Реактивная авиация Второй мировой войны

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.

В Советском Союзе практические работы по ПВРД начались с 1933 г. в ГИРД, а после слияния ГИРД и ГДЛ в РНИИ НКТП под руководством Ю.А. Победоносцева и М.С. Кисенко. 19 мая 1939 г. были проведены официальные испытания двухступенчатой ракеты Р-3 конструкции И.А. Меркулова (пороховая первая ступень и прямоточный воздушнореактивный двигатель на второй ступени), после которых в отделе специальных конструкций (ОСК) завода № 1 им. Авиахима под руководством И.А. Меркулова началось создание авиационных ПВРД. В 1939 г. М.М. Бондарюк из ОКБ-3 НИИ ГВФ впервые испытал экспериментальный дозвуковой ПВРД.

Во Франции разработками первых ПВРД занимался Р. Ледюк в 1933–1938 гг. В Германии к разработке ПВРД приступили позже, чем в СССР и Франции, в конце 1930-х гг. над ПВРД собственной конструкции начал работать доктор Ойген Зенгер, а с 1941 г. – доктор Отто Пабст, работавший в то время на фирме «Фокке-Вульф». До конца войны немецкие авиафирмы разработали несколько проектов боевых самолетов с ПВРД: Li P.12, Не Р.1080, Та 283, SK P.14, Ме 262L и др.

В Японии фирма «Каяба» изучала ПВРД с 1937 г., а в 1943 г. приступила к разработке объектового перехватчика «Кацуодори», оснащенного двигателем этого типа.

Советский Союз

Самолеты с ВМСУ и дополнительными ПВРД

ИВС

В 1937 г. в Отделе специальных конструкций (ОСК) под руководством А.Я. Щербакова начались работы над проектом высотно-скоростного истребителя ИВС, оснащенного поршневым двигателем М-120 мощностью 1650 л. с. Летом 1939 г. И.А. Меркулов предложил применить ПВРД на самолетах с поршневыми двигателями в качестве «дополнительного мотора», позволяющего летчику этого самолета в случае необходимости увеличить скорость полета. Ему было предложено установить ПВРД собственной разработки на истребитель ИВС, в связи с чем в проект ИВС внесли соответствующие изменения.

Доработанный истребитель имел в хвостовой части фюзеляжа дополнительный двигатель ДМ тягой 120 кгс. В полете воздух для ПВРД поступал в него через подфюзеляжный радиатор охлаждения основного двигателя. В качестве топлива для ПВРД использовался бензин из основной топливной системы, впрыскивавшийся в камеру сгорания. Расчетные характеристики самолета были следующими: максимальная скорость без включения ПВРД – 700 км/ч, максимальная скорость с включенным ПВРД – 825 км/ч, практический потолок без включения ПВРД – 12 000 м, практический потолок с включением ПВРД – 14 000 м.

Полет самолета ИВС предполагалось осуществлять методом «воздушной цепочки», то есть на одном буксире с промежуточными планерами за самолетом-буксировщиком. При таком методе ИВС поднимался на большую высоту, и после отцепки в планирующем режиме развивал скорость, при которой включался и устойчиво работал ПВРД. Хотя ВВС и проявили интерес к такому истребителю в сентябре 1940 г., однако начавшаяся вскоре война изменила планы, поэтому проект не реализовывался.

И-15бис

Несмотря на неудачу с ИВС, И.А. Меркулов продолжал работу над совершенствованием ПВРД. В соответствии с приказом Наркомата авиационной промышленности он продолжал сотрудничество с ОСК в плане испытаний своих новых ПВРД на истребителе-биплане И-15бис (И-152).

В декабре 1939 г. начались летные испытания серийного истребителя И-152 № 5942 с двумя дополнительными ПВРД ДМ-2, установленными на месте бомбовых держателей под нижним крылом. По сравнению с предшественником ДМ-2 был больше в габаритах (диаметр 0,4 м, длина 1,5 м, вес 19 кг) и имел тягу 100 кгс. Первый полет самолета с включением ПВРД состоялся 27 января 1940 г. в НИИ ВВС. Подача бензина в оба ПВРД осуществлялась из модифицированной основной топливной системы самолета. Общий запас бензина в системе обеспечивал продолжительность полета самолета не более 35 минут с кратковременными включениями обоих ДМ-2. Испытания истребителя продолжались до конца июня 1940 г., всего было выполнено 54 полета, прирост максимальной скорости полета с работающими ПВРД составил 18–20 км/ч.

Характеристики И-15бис: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД М-25В мощностью 750 л. с. и 2 х ПВРД ДМ-2 тягой по 100 кгс, размах верхнего крыла – 10,2 м, размах нижнего крыла – 7,5 м, площадь крыльев – 22,5 м², длина самолета – 6,18 м, высота – 3,0 м, вес пустого – 1310 кг, взлетный вес – 1730 кг, максимальная скорость – 370 км/ч, скороподъемность – 746 м/мин, практический потолок – 9000 м, дальность – 530 км, вооружение – 4 пулемета ШКАС калибра 12,7 мм.

И-153

В сентябре 1940 г. в ОСК начались испытания серийного истребителя И-153 (№ 6034), оснащенного двумя дополнительными ПВРД ДМ-2 под нижним крылом, первый полет состоялся 3 сентября. Средний прирост скорости при включении ДМ-2 в полете составил около 30 км/ч. К началу октября на самолет поставили более мощные двигатели ДМ-4 (диаметр 0,5 м, длина 1,98 м, вес 30 кг) и герметичную кабину летчика, доработанный самолет впервые поднялся в воздух 3 октября 1940 г. Летные испытания, в ходе которых выполнено 20 полетов, показали, что самолет И-153 при полете на высоте 2000 м при работе ПВРД увеличивает свою максимальную скорость с 389 до 440 км/ч, то есть максимальная скорость полета возрастает на 51 км/ч.

Результаты испытаний признали успешными, а в январе 1941 г. НКАП принял решение продолжить работы по развитию ПВРД и их применению, для этой цели организовали опытную базу по герметичным кабинам и реактивным двигателям около станции Владыкино под Москвой. К постройке опытной базы приступили во втором квартале 1941 г., но началась война, поэтому все работы в этом направлении были прекращены.

Характеристики И-153: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД М-26В мощностью 750 л. с. и 2 х ПВРД ДМ-4, размах верхнего крыла – 10,0 м, размах нижнего крыла – 7,5 м, площадь крыльев – 22,1 м², длина самолета – 6,1 м, высота – 3,0 м, вес пустого – 1348 кг, взлетный вес – 1859 кг, максимальная скорость – 415 км/ч, скороподъемность – 862 м/мин, практический потолок – 10 700 м, дальность – 625 км, вооружение – 4 пулемета ШКАС калибра 12,7 мм или 2 пушки ШВАК калибра 20 мм.

И-207

В 1940–1941 гг. на третий опытный самолет И-207/3 конструкции А.А. Боровкова и И.Ф. Флорова, оснащенный двигателем М-63 мощностью 930 л. с., установили два дополнительных ПВРД ДМ-4, которые питались тем же бензином, что и основной двигатель. ДМ-4 устанавливались под нижним крылом в узлах подвески баков. Самолет проходил летные испытания, была достигнута максимальная скорость 486 км/ч.

С целью снижения аэродинамического сопротивления был разработан проект самолета № 10, у которого ПВРД устанавливался внутри фюзеляжа за кабиной летчика, при его включении необходимо было открыть створки воздухозаборника. Расчетная максимальная скорость составляла 750–800 км/ч (с включением ПВРД) и 658 км/ч (без включения ПВРД). Вооружение самолета состояло из двух пулеметов калибра 12,7 мм, двух пулеметов калибра 7,62 мм и 1000 кг бомб. Самолет № 10 предполагался в трех вариантах: скоростной маневренный истребитель, истребитель сопровождения и пикирующий бомбардировщик.

Следующий проект самолета № 11 (маневренный истребитель) с основным двигателем М-71 предусматривал установку двух ДМ-4 с воздухозаборником в боковых выемках фюзеляжа. Вооружение было таким же, как и № 10, но предусматривалась возможность подвески вместо бомб двух пушек ПТБ-23 калибра 23 мм. Расчетная максимальная скорость составляла 750–800 км/ч (с включением ПВРД) и 630 км/ч (без включения ПВРД).

Было рекомендовано включить самолет в план опытного строительства на 1941 г., однако из-за отрицательного отношения руководства авиапромышленности и ВВС к бипланам всех видов дальнейшего продолжения проекты не имели.

Характеристики И-207/3: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД М-63 мощностью 1000 л. с. и 2 х ПВРД ДМ-4, размах крыла – 6,98 м и его площадь – 18,0 м², длина самолета – 6,34 м, высота – 3,46 м, вес пустого – 1521 кг, взлетный вес – 1879 кг, максимальная скорость – 486 км/ч, дальность – 640 км, скороподъемность – 1087 м/мин, практический потолок – 10 200 м, вооружение – 4 пулемета ШКАС калибра 7,62 мм.

«Д»

В первой половине 1941 г. А.А. Боровков и И.Ф. Флоров работали над проектом самолета «Д» с основным двигателем М-71 мощностью 2000 л. с. и двумя дополнительными ПВРД ДМ-12. Предполагалось, что «Д» будет перспективным истребителем-перехватчиком с мощным пушечным вооружением (две пушки Ш-37 и две пушки ШВАК). Он выполнялся по схеме двухбалочного моноплана длиной 11,67 м с толкающим воздушным винтом, крыло было стреловидным размахом 14,5 м, балки при этом являлись корпусами реактивных двигателей. Расчетные данные показывали, что в полете при включении дополнительных ПВРД максимальная скорость может составлять 850 км/ч. Постройка опытного самолета началась, но с эвакуацией завода все работы прекратились.

В июле 1941 г. ОКБ-207 А.А. Боровкова и И.Ф. Флорова было расформировано, часть сотрудников во главе с А.А. Боровковым и И.Ф. Флоровым перевели в ОКБ В.Ф. Болховитинова для участия в работах по самолету БИ-1, а остальных сотрудников перевели на серийный авиазавод в Горьком.

ЛаГГ-3

В августе 1942 г. проходили летные испытания серийного самолета ЛаГГ-3 с двумя ПВРД ВРД-1 конструкции М.М. Бондарюка, установленными под крылом. Результаты 14 испытательных полетов были не очень впечатляющие, но обеспечили сбор данных для продолжения работ по совершенствованию ПВРД: прирост скорости с включенными ВРД-1 по отношению к скорости полета только с основным поршневым двигателем М-105ПФ на высоте 1500 м не превысил 15 км/ч.

Все работы по ПВРД практически были прекращены в связи с окончанием войны и последующим появлением турбореактивных двигателей, которые имели преимущества перед ПВРД в тяге.

Характеристики ЛаГГ-3: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД М-105ПФ мощностью 1180 л. с. и 2 х ПВРД ВРД-1, размах крыла – 9,8 м и его площадь – 17,62 м², длина самолета – 8,81 м, взлетный вес – 3022 кг, максимальная скорость – 420 км/ч, вооружение – 1 пушка ШВАК калибра 20 мм и 2 пулемета ШКАС калибра 7,62 мм.

Як-7Б

С 24 марта по 12 декабря 1944 г. проходили испытания самолета Як-7Б с основным двигателем М-105ПФ и двумя дополнительными ДМ-4С с тягой по 158 кгс, установленными под каждой консолью крыла. В результате испытаний было установлено, что прирост скорости не превышает 20 км/ч.

Характеристики Як-7Б: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД М-105ПФ мощностью 1180 л. с. и 2 х ПВРД ДМ-4С, размах крыла – 10,0 м и его площадь – 17,59 м², длина самолета – 8,5 м, вес пустого – 2610 кг, взлетный вес – 3132 кг, максимальная скорость – 633 км/ч, скороподъемность – 714 м/мин, практически потолок – 9750 м, дальность – 600 км, вооружение – 1 пушка ШВАК калибра 20 мм и 2 пулемета ШКАС калибра 12,7 мм.

Самолеты с комбинированной силовой установкой из ПВРД и ЖРД

Самолет 302

В середине 1940 г. под руководством А.Г. Костикова была начата разработка одноместного истребителя, получившего обозначение 302. Самолет предполагалось оснастить комбинированной силовой установкой из двух маршевых ПВРД конструкции В.С. Зуева под консолями крыла и стартового, или разгонного, ЖРД РД-1400 конструкции Л.С. Душкина с максимальной тягой 1400 кгс, установленного в хвостовой части фюзеляжа. Предполагалось, что самолет 302 будет развивать максимальную скорость 900 км/ч, иметь практический потолок 9000 м и достигать его через 2 минуты. В носовой части фюзеляжа располагались четыре пушки ШВАК. Кроме того, предполагалась подвеска под крылом реактивных снарядов РС-82 или РС-132, для действий по наземным целям самолет мог нести бомбовую нагрузку до 125 кг.

Проект самолета 302 был закончен весной 1941 г., после начала войны все работы по нему были приостановлены. Лишь к концу 1942 г. было принято решение о возобновлении работ по самолету 302. К весне 1943 г. выяснилось, что ПВРД еще не изготовлены, а ЖРД только начал огневые испытания. По этой причине в конце августа 1943 г. самолет в планерном варианте, получивший обозначение 302П, поступил на испытания в ЛИИ. Там он совершил несколько десятков полетов на буксире за самолетами Ту-2 и В-25.

В начале 1944 г. второй экземпляр самолета 302П прошел испытания в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ и был готов к полетам только с одним ЖРД (без установки ПВРД), но государственная комиссия, возглавляемая А.С. Яковлевым, приняла решение отказаться от производства самолета 302. Мотивировалось это наличием малой серии самолетов БИ, а также отсутствием потребности фронтовой авиации и авиации ПВО в ракетном перехватчике с малым радиусом действия.

Характеристики 302: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ПВРД и 1 х ЖРД РД-1400 тягой 1400 кгс, размах крыла – 11,4 м и его площадь – 17,8 м², длина самолета – 8,71 м, вес пустого – 1856 кг, взлетный вес – 3800 кг, максимальная скорость – 900 км/ч, дальность – 100 км, практический потолок – 18 000 м, время набора высоты 9000 м – 2,8 минуты, вооружение – 4 пушки ШВАК калибра 20 мм, 2 РС-82 или 2 РС-132 или 2 бомбы ФАБ-125.

Характеристики 302П: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х РД-1400 тягой 1400 кгс, размах крыла – 9,55 м и его площадь – 14,8 м², длина самолета – 8,77 м, вес пустого – 1856 кг, взлетный вес – 3358 кг, вооружение – 4 пушки ШВАК калибра 20 мм.

Як-7Р

В ОКБ А.С. Яковлева на базе самолета Як-7 в 1942 г. был разработан истребитель-перехватчик Як-7Р (реактивный). Самолет оснащался комбинированной силовой установкой из двух ПВРД ДМ-4С, расположенных под крылом, и одного ЖРД Д-1-А-1100 в хвостовой части фюзеляжа. ЖРД предназначался для кратковременного использования при взлете и наборе скорости, после чего запускались основные ПВРД. Горючим для ДМ-4С служил бензин из крыльевых баков, в Д-1-А-1100 в качестве горючего использовался керосин, а в качестве окислителя – азотная кислота. Вооружение самолета состояло из двух пулеметов УБС калибра 12,7 мм в носовой части фюзеляжа. Проектирование было закончено 27 августа 1942 г., однако проект не был реализован из-за отсутствия в то время надежных в работе серийных ПВРД.

Германия

A6

В Ракетном центре в Пенемюнде под обозначением A6 разрабатывался проект сверхзвукового самолета, который В. фон Браун предлагал командованию люфтваффе в качестве высотного фоторазведчика в конце весны 1944 г. Самолет длиной 15,75 м и высотой 4,07 м имел стреловидное крыло размахом 6,33 м, летчик размещался в гермокабине в носовой части фюзеляжа, диаметр фюзеляжа составлял 1,73 м.

В хвостовой части фюзеляжа располагалась комбинированная силовая установка, состоявшая из ЖРД тягой около 12 тс и установленного под ним ПВРД, в качестве окислителя при работе ЖРД предполагался жидкий кислород, а в качестве топлива – метанол. В качестве топлива для ПВРД использовался керосин. Расчетная максимальная скорость самолета составляла 2900 км/ч.

Взлет самолет совершал вертикально, как ракета. После отключения ЖРД в работу вступал ПВРД, и машина осуществляла горизонтальный полет в течение 15–20 минут. Посадка осуществлялась на взлетно-посадочную полосу при помощи выпускаемого колесного шасси. Для уменьшения посадочной дистанции предусматривался тормозной парашют в хвостовой части фюзеляжа. Радиус действия самолета составлял около 800 км, высота полета – до 95 км. Однако это предложение фон Брауна было отвергнуто в RLM.

MGRP

В конце 1944 г. на фирме «Блом и Фосс» под руководством Р. Фогта разрабатывался проект самолета, предназначенного для борьбы с формированиями союзных бомбардировщиков. Проект, получивший обозначение MGRP (Manuell Gesteuerts Raketen-Projektil), предусматривал создание связки из маленького самолета управления и ракеты. Самолет управления, в котором летчик располагался лежа, закреплялся на ракете, и ракета и самолет управления оснащались прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Предполагалось, что вся сцепка будет доставляться в заданный район на самолете Dо 217. На расстоянии около 300 км от цели летчик самолета управления запускал двигатели своей сцепки, после отделения от самолета-носителя сцепка должна была продолжать полет самостоятельно. После нацеливания на строй бомбардировщиков летчик отделял самолет управления от ракеты и возвращался на базу с посадкой на лыжу. Считалось, что взрыв такой ракеты внутри строя приведет к разрушению нескольких машин противника. Однако из-за отсутствия пригодных к эксплуатации ПВРД проект был отклонен специалистами RLM.

Характеристики MGRP: экипаж – 1 человек, размах крыла самолета – 6,0 м и его площадь – 6 м², длина самолета – 5,0 м, длина ракеты – 8,0 м, высота самолета – 1,62 м, диаметр ракеты – 1,0 м, вес ракеты – 1200 кг, вес самолета управления – 500 кг, вес топлива – 2300 кг, суммарный стартовый вес – 4000 кг, максимальная скорость сцепки – 720 км/ч, дальность с учетом доставки самолетом-носителем Бо 217 – 1000 км.

He P.1080

В марте 1945 г. фирма «Хейнкель» разработала проект Не Р.1080 одноместного самолета-перехватчика, выполненного по схеме «бесхвостка». В корневой части крыла устанавливались два ПВРД Lorin-Rohr. Первоначально предполагалось применить двигатели, работающие на угольной пыли (аналогично самолетам А. Липпиша Li P.12 и Li P.13). Но затем поступило указание RLM о применении ПВРД конструкции доктора О. Зенгера. Диаметр входного устройства этого двигателя был равен 600 мм, диаметр камеры сгорания – 1500 мм, весил двигатель 345 кг. Тяга у земли на скорости 500 км/ч составляла 1170 кгс, а при 1000 км/ч – 4370 кгс.

Перед кабиной летчика размещался радар, а по бокам – две пушки MK 108. Взлет должен был осуществляться с земли на сбрасываемой стартовой тележке с помощью четырех подвесных ускорителей тягой по 1000 кгс каждый (два ускорителя на стартовой тележке, два – под крылом истребителя), посадка – на выдвижную подфюзеляжную лыжу.

Ускорители при взлете работали следующим образом. Когда первая пара ускорителей (на тележке) заканчивала свою работу, тележка сбрасывалась и включалась вторая пара ускорителей (на самолете), и затем после достижения определенной скорости включались ПВРД. Проект не реализовывался, так как конструкция двигателя до конца войны так и не была отработана.

Характеристики Не Р. 1080: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ПВРД тягой по 4300 кгс при скорости 1000 км/ч, размах крыла – 8,9 м и его площадь – 20,0 м², длина самолета – 8,15 м, максимальная скорость – 1000 км/ч, вооружение – 2 пушки МК 108 калибра 30 мм.

Li P. 01–110/P.01-116

В начале апреля 1939 г. А. Липпиш разработал бесхвостый истребитель Li P. 01–110 с ПВРД, который имел длину 5,58 м, размах крыла 6,00 м и диаметр фюзеляжа 1,25 м. Проект был подобен самолету, который в конечном счете стал Ме 163. В результате дальнейшего изучения стало очевидно, что площадь крыла мала, поэтому проект был переделан в течение лета 1939 г.

Следующий проект под обозначением P. 01–116 выполнялся в трех вариантах. Взлет машины предусматривался при помощи сбрасываемой стартовой тележки и ускорителей, посадка – на подфюзеляжную лыжу.

Первый вариант машины P. 01–116/I, проработанный в апреле 1939 г., имел укороченный фюзеляж и широкое трапециевидное крыло. В качестве силовой установки предполагалось использовать ПВРД в хвостовой части фюзеляжа, входное устройство двигателя располагалось в носовой части. Две пушки устанавливались под кабиной летчика. Третий вариант P. 01–116/III, законченный в июле того же года, имел ПВРД, расположенный в нижней части фюзеляжа, в носовой части снизу устанавливались четыре пушки.

Характеристики P. 01–116/I: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 6,0 м, длина самолета – 5,48 м, высота – 2,72 м, вооружение – 2 пушки МК 103 калибра 30 мм.

Характеристики P. 01–116/III: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 9,0 м, длина самолета – 7,06 м, высота – 3,05 м, вооружение – 2 пушки МК 103 калибра 30 мм.

Li P.12

Проект сверхзвукового истребителя с ПВРД разрабатывался в нескольких вариантах. Номер проекта, Р.12, был взят от самолета с ТРД. Варианты истребителя со стреловидным крылом, которые были закончены к концу 1942 г., оснащались двигателем, работавшим на жидком топливе. Воздухозаборник двигателя располагался снизу в носовой части фюзеляжа, в качестве посадочного устройства использовалась выдвижная подфюзеляжная лыжа. Вооружение состояло из двух пушек MK 103 по бокам кабины летчика.

Более поздние варианты, последние из которых датированы маем 1944 г., представляли собой самолет с треугольным крылом площадью 12 м², отогнутыми книзу законцовками и лобовыми воздухозаборниками различной формы. Для посадки под фюзеляжем устанавливалась выдвижная лыжа. В качестве одного из вариантов силовой установки предполагалось использовать работающий на мелкодисперсной угольной пыли ПВРД с вращающейся дискообразной камерой сгорания. Запуск истребителя осуществлялся со спины самолета-носителя.

Характеристики Li P.12: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПВРД, размах крыла – 11,0 м и его площадь – 20 м², длина самолета – 7,0 м, взлетный вес – 7260 кг, максимальная скорость на высоте 5900 м – 1200 км/ч, дальность (с двумя дополнительными подвесными баками) – 3000 км, вооружение – 2 пушки МК 103 калибра 30 мм.

Li P.13

В 1944 г. номер P.13 присвоили проекту сверхзвукового самолета. Серия продувок моделей Li P.13 была выполнена в сверхзвуковой аэродинамической трубе AVA (Геттинген) при скоростях потока, соответствовавших числам М = 1,0–2,6. Сверхзвуковая машина разрабатывалась в двух версиях – Li P.13a и Li P.13b.