НЛО земного происхождения. От Третьего рейха до наших дней

Серийное же производство Me 163В продолжалось до февраля 1945 г., к тому времени построили 237 машин. В 1944 г. Япония купила у Германии лицензии на производство Me 163В и двигателя HWK 509А, но первый опытный японский самолет, получивший обозначение J8M1, взлетел только 7 июля 1945 г. До капитуляции Японии построили всего семь опытных машин.

В конце апреля 1943 г. А. Липпиш в LFW разработал проект одноместного самолета Li Р. 11–121 с дельтовидным крылом большой площади в вариантах истребителя-бомбардировщика и высотного истребителя. Вооружение состояло из двух пушек в носовой части фюзеляжа. Топливные баки размещались в консолях крыла.

Первый однокилевой вариант (истребитель-бомбардировщик) имел два ТРД Jumo 004В, расположенные в центроплане.

Реактивные струи двигателей экранировались снизу крылом, под фюзеляжем имелся отсек в виде наплыва, в котором размещалась 1000-кг бомба.

Второй двухкилевой вариант (высотный истребитель) оснащался ПВРД с плоским реактивным соплом. Входные устройства воздухозаборника располагались в передней кромке крыла, а истекающая из двигателя струя газов экранировалась снизу крылом. Под крылом были установлены взлетно-посадочные щитки, а законцовки крыла могли в полете поворачиваться вниз. Основные стойки шасси, в отличие от первого варианта, были двухколесными. Взлет самолета осуществлялся при помощи двух твердотопливных стартовых ускорителей, установленных над крылом между килями. После запуска ПВРД ускорители сбрасывались под действием реактивной струи двигателя.

В конце ноября 1944 г. командованием люфтваффе было принято решение о производстве истребителя-бомбардировщика Li Р. 11–121 в кооперации с фирмой «Хеншель», однако сведения о начале постройки опытного образца отсутствуют.

Характеристики Li Р. 11: размах крыла – 10,6 м, длина самолета – 6,8 м, высота – 2,7 м, вес топлива – 2400 кг, взлетный вес – 7260 кг, максимальная скорость на высоте 10 000 м – 900 км/ч, дальность – 3000 км.

Проект сверхзвукового истребителя Li Р. 12 с ПВРД разрабатывался в нескольких вариантах. 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 по бокам кабины летчика.

Характеристики Li Р. 12: размах крыла – 11,0 м, 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.

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.

В 1944 г. А. Липпиш начал разработку проекта сверхзвукового самолета Li Р.13. Серия продувок моделей Li Р.13 была выполнена в сверхзвуковой аэродинамической трубе AVA в Геттингене при скоростях потока, соответствовавших числам М = 1,0–2,6. Сверхзвуковая машина разрабатывалась в двух версиях – Li Р. 13а и Li P. 13b.

Li Р. 13а имел толстое треугольное крыло с элевонами и закрылками, большой треугольный киль с рулем направления. Стреловидность по передней кромке крыла и киля составляла 60°. Кабина летчика располагалась спереди в киле, причем остекление фонаря кабины не выступало за его габариты. Силовая установка состояла из двух двигателей: основного ПВРД и вспомогательного ЖРД, располагавшегося в корневой части киля над основным двигателем. Предполагалось взамен остродефицитного в конце войны авиационного топлива использовать для ПВРД мелкодисперсную угольную пыль.

Основной двигатель располагался в центроплане, его воздухозаборник был выдвинут из фюзеляжа вперед. Выходные кромки плоского реактивного сопла были связаны с системой управления и могли отклонять вектор тяги двигателя на определенный угол вверх или вниз. По бокам ПВРД располагались воздушные продольные каналы, использовавшиеся для охлаждения внешних секций крыла и вытеснения угольной пыли из топливных баков в камеру сгорания.