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.