактивной установкой не подвергавшаяся существенным изменениям ни в части схемы, ни в части конструкции. Поэтому дальнейшее описание «ВИ» не затрагивает собственно самолет «Ла-5», а в основном относится к собственно реактивной установке и изменениям конструкции самолета, вызванным монтажом установки.
Начальный вес самолета с полным запасом горючего и смазочного материала (400 кг), вооружением, боезапасом и оборудованием считался равным 3200 кг (без реактивных агрегатов, топлива и герметичной кабины). Дополнительный вес реактивной установки (сухой) считался равным 200 кг**. В высотном варианте самолета еще 100 кг отнесено за счет герметичной кабины. Таким образом, исходный полетный вес самолета без реактивного топлива принят равным 3500 кг.
* При разработке нового специального самолета с винтомоторной группой и вспомогательной реактивной установкой, вероятно, могут быть получены несколько лучшие результаты, как в весовом отношении, так и с точки зрения компоновки и размещения агрегатов.
** Практический вес первой реактивной установки па самолете Пе-2 РУ № 15/185, рассчитанной на запас реактивного топлива 900 кг, составлял по данным взвешивания 169 кг.
На самолете предусматривается установка трех двигателей РД-1: первоначально одного - в хвостовом коке (1-й этап), а затем еще двух - в гондолах, позади кислотных баков (2-й этап), или трехкамерного двигателя РД-3 - в обоих случаях с приводом для вращения насосного агрегата от мотора. Для питания двигателя возможно также использование автономно действующего турбонасосного агрегата с расположением его позади кабины пилота (см. рис. 9). В данном случае это представляется менее выгодным (по весу, габаритам, дополнительной необходимости в воздухе, воде, масле, подогреве и прочее) по сравнению с приводом от мотора при форсированных оборотах насоса для обслуживания трех камер.
Запас реактивного топлива на борту самолета выбирался наибольшим с целью наиболее полного удовлетворения тактических требований и определялся реальной возможностью перегрузки машины, исходя из условий сохранения в допустимых пределах взлетно-посадочных свойств и прочности самолета.
Следует отметить, что па одномоторных машинах чрезвычайно трудно поместить большое количество топлива, вследствие отсутствия свободных объемов. Кроме того, возникают серьезные затруднения из-за очень небольшого допустимого диапазона смещений центра тяжести самолета по мере расходования жидкости при различных положениях самолета.
На «ВИ» реактивное топливо размещается: кислота в баках в подвесных гондолах под крыльями с наружной стороны от стоек шасси; керосин в баках центральной части фюзеляжа.
Использование подвесных баков гондол в данном случае позволяет успешно обойти трудности, связанные с размещением большого количества реактивного топлива. Ухудшение летных качеств вследствие введения подвесных гондол невелико* из-за малого миделя последних и хорошего сочетания их с крылом.
На первом этапе реактивная установка состоит из:
1. Однокамерного реактивного двигателя РД-1, состоящего из камеры сгорания, насосного агрегата и автоматики.
2. Специального привода на моторе М-82Ф-НВ с передаточным валом для вращения насосного агрегата.
3. Кислотной и керосиновой систем.
4. Пусковой воздушной системы.
5. Электрической системы.
Камера сгорания устанавливается на хвосте и отделена от фюзеляжа герметической перегородкой. Насосный агрегат может быть расположен либо над передним лонжероном (1-й вариант схемы реактивной установки - рис. 10 и 11), либо позади кабины летчика (2-й вариант схемы реактивной установки - рис. 12). В последнем варианте получается некоторое упрощение топливной системы.
Керосин (200 кг) размещается в двух баках: в среднем баке центроплана и в баке позади кабины летчика.
Кислотные баки подвешены в виде гондол под крыльями самолета и вмещают 1000 кг кислоты.
Для запуска двигателя и обеспечения надежной подачи топлива из баков к насосному агрегату в носках гондол установлены четыре баллона сжатого воздуха**.
* Подробнее см. раздел 5 «Влияние подвески».
** В дальнейшем, по-видимому, возможно будет отказаться от специальных баллонов и перейти на бортовые баллоны, заряжаемые в полете до 50 атм от компрессора на моторе.
На втором этапе однокамерный реактивный двигатель (Р = 300 кг) заменяется трехкамерным с тягой Р = 900 кг. Камеры сгорания устанавливаются: одна - на хвосте и две - в гондолах позади кислотных баков. Питание топливом осуществляется от того же насосного агрегата, производительность которого повышается за счет увеличения числа оборотов, для чего устанавливается другая передача привода.
В случае установки на «ВИ» трехкамерного автономного двигателя РД-3 его камеры сгорания и автоматика располагаются по той же системе. Как указывалось выше, применение турбонасосного агрегата в данном случае представляется менее выгодным.
При трех камерах кислотная и керосиновая системы остаются почти без изменений, добавляются лишь трубопроводы высокого давления от насосного агрегата к камерам сгорания, расположенным в гондолах.
Установка насосного агрегата, камер сгорания и прокладка топливных трубопроводов производится в герметизированных отсеках. Схема герметизации показана на рис. 10 и 12.
* См. «Предварительный аэродинамический расчет „Ла-5ВИ"», ч. I, стр. 49 и 65[4].
Размещение реактивного топлива в гондолах позволяет иметь на борту самолета значительный запас его. Увеличение лобового сопротивления самолета невелико, вследствие малого миделя гондол и хорошего сочетания их с крылом.
Для выяснения влияния наружной подвески на летные качества машины был проведен ряд предварительных расчетов для случая полетов без включения РД-1. Результаты представлены на рис. 13 и сводятся к следующему:
1. Схmin увеличивается примерно на 10%, достигая величины 0,022.
2. Максимальные горизонтальные скорости на всех высотах снижаются примерно на 3%, что по абсолютной величине составляет 15-25 км/час.
3. Снижение вертикальных скоростей зависит от высоты полета и составляет для высот: 2000 м - 0,2%, 6000 м - 1,5%, 9000 м - 3,1%.
4. Увеличение времени набора высоты составляет для высот: 6000 м - 1,0%, 9000 м - 1,6%, 11 000 м - 4,1%.
Из сказанного видно, что ухудшение летных данных за счет лобового сопротивления гондол невелико и может быть допущено для машины подобного назначения.
* См. там же, ч. I, стр. 82, и ч. II, стр. 79, 125-173.
Характерной особенностью движительной установки самолета «ВИ» (ВМГ + РД) является ее способность развивать значительные мощности на больших высотах. На режимах максимальных скоростей мощность реактивного двигателя растет с увеличением высоты полета, но суммарная мощность (NРД + NВМГ) все же падает за счет падения мощности винтомоторной группы, причем необходимо отметить, что это падение становится меньше с увеличением мощности реактивной установки. Зависимость мощностей реактивных двигателей, ВМГ и суммарной представлена на рис. 14.
 Рис. 14. Характеристики винтомоторной группы и реактивного двигателя РД-1 на самолете «Ла-5 ВИ» (мотор М-82 ФНВ 2ТК-3; винт ЗСМВ-14 D = 3,2 м; двигатель РД-1) |
Расчеты были произведены для винтов ЗСМВ-14 (с этим винтом выполнен аэродинамический расчет «ВИ») и 4Ф-1 по методике и материалам 1-го тома «Руководства для конструктора» БНТ, изд. 1943 г.
По результатам этих расчетов построены графики к.п.д. винтов на режимах vmax и набора высоты, из которых видно, что четырехлопастной винт 4Ф-1 на больших высотах обладает бóльшим к.п.д., чем те, которые принимались при расчете летных характеристик самолета «Ла-5 ВИ».
В итоге можно сказать, что даже при отсутствии специально подобранного винта возможно эффективное использование располагаемых мощностей комбинированной движительной установки, бензинового мотора и реактивных двигателей при полете на высоких скоростях и больших высотах.
* См. «Предварительный аэродинамический расчет „Ла-5 ВИ"»,ч. I, стр-49, п «Дополнительные расчеты центровки ,,Ла-5 ВИ"».
На всех режимах полета центровка самолета «Ла-5 ВИ» остается в пределах допустимых летных центровок, свойственных самолету «Ла-5».
Это обеспечивается соответственным размещением на самолете реактивного топлива и перестановкой вперед ряда агрегатов самолетного оборудования (рис. 15).
В результате самолет с бензином, но без реактивного топлива имеет центровку: 23,5% САХ - с однокамерным двигателем и 25% САХ - с трехкамерным.
В случае установки турбонасосного агрегата позади места пилота либо герметической кабины для сохранения указанной центровки мотор следует вынести на 250 мм вперед.
Изменение центровки при выгорании реактивного топлива подсчитывалось для трех случаев: а) набора высоты с углом θ = + 20°, б) горизонтального полета θ = 0°, в) пикирования с углом θ = - 60°.
При выгорании реактивного топлива сохранение центровки в допустимых пределах достигается принятым порядком опорожнения баков. Схема расходования реактивного топлива показана на рис. 10 - 12.