Реактивная авиация Второй мировой войны

Летчик размещался в кабине сидя, в носовой части фюзеляжа располагалась одна пушка МК 108, в хвостовой части – двухкамерный ЖРД HWK 509A-2 максимальной тягой 1700 кгс, посадка осуществлялась на выдвижную подфюзеляжную лыжу. Аварийное покидание самолета осуществлялось так же, как на втором варианте Me P.1103.

К концу лета 1944 г. было принято решение о сворачивании программы разработки бомбардировщика дальнего действия, поэтому вопрос о необходимости бортового истребителя отпал сам собой. Тем не менее на основе уже имевшегося задела фирма разработала к концу осени 1944 г. семь вариантов миниатюрного самолета, среди которых были: вариант машины с боеголовкой в носовой части, вариант таранного истребителя Rammjager и вариант буксируемого дополнительного топливного бака для истребителя Ме 262. Все варианты Me P.1104 должны были осуществлять взлет с земли. Однако в конце года работы по самолету были прекращены.

Характеристики Me P.1104: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД HWK 509А-2 тягой 1700 кгс, размах крыла – 5,3 м и его площадь – 6,5 м², длина самолета – 5,0 м, высота – 1,56 м, взлетный вес – 2570 кг, максимальная скорость – 800 км/ч, скороподъемность у земли – 200 м/с, дальность на высоте 6000 м – 87 км, вооружение – 1 пушка МК 108 калибра 30 мм.

So 344

В январе 1943 г. на фирме Bley Segelflugzeugbau (г. Наумбург) под руководством инженера Хайнца Зомбольда началась работа над проектом ракетного мини-перехватчика So 344 Rammschussjager. В качестве двигательной установки применялся ЖРД HWK 509А-2, установленный в хвостовой части фюзеляжа под кабиной летчика. В средней части фюзеляжа над крылом устанавливалось стрелковое вооружение – два пулемета MG 151 или одна пушка MK 108. So 344 должен был буксироваться на высоту 6000 м, после отцепки, включив двигатель, истребитель поднимался на высоту на 1000 м выше приближающегося формирования бомбардировщиков противника, после выполнения боевого задания перехватчик осуществлял посадку на подфюзеляжную лыжу.

В январе 1944 г. в связи с пересмотром RLM технических требований к перехватчику Х. Зомбольд модифицировал свою машину. Конструктивной особенностью этой машины стала отделяемая при атаке цели носовая часть (боеголовка), которая, фактически, представляла собой бомбу SC 500 с четырьмя хвостовыми стабилизаторами, оснащенную твердотопливным ракетным двигателем для нападения на вражеские бомбардировщики с безопасного расстояния. Истребитель, осуществляя в пологом пикировании атаку на строй бомбардировщиков, должен был сбросить бомбу с дистанции, превышавшей эффективную дальность оборонительных стрелковых установок бомбардировщиков. Взрыва одной бомбы SC 500 в середине строя союзных бомбардировщиков, которые часто применяли тесное построение, известное как «боевой ящик», было достаточно, чтобы уничтожить три-четыре машины противника. Ожидаемая продолжительность полета составляла только двадцать пять минут. После приземления самолет можно было легко разобрать и доставить наземным транспортом на ближайшую авиабазу для повторного использования.

Летом 1944 г. проект рассматривали специалисты RLM, но в конечном счете его отклонили. Позже RLM присвоило номер 344 ракете фирмы Ruhrstahl X4 класса «воздух – воздух». До окончания войны провели только аэродинамические испытания моделей So 344 в масштабе 1:5.

Характеристики So 344: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД HWK 509А-2 тягой 1700 кгс, размах крыла – 5,7 м и его площадь – 6,0 м², длина – 7,0 м, высота – 2,2 м, полетный вес – 1350 кг.

Stratospharen-Jager

Вернер фон Браун 6 июля 1939 г. представил Г. Герингу «Предложения по разработке истребителя с ракетным двигателем». В этих предложениях он доказывал преимущества самолета-перехватчика с вертикальным стартом перед ракетным истребителем Me 163 с горизонтальным стартом, разрабатывавшимся с 1939 г. в рамках «Программы Х» под руководством А. Липпиша.

Предложенный фон Брауном ракетный перехватчик Stratospharen-Jager I конструктивно напоминал второй опытный самолет фирмы «Хейнкель» Не 176V2. Он имел сигарообразный фюзеляж, крыло с небольшой стреловидностью по передней кромке и обычное хвостовое оперение. В передней части фюзеляжа в герметичной кабине летчик располагался в положении сидя (в режиме горизонтального полета). За кабиной размещались баки с компонентами топлива – 75 %-м метиловым спиртом и жидким кислородом, заправочные горловины находились сверху фюзеляжа. В хвостовой части фюзеляжа находился двухкамерный ЖРД, на срезе основного сопла имелись газовые рули, использовавшиеся для управления на малых скоростях во время взлета. В качестве посадочного устройства использовалась выдвижная подфюзеляжная лыжа. Вооружение состояло из четырех пушек в корневой части крыла – по две с каждой стороны. Тяга ЖРД при взлете составляла 10 160 кгс, а в горизонтальном полете – 771 кгс.

Перехватчик должен был взлетать вертикально со стационарной стартовой позиции. На этапе набора высоты управление самолетом осуществлялось автоматически. Максимальная высота набора высоты составляла 8000 м, а скороподъемность к этому моменту – 151 м/с. После достижения заданной высоты летчик брал управление на себя и осуществлял горизонтальный полет, максимальная скорость которого составляла 700 км/ч. Наведение на цель предполагалось осуществлять с земли с помощью радара Wurzburg. После выполнения задания самолет должен был в планирующем режиме идти на ближайший аэродром, посадка должна была осуществляться с помощью выпущенной подфюзеляжной лыжи. Расчетное время полета составляло 15 минут.

Предстартовая подготовка проходила в ангаре. В нем размещалось сразу два десятка самолетов, причем каждый перехватчик располагался вертикально, опираясь консолями крыла на горизонтальные параллельные рельсы, а хвостовой частью на четырехколесную тележку. По рельсам самолет вместе с тележкой перемещался на стартовую площадку, с которой и осуществлялся вертикальный взлет. Рядом с ангаром располагались командный пункт управления полетами и радиолокационная станция. Однако идея фон Брауна не получила в RLM поддержки. Основными недостатками, по мнению специалистов технического департамента RLM, являлись высокая стоимость сооружений и оборудования комплекса, уязвимость стартового комплекса и необходимость заправки самолета компонентами топлива непосредственно перед стартом (жидкий кислород быстро испаряется после заправки).

В мае 1941 г. В. фон Браун предложил вторую версию своего перехватчика Stratospharen-Jager II, заменив стационарную стартовую позицию мобильной пусковой установкой. Самолет был в целом похож на первый вариант, но имел некоторые отличия: киль и руль направления имели меньшую площадь, была увеличена площадь остекления для улучшения обзора летчику, крыло стало иметь небольшое поперечное V. Кроме того, разработчики перешли на другой состав компонентов топлива – Visol (винил-изобутиловый эфир) и SV-Stoff (смесь 90 % азотной кислоты и 10 % серной кислоты). Стартовой установкой являлся тягач с прицепом, на котором перевозился самолет. Перед взлетом самолет устанавливался вертикально между тягачом и прицепом, опираясь законцовками крыла на ферменные стойки, закрепленные на тягаче и прицепе, хвостовая часть самолета при этом опиралась на четырехколесную тележку. Но и это предложение В. фон Брауна было отклонено.

Характеристики Stratospharen-Jager I: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД тягой 10 160 кгс на взлете и в горизонтальном полете – 771 кгс, размах крыла – 8,5 м, длина самолета – 9,3 м, высота – 3,02 м, взлетный вес – 5000 кг, скорость горизонтального полета – 700 км/ч, скороподъемность – 151 м/с, практический потолок – 8000 м, время полета – 15 минут.

Характеристики Stratospharen-Jager II: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ЖРД тягой 10 160 кгс на взлете и в горизонтальном полете – 771 кгс, размах крыла – 8,6 м, длина самолета – 9,3 м, высота – 3,2 м, взлетный вес – 5080 кг, скорость горизонтального полета – 690 км/ч, скороподъемность – 143 м/с, практический потолок – 8000 м, время полета – 15 минут.

Истребитель фирмы «Гота»

Фирмой «Гота» был предложен проект таранного истребителя, предназначенного для атак соединений союзных бомбардировщиков. Разрабатывалось две версии машины – одна с ЖРД в хвостовой части фюзеляжа, вторая – без двигателя (планер). Запуск истребителя предполагалось осуществлять с самолета-носителя. Кабина летчика выполнялась в виде бронированного конуса, рассматривались два варианта расположения кабины в самолете. В первом варианте кабина занимала всю носовую часть машины. Самолет во время атаки пробивал конусом атакуемый бомбардировщик, при этом конус отделялся от фюзеляжа и пролетал сквозь бомбардировщик навылет, после чего осуществлял спуск на парашюте. Чтобы обеспечить летчику хотя бы минимальные шансы выжить при таране, предусматривалась установка кресла, которое бы автоматически переводило летчика в горизонтальное положение для того, чтобы он мог перенести большие перегрузки при ударе. Для этого на носу конуса имелось устройство, которое при ударе выдавало сигнал исполнительным механизмам на поворот откидной части кресла летчика в горизонтальное положение и на отсоединение конуса от фюзеляжа истребителя.

Во втором варианте кабина пристыковывалась к фюзеляжу сверху, а носовая часть фюзеляжа истребителя несла заряд взрывчатого вещества для усиления разрушительного эффекта при ударе в бомбардировщик. Во время удара кабина отстреливалась вверх, и далее она совершала свободный спуск на парашюте. Кроме того, рассматривался вариант установки катапультного кресла, которое за секунду до удара выбрасывало бы летчика из кабины, после чего он спускался на парашюте. Предложение фирмы не получило официальной поддержки.

Silbervogel

С 1930 г. Ойген Зенгер работал ассистентом в Техническом университете в Вене, в течение следующих пяти лет он занимался созданием ЖРД с камерой сгорания, охлаждаемой компонентами топлива. Его двигатель развивал внушительную скорость реактивной струи – 3048 м/c, это было значительно лучше, чем у двигателя ракеты А 4 фон Брауна, который появился позднее. На конструкцию своего двигателя Зенгер в 1936 г. получил патент.

Зенгер был убежден, что путь в космос возможен только с использованием ракетопланов, а не ракет, и в 1933 г. он написал книгу Raketenflugtechnik («Техника ракетного полета»), которая была издана в Австрии и была основой его докторской диссертации. В своей книге он описал крылатый реактивный аппарат с ЖРД на жидком кислороде и керосине, который был способен развить скорость до М = 10 и достичь высоты 160 км. К середине 1935 г. Зенгер написал ряд статей по ракетопланам для австрийского авиационного журнала Flug, в которых он излагал свои идеи относительно создания ракетоплана, который он назвал Silbervogel («Серебряная птица»).

Вскоре на его публикации обратили внимание некоторые должностные лица из Верховного командования Германии. Доктор Зенгер был приглашен в научно-исследовательский институт в Трауене с целью разработки его ракетоплана. Первоначально срок реализации концепции «Зильберфогеля» был оценен в десять лет, но военное руководство увеличивало свое давление на разработчиков, чтобы сократить этот срок. Интерес к этой разработке особенно возрос после того, как Америка вступила в войну, а проект получил несколько названий – Sanger Amerika, Stratospheric Bomber и Antipodal Bomber.

Согласно концепции «Зильберфогеля» одноместный бомбардировщик с ЖРД тягой 100 тс должен был обладать способностью взлетать с территории Германии и доставлять к цели бомбовую нагрузку весом в несколько тонн. Бомбардировщик длиной 27,73 м имел трапециевидное крыло с размахом 14,93 м, несущий фюзеляж с разнесенным хвостовым оперением и ЖРД в хвостовой части фюзеляжа. В носовой части фюзеляжа располагалась гермокабина летчика, причем обзор из нее был очень плохим, так как предусматривались только смотровые боковые щели и вспомогательные оптические приборы. Первоначально предполагали разместить летчика в кабине лежа, чтобы ему легче было переносить стартовые перегрузки, но в итоге решили разместить его сидя в катапультируемом кресле. Сзади кабины в фюзеляже размещались два цилиндрических бака длиной 20,5 м и диаметром 1,8 м, разделенные герметичными поперечными перегородками. Отсеки, образованные перегородками, использовались для хранения жидкого кислорода (передние отсеки) и синтетического газойля (средние и задние отсеки). В центроплане между баками располагался отсек, вмещавший до 30 т бомб. Посадка предполагалась на выпускаемое колесное шасси с носовой опорой, двумя основными стойками и хвостовым костылем.

Горизонтальный взлет бомбардировщика должен был осуществляться с помощью специального стартового устройства, представлявшего собой длинную платформу с ЖРД. В нижней части платформы имелись салазки, скользившие по рельсу длиной более 3 км. Платформа с предстартовым весом 33 500 кг имела в длину 14,0 м и ширину 2,28 м, ее двигатель, работавший на спирто-кислородном топливе, развивал тягу 600 тс в течение 10 секунд. Идея состояла в том, что при взлете Amerika Bomber, установленный на стартовой платформе, разгонялся по монорельсовой дороге длиной 3 км, установленной под углом 30° к горизонту.

Зенгер вместе со своей сотрудницей и будущей женой Иреной Бредт рассчитал различные варианты траекторий и режимов полета бомбардировщика, ниже приводится один из этих вариантов – бомбовый удар по Нью-Йорку с территории Германии (расчетное расстояние от места старта – 6500 км, бомбовая нагрузка – 6 т).

Стартовая тележка разгоняла самолет до скорости 500 м/с, и через 36 секунд после старта на расстоянии 12 км от места взлета включался ракетный двигатель. Запас топлива в 84 т вырабатывался за 336 секунд. После этого скорость достигала 6370 м/с, а высота – 91 км, расстояние от места старта – 736 км, полетный вес самолета – 16 т.

Здесь летчик должен был брать управление на себя и осуществлять дальнейший полет в режиме «волнообразного» полета с неработающим двигателем, представлявшим собой чередование нырков в плотные слои атмосферы с последующим выпрыгиванием в разреженные слои. Режим «волнообразного» полета позволял достигнуть большей дальности по сравнению с обычным установившимся планированием. На расстоянии 5550 км от старта и в 950 км от цели (на 1150 с полета) скорость падала до 6000 м/с, а высота полета снижалась до 50 км. В этот момент производился сброс бомб, после чего полетный вес самолета уменьшался до 10 т.

После сброса бомб самолет в течение 330 секунд должен был совершить разворот радиусом 500 км и направиться к месту старта. Скорость после выхода из разворота доходила до 3700 м/с, а высота – до 38 км. На удалении 100 км от аэродрома посадки скорость составляла 300 м/с, а высота 20 км. Последующее планирование с дозвуковой скоростью и посадка происходила как и у обычного самолета. Весь полет должен был длиться около 1 часа 20 минут.

Зенгер рассматривал и другие траектории, включая полеты с посадкой на территории дружественной Германии страны, а также – с потерей машины после бомбометания. В последнем случае бомбометание должно было осуществляться с пикирования на высоте менее одного километра. Затем после бомбометания летчик должен был ввести бомбардировщик в набор высоты и успеть катапультироваться. Допускалось, что после приземления на расстоянии нескольких километров от места падения бомб летчик должен будет попасть в плен.

До конца войны концепцию Зенгера так и не успели воплотить в жизнь, так как она требовала огромного объема работ по созданию соответствующих стартовых устройств, созданию мощных ЖРД, изучению проблем, связанных с нагревом элементов конструкции самолета и его агрегатов при полете с гиперзвуковыми скоростями, разработке собственно проекта бомбардировщика, разработке средств навигации, разработке гиперзвуковых бомб и т. д. С изменением ситуации на советско-германском фронте не в пользу Германии этот дорогостоящий проект был сначала отодвинут на задний план, а в 1944 г. прекращен.

США

MX-324/334

В сентябре 1942 г. фирма «Нортроп» в ответ на запрос авиационного командования армии США представила свои предложения по разработке истребителя-перехватчика с ракетным двигателем. Затем в начале 1943 г. последовал контракт, по которому «Нортроп» должен был построить три экспериментальные машины: два планера под обозначением MX-324 и один планер, оснащенный ЖРД, под обозначением MX-334 Rocket Wing («Ракетное крыло»). Все три машины, имевшие одинаковые габариты, должны были стать летающими лабораториями для получения данных, необходимых при разработке будущего самолета под обозначением XP-75.

Планеры были в основном деревянной конструкции, за исключением центральной секции, сваренной из стальных труб, в которой располагалась кабина летчика. Первая машина MX-324 взлетала с помощью сбрасываемой стартовой тележки, посадку осуществляла на две подфюзеляжные лыжи. Вторую машину MX-324 и ракетоплан MX-334 оснастили фиксированным трехопорным шасси с большими обтекателями. Передняя опора шасси была смещена влево, чтобы обеспечить лежачее положение для пилота в кабине. Хотя первоначально MX-324/334 разрабатывался как чистое «летающее крыло» без вертикальных поверхностей, позже выяснилось, что для повышения маневренности ему необходимо вертикальное хвостовое оперение, после чего добавили фанерный киль, усиленный проволочными расчалками.

Первый буксировочный полет MX-334 состоялся 2 октября 1943 г., дальнейшие испытания продемонстрировали хорошие летные качества машины, хотя во время испытаний произошли две аварии. В первом случае летчик-испытатель Алекс Папана, приготовившись отцепить буксировочный трос, по неосторожности дернул за рычаг, который сбрасывал верхний и нижний аварийные люки кабины. Это привело к увеличению аэродинамического сопротивления машины, начался бафтинг, но пилоту все-таки удалось посадить машину.

Другой случай произошел несколькими днями позже с летчиком-испытателем Гарри Кросби. Сразу же после отцепления троса вторая опытная машина МХ-324 попала в турбулентный след от самолета-буксировщика P-38, перевернулась спиной вниз и вошла в штопор. Проблема, однако, состояла в том, что пилот теперь лежал на спине и не мог эффективно работать рычагами управления. Люк аварийного покидания кабины, который в обычном полете находился под пилотом, теперь оказался наверху. Так или иначе, но Г. Кросби сумел сбросить люк и покинуть машину. Приземлившись на парашюте, он увидел, что совершавшая вокруг него круги машина упала на землю, получив повреждения. Повреждения были настолько большими, что машину не стали восстанавливать.

Несмотря на аварию второй машины, летные испытания продолжались до начала 1944 г., когда на МХ-334 поставили ЖРД XCAL-200 тягой 91 кгс, разработанный фирмой Aerojet. Этот двигатель, способный перезапускаться в полете, работал на моноэтиланилиновом топливе и красной дымящейся азотной кислоте (окислитель). Время работы двигателя составляло немногим более четырех минут. Баки с топливом и окислителем устанавливались по обе стороны кабины. С целью защиты летчика от возможных ожогов при повреждении баков кабина летчика по бокам изолировалась от баков неопреновыми перегородками.

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.