1. Разница в максимальных скоростях современных бомбардир[овщиков] и истребителей настолько мала, что преследование бомбардировщика после маневра практически нецелесообразно, так как за время преследования бомбардировщик успевает пройти десятки и сотни километров. В настоящее время почти нет средств остановить бомбардировщики, летящие сомкнутым строем на высоте 6-8 км со скоростью 500-600 км/час*. Появление таких бомбардировщиков на вооружении в ближайшее время вполне реально.
* См., например, статью А. Лапчинского [«Основные вопросы современной авиации»] в журн. «Военная мысль», № 3-4 за 1937 г., стр. 85 — 95.
2. Недостаточные вертикальные скорости современных истребителей вызывают необходимость отнесения аэродромов истребительной авиации на 100-140 км от линии фронта. Таким образом, линия перехвата противника может лежать в пределах 80-120 км от фронта, и защита этой полосы («зоны тактической внезапности») чрезвычайно затруднена. Эта зона по мере увеличения скоростей и высот полета бомбардировщиков имеет тенденцию к дальнейшему расширению.
3. Вследствие больших горизонтальных скоростей современных самолетов и больших нагрузок на 1 м2 [крыла] радиусы виражей значительно увеличились и возросли трудности, связанные с нахождением противника в воздухе после маневра. Поэтому воздушный бой при перехвате противника сведется к кратковременной встрече или преследованию.
4. На основе сказанного выявляется необходимость постройки истребителя, обладающего очень большой скоростью и особенно скороподъемностью и предназначенного в основном для защиты зоны тактической внезапности. Запас топлива такого истребителя должен обеспечить продолжительность боя в течение 4-5 мин и дальность полета в пределах зоны тактической внезапности (т.е. 80-120 км). Как будет показано ниже, ракетный истребитель может удовлетворить этим требованиям.
1. Как известно, потолок стратостата составляет 30 км, а стратоплана — меньше 20 км. Для подъема человека на высоты более 30 км возможно только применение ракетных аппаратов.
2. Ракетоплан по сравнению с бескрылой ракетой имеет те преимущества, что позволяет предварительный подъем его на самолете и обеспечивает управляемый спуск. Бескрылая ракета незаменима для исследования стратосферы с помощью приборов.
3. Нельзя забывать о возможном военном применении высотного варианта ракетоплана в том случае, если у противника появятся стратопланы-бомбардировщики.
1. Исследование аэродинамики дозвуковых и звуковых скоростей имеет громадное значение для современной авиации. В строящихся и построенных скоростных трубах продуваются модели самолетов, т. е. не учитывается число Рейнольдса. Постройка скоростных труб для продувок в натуру практически невозможна. Значительная часть исследований по этому вопросу может быть проведена на ракетном самолете, поскольку возможна точная запись величины тяги.
2. На ракетоплане возможна постановка исследований по вибрациям крыльев и оперения при больших скоростях.
3. Исследование воздушного ракетного двигателя после отработки его в лаборатории также может быть проведено на ракетоплане с жидкостным ракетным двигателем.
1. В настоящее время можно считать, что в основном проблема создания ракетного двигателя с тягой 150 кг решена. Данные: удельная тяга двигателя, т. е. тяга в кг при расходе топлива 1 кг/сек, Рк = 200-210 кг·сек/кг; допустимое максимальное время работы двигателя на максимальной тяге τ = 120 сек; вес двигателя Gдв = 8 кг. На будущее остается усовершенствование двигателя и его характеристик (см. дело объектов 202 и 606)[1].
2. С двигателем па тягу 300 кг проведен ряд опытов, которые доказывают возможность отработки в ближайшее время такого двигателя со следующими данными: Рк = 200 — 210 кг·сек/кг; τ = 150-200 сек; Gдв = 12 — 15 кг (см. дело объекта 601)[2].
3. Нет принципиальных возражений против возможности получения после соответствующей научно-исследовательской работы следующих характеристик двигателя: тяга в одном агрегате — до 500-1000 кг; время работы (на малых двигателях с тягой 100— 200 кг) — до 15 — 20 мин; вес двигателя (при больших тягах) — до 3% от тяги; повторный запуск. Это все «доводка», а не «проблемы», которые могут быть разрешены или не разрешены.
4. При переходе на другие окислители на азотной основе и применяя насосы возможно в перспективе увеличение удельной тяги до 260-280 кг (это уже «проблема»).
1. Применение кислородных двигателей с точки зрения полетных данных оправдывается в том случае, если удельная тяга у них будет на 20 — 25% больше удельной тяги азотных двигателей (при одинаковых давлениях подачи), что необходимо для компенсирования разницы в весах баков и воздушных баллонов.
2. В настоящее время проблема кислородных двигателей может считаться принципиально решенной только для удельных тяг равных или даже меньших, чем у азотных двигателей.
3. Когда удельная тяга будет на 20 — 25% превышать удельную тягу азотного двигателя (при прочих равных условиях), возможно и целесообразно применение кислородных двигателей для высотного варианта. Для выяснения возможности применения его для военного варианта требуется дополнительное тактико-техническое исследование.
1. В настоящее время ВРД не вышел еще из стадии предварительных лабораторных исследований, и со 100%-ной уверенностью заранее нельзя сказать, будут ли целиком получены расчетные данные.
2. Па основании имеющихся расчетов можно предполагать, что самолет, снабженный ВРД, будет иметь очень большие горизонтальные скорости и высоты полета при дальностях, значительно превышающих дальности самолетов с жидкостными ракетными двигателями.
3. Так как тяга возд[ушного] ракетного двигателя в первом приближении пропорциональна скорости в степени меньше двух, то можно предполагать, что большие углы подъема траектории на небольших скоростях (меньше звуковых) будут трудно достижимы. Поэтому применение ВРД как основного двигателя для истребителей вызывает некоторые сомнения и требует дополнительного исследования.
Таким образом, основной областью военного применения ВРД, по-видимому, будут бомбардировочная и разведывательная авиация. С этой точки зрения воздушные и жидкостные ракетные двигатели не исключают, а дополняют друг друга в военной авиации. В научно-исследовательской области нужно иметь в виду, что полет ВРД на высотах больше 40-50 км будет сопряжен с исключительными трудностями.
1. В настоящее время имеется ряд конструкций крылатых и бескрылых ракет на азотных и кислородных двигателях, система питания которых неоднократно подвергалась огневым испытаниям, причем в ряде случаев получался вполне удовлетворительный результат (см. дело объектов 06/III[3], 212, 312 и 318).
2. Произведенные полетные испытания крылатых моделей показали, что правильный полет модели, соответствующий расчетным данным, возможен:
а) при закрепленных рулях ракета правильно взлетела и при достаточной тяге проделывала ряд петель как обычный самолет (см. журнал опытов сект[ора] № 8 за 1934-35 г.);
б) при правильно работающем автопилоте возможен удовлетворительный полет модели. На испытаниях были получены участки правильного полета до 600-800 м (см. дело объекта 06/III № 312). Таким образом, на основе сделанных опытов можно предположить, что если бы на модель был посажен человек, то на всем участке работы двигателя можно было бы получить правильный полет.
3. На летающих объектах, а также на стенде для питания двигателей применяется способ подачи топлива сжатым воздухом. Этот способ может считаться полностью освоенным. Мыслимы другие способы подачи, дающие по расчетам значительную экономию в весе конструкции и тем самым улучшающие полетные данные, а именно: подача насосом и пороховым аккумулятором.
1. На основе сделанного обзора можно принять по ракетной части следующие исходные данные для расчета полетных характеристик ракетопланов:
а) в настоящее время — тяга 150 кг, удельная тяга 200-210 кг, время работы 100 — 120 сек, запуск однократный, подача сжатым воздухом;
б) в ближайшем будущем (начало 1939 г.) — тяга 300 кг, удельная тяга 200-210, время работы 150 — 180 сек, запуск однократный, подача сжатым воздухом (или пороховым аккумулятором);
в) через несколько лет — тяга в одном агрегате до 500 — 1000 кг, удельная тяга 200-210 кг, время работы до 15--20 мин, повторный запуск, подача сжатым воздухом или пороховым аккумулятором (или насосом);
г) в перспективе (с известной степенью вероятности) — тяга до 2000-2500 кг, время работы двигателя при малых (80-300 кг) тягах до 30 мин, удельная тяга 270-280 кг, повторный запуск, подача насосом.
1. Произведенными теоретическими исследованиями (см. дело объекта 318 и статьи Зенгера, Королева, Щетинкова[4] и др.) доказано, что для улучшения полетных данных ракетоплана необходимо увеличение нагрузки на м2. Поэтому в расчетах нагрузка была взята предельной[5]: при посадке 120 кг/м2 (vпос = 115 км/час), на взлете 200 кг/м2*. Отношение тяги к весу на взлете и подъеме должно быть не меньше 1. Принято 1.
* Для сравнения укажем, что самолет Marcel-Bloch 160 отрывался с нагрузкой 210 кг/м2, а самолет Farman 2231 — с нагрузкой 170 кг/м2 («Les Ailes», 21 октября 1937 г.).
2. Полезная нагрузка взята 212 кг (в том числе летчик 80 кг и вооружение 120 кг). Веса планера (крылья, фюзеляж и т. д.) брались по самолетной статистике. Веса ракетной части (баки, двигатель и др.) взяты на основании предварительных расчетов (подача сжатым воздухом).
3. Характеристики двигателя были взяты по ближайшей перспективе, т. е. тяга — 1400 кг = 2x700, удельная тяга — 210 кг, время работы при малой тяге 15-20 мин, многократный запуск (см. § II, Д, 1, в).
4. Аэродинамические характеристики были взяты по самолетным нормам для хорошо «зализанного» самолета с удлинением λ = 6,5-7, поляра была проверена по имеющимся продувкам торпед и экспериментальной машине. Все расчеты велись в предположении, что скорость полета не превышает звуковой. При специально подобранных формах дужки и фюзеляжа предельную скорость можно принять равной ~ 850 км/час. Расчет траектории на участках неустановившегося движения производился методом численного интегрирования по правилу трапеции.
5. Результаты расчета траектории ракетного истребителя при взлете его с земли на своем двигателе изображены на «графиках перехвата и преследования» (см. дело объекта 318, расчет траекторий еще не оформлен)*. На основании этих графиков можно видеть, например, что при скорости противника 400 км/час на высоте 5 км истребитель взлетает с аэродрома в тот момент, когда противник находится в 13 км от аэродрома, дает ему встречный бой на расстоянии 5 км от аэродрома к фронту; затем истребитель делает иммельман, догоняет ушедшего вперед противника и, «вися у него на хвосте», преследует его в течение 10 мин. За это время он удалится от своего аэродрома на расстояние 60 км, так что возвращение обратно может быть произведено за счет планирования.
* «Графики перехвата и преследования», приложенные к «Аэродинамическому расчету ракетного истребителя», несколько отличаются от графиков в деле объекта 318. В частности, иммельман заменен одинарным переворотом.
Если взять другой крайний случай, маловероятный даже в будущем, и принять, что противник идет на высоте 9 км со скоростью 600 км/час, то ракетный истребитель взлетает в момент нахождения противника на расстоянии 20 км от аэродрома, дает встречный бой и после иммельмана преследует его в течение 3 мин, удаляясь от своего аэродрома на расстояние 36 км.
6. Из приведенных цифр вытекает, что ракетный истребитель практически сводит зону тактической внезапности к полосе шириной меньше 20-30 км. Нач[альник] каф[едры] тактики ВВА полковник Шейдеман и врио нач[альника] каф[едры] огневой подготовки ВВА майор Тихонов в своем заключении по объекту 318 (см. дело 318), касаясь продолжительности боя, пишут: «Все эти цифры [продолжительности преследования для ракетного истребителя] уже сейчас обеспечивают реальную возможность вести бой, полагая, что резкое превосходство летно-технических данных самолета может обеспечить и скорую победу». Эта «... небольшая продолжительность [...] допускает уже сейчас практическое использование этих самолетов на фронте и, более того, определяет желательность такого применения»[6].
7. Чрезвычайно интересно привести сравнительные полетные данные ракетоплана и современного опытного истребителя Renar R-36 с мотором Испано 12 Ycrs 910 л. с. [см. табл. на стр. 514].
8. Резюмируя, можно отметить следующие особенности ракетных истребителей:
а) легкость установки на самолете двигателя с большими тягами, а следовательно, получения больших скоростей и углов подъема;
б) независимость тяги от высоты, следовательно, улучшение летных свойств по мере подъема на высоту;
в) большие секундные расходы топлива, а следовательно, малая продолжительность полета, большие запасы топлива и малая дальность;
г) большие нагрузки на 1 м2, а следовательно, плохая маневренность и большие посадочные скорости.
На основе сделанного анализа представляется целесообразным применение в будущем ракетных истребителей как истребителей-перехватчиков для защиты «зон тактической внезапности» в кооперации с истребителями обычного типа.
9. Нельзя считать, что в настоящее время перспективные исследования военного применения ракетных самолетов закончены. Можно наметить следующие направления, по которым необходимо вести исследования:
а) летно-тактические данные самолета с в[инто]-м[оторной] группой, снабженного вспомогательным ракетным двигателем;
б) летно-тактические данные ракетоплана уменьшенных размеров, подвешенного к многоместному истребителю;
в) возможность уменьшения необходимой максимальной тяги ракетного двигателя.
1. Теоретическими исследованиями, проведенными разными авторами, доказано, что при обычных самолетных схемах, при достижимых в настоящее время запасах топлива до 50% и при удельной тяге даже 300 кг (с учетом увеличения тяги с высотой) ракетный самолет с жидкостным двигателем имеет дальность полета 200-300 км, т. е. не может конкурировать с обычной винто-моторной группой.
2. В 1937 г. было проделано теоретическое исследование перспективного применения ракетоплана для полетов на дальность, исходя из оптимальных предпосылок, т. е. принимая для двигателя характеристики «дальней перспективы» (§ II, Д, 1, г) и применяя составные схемы. В результате исследования было получено, что даже при этих оптимальных условиях и при минимальной полезной нагрузке в 175 кг дальности порядка 2000 км могут быть получены при тройной схеме (обычный самолет + катапультный ракетоплан + собственно ракетоплан), причем начальный вес катапультного ракетоплана превышает 10 т.
3. В отношении предельной высоты подъема были получены следующие результаты: при характеристиках двигателя «ближайшей перспективы» (§ II, Д, 1, в) для ракетоплана весом 1600 кг, поднимаемого самолетом на начальную высоту 8 км, абсолютный потолок получается равным 45-50 км. При удельной тяге 280 кг·сек/кг и начальной высоте 10 км Набс = 70-80 км. В обоих этих случаях полезная нагрузка (включая пилота) — 175 кг. Применяя составные ракетопланы с начальным весом 8 т, можно получить высоту 80 км при весе полезной нагрузки около 400 кг и удельной тяге 210 кг·сек/кг. Абсолютный потолок получается в этом случае около 130 км, но спуск с этой высоты на крыльях из-за больших ускорений невозможен без специальных тормозных приспособлений (см. Дело 318 «Перспективы применения ракетопланов»)[7].
4. Во всех случаях установки мощных ракетных двигателей (Р = ~G0) и при предварительном подъеме ракетоплана на высоту 6-8 км легко могут быть получены скорости, превышающие звуковые (для первой ступени — до 350-400 м/сек, для составных схем — 1000 и более м/сек). На этих скоростях возможно получение установившегося движения и проведение соответствующих замеров.
5. Резюмируя этот раздел, можно сказать, что для исследования человеком стратосферы в пределах от 30 до 80 км ракетоплан в будущем открывает весьма широкие и достаточно реальные перспективы. То же самое можно сказать относительно исследования аэродинамики звуковых скоростей на самолетах в натуру. Применение ракетопланов для полетов на дальность, даже учитывая громадные путевые скорости, нецелесообразно.
1. На основании произведенных и производимых теоретических исследований по летно-тактическим и высотным данным ракетоплана должен быть принципиально решен вопрос о нужности этого объекта и необходимости более форсированного развития его. Теоретические исследования при этом должны быть подкреплены и обоснованы специально поставленными экспериментальными работами, в частности:
а) проверка двигателя и системы питания в полете на ракетном планере (имеющийся двигатель с тягой 150 кг, подача воздухом, запас топлива ~ 15%);
б) проверка сводки весов ракетной части (главным образом баков и воздушных аккумуляторов).
2. Для постройки ракетоплана любого практического назначения (военного или научного) необходимо предварительное теоретическое и экспериментальное решение ряда вопросов, в частности:
а) устойчивость и управляемость ракетоплана при относительно больших тягах и запасах топлива (взлет, посадка и полет);
б) влияние больших, порядка звуковых, скоростей на устойчивость, прочность и летные данные ракетоплана;
в) взаимодействие всех агрегатов системы двигателя в полете при относительно больших тягах.
Поэтому в качестве второго этапа должна быть предпринята постройка специально экспериментальной машины. Ввиду того, что большие скорости могут быть достигнуты только на больших высотах, экспериментальная машина должна быть спроектирована как высотная с возможностью подвески к многомоторному самолету (например, ТБ-3).
Для облегчения решения основных задач при проектировании машины необходимо отказаться от введения элементов, не проверенных в самолетной и ракетной практике (например, тонкое крыло большого удлинения, включение баков в конструкцию фюзеляжа и т. д.). Вследствие этого все основные летные данные экспериментальной машины получаются сильно заниженными. Основные характеристики ракетоплана следующие: экипаж 2 чел., начальный вес 1,5 — 1,6 т, двигатель 3 X 300 + 1 X 150, абсолютный потолок при старте с 8 км Набс = 25 км, при старте с земли — 13—16 км, наибольшая средняя скорость горизонтального полета на высоте 7—9 км — до 800—900 км/час, посадочная скорость с пустыми баками 120—130 км/час. Эту работу (отработку отдельных агрегатов) можно начинать после окончания первого этапа, при условии, что работы по двигателю 300 будут форсированы.
 Рис. 1. Общий вид экспериментального ракетного планера Двигатель ОРМ-65 (тяга 150); время работы двигателей на полной тяге ~ 110 сек; начальный вес: ~600 кг; назначение: проверка двигателя, системы его питания и управления в полете |
3. После получения первого опыта по экспериментальной машине и отработки двигателя на большие тяги и продолжительность можно приступать к проектированию опытного образца для конкретного применения.
1. Необходимо в первую очередь начать форсированную отработку азотного двигателя на 300 кг с удельной тягой на 200— 210 кг и временем работы 180 сек, параллельно с этим вести работу над увеличением продолжительности действия двигателя 150 кг до 5—8 мин.
2. Во вторую очередь нужно начинать работу над увеличением тяги в одном агрегате до 1000—1500 кг, продолжительности работы малых двигателей до 15—20 мин, кроме того, необходимо начать разработку насоса и повторного запуска двигателя. Работа над увеличением к.п.д., конечно, тоже не должна прекращаться.
3. Продолжать научно-исследовательскую работу по кислородным двигателям в направлении повышения к.п.д.
Проведены теоретические и тактические (не закончены) исследования по ракетоплану, результаты которых изложены выше. Проведен ряд расчетов по экспериментальной машине с целью получения данных для теоретических исследований. Сделаны компоновочные чертежи общего вида (см. дело 318) [8].
1. Разработан проект установки двигателя 150 кг на один из существующих планеров (СК-9). Проведены все необходимые расчеты (аэродинамический, прочности, гидравлический и т. д.) (см. дело 318-1) [9]. Емкости баков должно хватить на 100 сек работы двигателя в 150 кг. Оборудование планера закончено в 1937 г.
2. В настоящее время (январь 1938 г.) закончены все необходимые холодные испытания системы двигателя, давшие удовлетворительные результаты. Проведено 23 огневых испытания на стенде тоже с удовлетворительным результатом. После окончания огневых испытаний на стенде (еще 7—10 испытаний) будут проведены полетные испытания (взлет с земли и буксировка).
1. Как видно из изложенного выше, объем работ как по ракетоплану, так и по двигателям для него получился достаточно большим, требующим много средств и времени (порядка четырех-пяти лет). Поэтому необходимо теперь же принять определенное решение о необходимости и важности этого объекта и обеспечить все необходимые условия для работ. Половинчатые решения только повредят делу, так как при недостаточных темпах работ получение первых практических результатов будет отодвинуто на срок 5—6 лет, когда требования к объекту в связи с прогрессом тактики и техники могут совершенно измениться.