История самолётов, 1919–1945

В 30-е годы увеличение скорости летательных аппаратов осуществлялось не только повышением мощности, но и за счет уменьшения удельного веса мотора, перехода к большим нагрузкам на крыло, улучшения внешних форм самолета и КПД винта, увеличения высоты полета. Однако к середине 40-х голов эти возможности были практически исчерпаны. Более того, с ростом скорости самолетов начало сказываться влияние сжимаемости воздуха, что привело к ухудшению некоторых аэродинамических параметров. Так, было замечено снижение эффективности пропеллера; с ростом скорости и высоты полета и увеличением размеров и числа оборотов воздушного винта на концах лопастей стали возникать скачки уплотнения. Попытки избежать этого за счет увеличения числа лопастей с одновременным уменьшением их длины, изменения формы крутки и профиля лопасти давали лишь ограниченный эффект (рис. 4.63) [57, с. 12].

Иногда влияние сжимаемости проявлялось и на самом самолете, обычно при пикировании на больших высотах, где волновой кризис наступает примерно на 150 км/ч раньше, чем при полете у земли. Из-за возникновения скачков уплотнения на крыле начиналась вибрация, самолет затягивало в пикирование. Чаше всего это случалось на американских Р-38 и Р-47. имевших Мкрит=0,7 (на них даже пришлось установить специальные закрылки для вывода из пикирования), реже — на Р-51 с ламинарным профилем (Мкрит=0.,8), еще реже — на «Спитфайре», отличавшимся тонким крыльевым профилем (Мкрит=0,9) [13,с.32; 17, с. 143]. На советских истребителях, действовавших на небольших высотах, случаев влияния сжимаемости не отмечалось.

Итак, становилось ясно, что, несмотря на все ухищрения (введение форсированных режимов работы мотора, применение нагнетателей, использование энергии выхлопа с помощью специальных реактивных насадок), возможности двигателя внутреннего сгорания с воздушным винтом исчерпаны. Для освоения новых диапазонов скорости и высоты полета требовался переход к другому типу силовой установки — реактивному двигателю.

Паллиативной мерой явилось создание двигателей комбинированного типа, с использованием реактивной тяги в качестве дополнительного ускорителя в полете. Для этого под фюзеляжем или на крыльях устанавливали небольшие реактивные двигатели типа ПВРД или ЖРД. Наибольший размах эти работы имели в СССР, где к концу войны из-за меньшей мощности поршневых двигателей наметилось отставание военных самолетов по высоте и скорости от лучших образцов зарубежной авиационной техники. Впервые возможность применения ПВРД на истребителе испытали в 1940 г. на самолетах И-15бис и И-153, расположив под крыльями два таких двигателя. Позднее в качестве эксперимента прямоточные воздушно-реактивные двигатели ставили на истребителях ЛаГГ-3 и Як-7Б.

Рис. 4.63. Изменение КПД винта на околозвуковых скорости

Включение ПВРД давало прирост скорости на 30–50 км/ч, однако из-за большого аэродинамического сопротивления этих двигателей максимальная скорость истребителя с неработающими ПВРД была заметно меньше, чем у такого же самолета без вспомогательных силовых установок. Кроме того, «прямоточки» расходовали массу горючего (60–70 кг/мин). Поэтому вскоре от такого способа отказались.

Установка ЖРД в хвостовой части фюзеляжа не вела к увеличению Схо. Кроме того, при испытаниях в 1943–1945 гг. на бомбардировщике Пе-2 и истребителях Як-3, Jla-7 и Су-7 было установлено, что использование ЖРД-ускорителя (РД-1 с тягой 300 кг) дает более заметый прирост скорости: от 70 до 180 км/ч. Но недостаточная надежность работы жидкостно-ракетного ускорителя и необходимость иметь на борту запас едкой азотной кислоты, используемой в качестве окислителя, сильно затрудняли эксплуатацию. К тому же РД-1 оказался сшс более «прожорливым», чем ПВРД-ускорители: за одну минуту он сжигал 90 кг топлива. Поэтому и этот метод увеличения максимальной скорости полета не получил распространения в ВВС [18; 44].

Другим типом комбинированного воздушно-реактивного двигателя была мото- компрессорная силовая установка. Первый самолет этого типа построили в Италии на фирме Капрони в августе 1940 г. (рис. 4.64). Силовая установка состояла из поршневого двигателя «Изотта-Фраскини» мощностью 900 л.с., который приводил в действие трехступенчатый компрессор расположенного сзади воздушно-реактивного двигателя. Такая конструкция позволяла обойтись без турбины, являвшейся камнем преткновения на пути создания ТРД из-за того, что материал лопаток не выдерживал сверхвысоких температур за камерой сгорания. Однако полетные испытания показали бесперспективность этой силовой установки — из-за ее низкого КПД максимальная скорость самолета составила всего 330 км/ч [39, с. 72].

Рис. 4.64. Экспериментальный самолет Капрони-Кампиии