Создание ЖРД (реактивная тяга которых создается реакцией истечения продуктов сгорания горючей смеси, состоящей из жидкого топлива и жидкого окислителя), предназначенных для установки на пилотируемом летательном аппарате, в СССР началось практически одновременно в двух организациях: общественной организации Осоавиа-хима — Группе изучения реактивного движения (ГИРД) и в Газодинамической лаборатории (ГДЛ), находившейся в ведении Научно-исследовательского комитета при Реввоенсовете СССР. Осенью 1931 г. в Московском отделении ГИРД по инициативе СП. Королева было принято решение о начале работ над ракетопланом, т. е. над самолетом, полет которого обеспечивает ЖРД. Предусматривалось два основных направления работ:
создание ракетоплана РП-1 с двигателем ОР-2 и с вытеснительной подачей компонентов топлива в двигатель;
создание ракетоплана РП-2 с двигателем РД-А (03) и с насосной подачей компонентов топлива в двигатель.
Такой подход определялся стремлением не только показать принципиальную возможность создания реактивных самолетов, но и разработать силовую установку с ЖРД, обеспечивающую реактивному самолету достаточно высокую полезную нагрузку, большую продолжительность полета, простоту в эксплуатации, а в конечном итоге возможность практического использования реактивного самолета, например, для изучения стратосферы (зоны атмосферы в диапазоне высот от 11 до 40 км), освоению которой в то время придавалось большое значение. Работу по ракетоплану РП-1 в ГИРД возглавлял С. П. Королев, а по РП-2 — М. К. Тихонравов. Для ракетоплана РП-1 двигатель ОР-2, который разрабатывал Ф. А. Цандер, создавался не как изолированный агрегат, а как составная часть конкретного самолета, т.е. осуществлялся комплексный подход к решению проблемы установки ЖРД. Двигатель ОР-2 должен был иметь тягу 50 кгс и время работы 30 с. В качестве горючего он использовал авиационный бензин, а окислителя — жидкий кислород, которые заправлялись в герметические баки грушевидной формы. Компоненты топлива из баков подавались в камеру сгорания двигателя по вытеснительной схеме — давлением сжатого азота. Такая система подачи топлива, хотя и была наиболее простой и легко осуществимой, получалась относительно тяжелой из-за необходимости рассчитывать баки, трубопроводы, арматуру и соединения на довольно высокое избыточное давление (6 — 8 атм). Требовалась также тщательная сборка и пригонка всех частей системы в производстве и поддержание ее герметичности в эксплуатации. На ракетоплане РП-2 предполагалось установить двигатель РД-А с тягой 80 — 85 кгс. Применение насосной подачи топлива позволяло баки с окислителем и горючим выполнять негерметичными, плоской формы. Они рассчитывались только на то, чтобы выдерживать давление массы заключенной в них жидкости. Это позволяло выполнить баки тонкостенными и легкими. Под повышенным давлением находились только сам насос и проводка, соединявшая его с камерой сгорания двигателя. Насосная система подачи топлива была более безопасной и простой в эксплуатации, так как компоненты топлива не имели избыточного давления и продукты их испарения могли быть отведены непосредственно в атмосферу. Необходимость сокращения длины герметичных трубопроводов в вытеснительной системе подачи топлива на ракетоплане РП-1 и проводки от насоса до двигателя на РП-2 определила выбор общей аэродинамической схемы этих самолетов. Наиболее полно предъявляемым требованиям отвечала схема бесхвостого самолета «летающее крыло», в соответствии с ней был выполнен планер БИЧ-11, на котором предполагалось установить ЖРД. Схема «летающее крыло» позволяла всю силовую установку разместить очень компактно вблизи центра тяжести самолета при минимальной длине всех находящихся под давлением трубопроводов. На ракетоплане РП-1 баки с горючим, окислителем и сжатым азотом размещались в толстой корневой части крыла в специальных дюралюминиевых отсеках по обеим сторонам небольшого фюзеляжа и могли быть сброшены в полете. Выступавшие за верхний контур крыла горловины баков, а также испарители жидкого кислорода закрывались легкосъемными обтекателями. В конце короткого фюзеляжа предполагалось установить двигатель ОР-2. Аналогично выполнялась и компоновка силовой установки на ракетоплане РП-2. Управление силовой установкой сосредоточивалось в кабине летчика на специальном щитке. Щиток ракетоплана РП-1 имел арматуру для создания нужного давления в баках с окислителем и горючим, краны открытия клапанов баков, жиклеры регулирования подачи смеси, включения зажигания. Предполагалось регулировать тягу двигателя в полете посредством подачи различного количества горючей смеси жиклерами, а также изменением давления подачи. Размеры гондолы обеспечивали размещение в ней силовой установки с ЖРД. Проблема создания ЖРД для этих планеров оказалась значительно сложнее. Стендовые испытания двигателей выявили ненадежность их работы. Требовалось решить проблемы обеспечения устойчивого горения топливной смеси в камере сгорания, надежного охлаждения двигателя, определить возникающие нагрузки, решить много трудных еще не совсем ясных для того времени вопросов. Затянулось и изготовление топливного насоса для двигателя РД-А. В связи с этим работы по ракетопланам РП-1 и РП-2 были прекращены и основные усилия направлены на создание более совершенных и надежных ЖРД. Создатели ракетопланов РП-1 и РП-2 не ставили целью получить выдающиеся летно-технические данные, им было необходимо подтверждение возможности полета самолета с ЖРД. При полном весе 470 кгс максимальная расчетная скорость этих реактивных самолетов не должна была превышать 140 км/ч, продолжительность полета предполагалась равной соответственно 7 и 12 мин. С.П.Королев подчеркивал, что при тяге 50 кгс для взлета ракетоплану потребуется продолжительный разбег, набор высоты будет происходить очень медленно и до потолка всего 810м. Немногим лучше, считал С.П.Королев, будет обстоять дело и при форсировании работы реактивного двигателя до тяги 100 кгс. Главным результатом работ над ракетопланами РП-1 и РП-2 стала разработка в Советском Союзе впервые в мире конструкции двух типов авиационных силовых установок с ЖРД: с вытеснительной и насосной системами подачи топлива. Основные принципиальные особенности этих силовых установок практически в неизменном виде применялись на всех последующих типах самолетов с ЖРД. Одновременно с ГИРД работы по ЖРД для авиации развернулись и в ГДЛ в Ленинграде. В 1932 г. под руководством В. П. Глушко по заданию ВВС была начата разработка экспериментальной установки ЖРД на истребителе И-4 с винтомоторной группой с целью улучшения основных летио-технических данных истребителя, прежде всего увеличения его скорости и скороподъемности в воздушном бою. Два ЖРД-ускорителя типа ОРМ-52 (опытный ракетный мотор 52), по одному с каждой стороны фюзеляжа, предполагалось установить на нижнем крыле истребителя И-4. Двигатель ОРМ-52 с турбонасосной системой подачи компонентов топлива из азотной кислоты и керосина рассчитывался на тягу 300 кгс. Запаса топлива и окислителя на самолете должно было хватить для работы двух ОРМ-52 в течение 60 с. Официальные стендовые испытания ОРМ-52 состоялись в 1933 г., однако большая загрузка коллектива В. П. Глушко другими важными темами (ракетами серии РЛА, морской торпедой) не позволила завершить работы по установке этого двигателя на самолет. Таким образом, уже в начале 30-х годов в СССР сформировались два основных направления работ по авиационному использованию ЖРД: в качестве основной силовой установки (РП-1 и РП-2) и в качестве вспомогательного двигателя-ускорителя для применения на самолетах с винтомоторной силовой установкой (И-4 с ОРМ-52). Оба эти направления развивались в СССР в течение довольно продолжительного времени. Осенью 1933 г. принимается важное решение об организации на базе ГДЛ и ГИРД Реактивного научно-исследовательского института (РНИИ). Объединение ведущих специалистов, исследовательских и опытно-конструкторских работ по различным направлениям реактивной техники в едином научно-исследовательском центре позволило в короткие сроки решить многие сложные проблемы практической реализации возможностей реактивной техники, в том числе и авиационного использования ЖРД. После организации РНИИ в его план не были включены работы по ракетопланам и авиационным силовым установкам с ЖРД. Эти работы в 1934 — 1935 гг. С. П. Королев проводил в порядке личной инициативы в обстановке широкого общественного интереса к проблеме изучения и использования стратосферы, к перспективам, открывающимся перед авиацией при обеспечении возможности выполнения регулярных полетов в стратосфере. В газетах и журналах того времени, которые активно поддерживали проводившуюся с 1932 г. всесоюзную кампанию «На штурм стратосферы», подчеркивалось большое значение освоения стратосферы для создания скоростного воздушного транспорта и изучения распространения радиоволн для развития различных отраслей науки — метеорологии, геофизики, астрономии. В 1934 г. Академия наук СССР созвала в Ленинграде Всесоюзную конференцию по изучению стратосферы, на которой предполагалось обобщить знания о верхних слоях атмосферы и наметить пути дальнейшего изучения и практического освоения стратосферы. В технической секции конференции были заслушаны доклады о различных методах освоения стратосферы, в том числе о создании стратосферных самолетов-стратопланов и двигателей для них. С докладом «Полет реактивных аппаратов в стратосфере» выступил делегат от отдела военных изобретений РККА С. П. Королев. В своем докладе он рассмотрел возможные пути создания стратосферных самолетов и подчеркнул, что наиболее реальным техническим средством для полета в стратосфере на высотах 20 — 30 км является самолет с ЖРД, наиболее в то время изученным и конструктивно освоенным. Для создания такого самолета, считал С. П. Королев, необходимо решить ряд проблем. К первоочередным проблемам он относил задачу уменьшения расхода топлива и повышения КПД ЖРД, создания высокопрочных и жаростойких сплавов для камер сгорания двигателя, высокопроизводительных насосов системы подачи компонентов топлива, а также разработки герметической кабины для экипажа, принципиально новых приборов для управления самолетом и научных наблюдений, обеспечения устойчивости и управляемости самолета. Все эти задачи, по мнению С. П. Королева, могли быть решены хорошо скоординированной и целенаправленной работой специалистов-ракетчиков и работников других отраслей науки и техники. Сформулированная на конференции С. П. Королевым в общих чертах программа создания экспериментального высотного самолета с ЖРД была затем развита и конкретизирована в его работах, опубликованных в 1935 г. Считая, что успехи в создании ЖРД и другие технические достижения делают практически осуществимой разработку высотного самолета-ракетоплана, С. П. Королев в конце 1935 г. добился включения работ по созданию ракетоплана в план РНИИ. В феврале 1936 г. руководство РНИИ утвердило разработанные С. П. Королевым и Е. С. Щетинковым основные тактико-технические требования к экспериментальному ракетоплану, которые предусматривали достижение весьма высоких для того времени летно-технических данных: высоты полета до 25 км, средней скорости горизонтального полета на высоте 7 — 9 км до 800 — 900 км/ч, продолжительности горизонтального полета с работающими двигателями до 6,5 мин [5]. Экипаж самолета, получившего в плане работ РНИИ обозначение «Объект 218», а затем РП-218, должен был состоять из двух человек — летчика и экспериментатора. Реальность достижения заявляемых данных обеспечивалась применением в проекте ракетоплана РП-218 конструктивных решений, практическая осуществимость которых уже не вызывала сомнений и которые уже тогда находились в стадии конструктивной разработки или в стадии испытаний и доводки. К ним относились, прежде всего, двигатели самолета. На РП-218 предполагалось применить «связку» из трех опытных двигателей ОРД-300-2 (ОРМ-70) с тягой каждого двигателя, работающего на азотно-кислотно-керосиновом топливе, 300 кгс. Двигатели создавались под руководством В. П. Глушко, коллектив которого еще в 1933 г. создал двигатель ОРМ-52 с такой же тягой. Один из образцов ОРМ-52 прошел в 1935 г. стендовые испытания, развил тягу 300 — 320 кгс и сохранил полную работоспособность после 29 пусков с суммарной наработкой около 8 мин. Относительно новым решением, заложенным в конструкцию РП-218, была и герметическая кабина, обеспечивавшая нормальную жизнедеятельность экипажа на большой высоте. Однако уже имелся опыт постройки и эксплуатации таких кабин для стратостатов; под руководством В. А. Чижевского и А. Я. Щербакова решалась задача создания авиационных герметических кабин регенеративно-инжекторного типа для высотного самолета БОК-1 и стратосферного планера СП, велись работы над высотными скафандрами. Сложной задачей являлась и проблема достижения ракетопланом заданной высоты полета. Предусматривались два варианта старта РП-218: самостоятельный взлет ракетоплана с земли и старт его в воздухе после подъема на высоту с помощью самолета-носителя или путем буксировки. При старте с земли на ракетоплане могла быть достигнута высота 13 —16 км. Для облегчения взлета с земли предполагалось применить пороховой ракетный ускоритель взлета с тягой 150 кгс, работы по созданию которого велись под руководством В. И. Дудакова с 1930 г. сначала в ГДЛ, а затем в РНИИ. Еще в 1931 г. в СССР было произведено около 100 взлетов легкого учебного самолета У-1 с пороховыми ракетными ускорителями, а в 1933 г. государственные испытания прошел бомбардировщик ТБ-1 с шестью пороховыми ускорителями, работа которых позволила уменьшить длину разбега при взлете самолета массой 7 т с 330 до 80 м, т.е. разбег самолета сократился почти в четыре раза. Опыт эксплуатации пороховых ускорителей на самолетах был значительно дополнен их использованием при запусках крылатых ракет в РНИИ в 1935 —1936 гг. Старт в воздухе на высоте 8 — 10 км обеспечивал ракетоплану набор высоты 25 км. На высоту старта РП-218, стартовая масса которого первоначально оценивалась в 1600 кг, мог доставить тяжелый бомбардировщик ТБ-3 с четырьмя высотными моторами АМ-34ФРНВ. На одном из таких самолетов экипаж А. Б. Юмашева 28 октября 1936 г. установил мировой рекорд, подняв контрольный груз 5000 кг на высоту 8980 м. Ряд проблем старта в воздухе самолетов с поршневыми двигателями уже был решен в СССР работами В. С. Вахмистрова при испытаниях составных самолетов «Звено», однако для успешного использования такого метода старта ракетным самолетом еще требовалось решить вопросы, связанные с транспортировкой самолетом-носителем заправленного взрывоопасными компонентами горючего и окислителя ракетоплана, с обеспечением устойчивого движения ракетоплана после сброса с носителя, запуска двигателя в воздухе после сброса. Прорабатывался и другой вариант доставки РП-218 на требуемую высоту старта — воздушная буксировка ракетоплана за самолетом. Таким способом могла быть достигнута высота 4 — 5 км. Применение специальных средств, например метода «воздушной цепочки», позволяло забуксировать ракетоплан на высоту 8 — 10 км. Метод «воздушной цепочки», предложенный в 1935 г. А. Я. Щербаковым, предусматривал значительное превышение буксируемого планера над самолетом-буксировщиком путем увеличения длины буксировочной связи и введения между самолетом-буксировщиком и основным планером одного или нескольких промежуточных планеров. Метод был проверен 12 июня 1936 г. полетом «воздушной цепочки» из самолета Р-зет, промежуточного планера Г-12 и основного планера Г-9. В этом полете летчик В. П. Федоров на планере Г-9 достиг высоты 12 105 м, имея превышение над самолетом-буксировщиком 4000 м. Воздушная буксировка обеспечивала более простой и безопасный старт ракетоплана на расчетной высоте после его отцепления от буксировочного троса. Многие конструктивные решения, примененные в проекте ракетоплана РП-218, находились в стадии испытаний и доводки. Однако их еще не применяли комплексно в конструкции одного самолета. Кроме них было много других еще не решенных вопросов, например, связанных с аэродинамикой самолета, его устойчивостью и управляемостью. Полное отсутствие опыта проектирования и создания таких самолетов требовало выполнения обширной программы значительных по объему и продолжительных по времени теоретических, опытно-конструкторских и экспериментальных исследований. Стержнем такой программы научно-исследовательских работ по применению ракетного двигателя для полетов на больших высотах, включенной в 1935 г. в план работ РНИИ, и стал проект ракетоплана РП-218. Одним из главных направлений экспериментальных исследований С. П. Королев считал отработку силовой установки самолета, проверку и отладку работы двигателя, систем его питания и управления на наземных стендах, а также в полете. Для летных исследований С. П. Королев разработал и в ноябре 1936 г. защитил на техническом совете РНИИ проект экспериментального ракетного планера РП-218-1 (позднее получившего обозначение РП-318-1) с двигателем ОРМ-65 В. П. Глушко на основе конструкции своего спортивного двухместного планера СК-9, созданного в 1935 г. Планер СК-9 предназначался для дальних полетов на буксире за самолетом и по сравнению с обычными спортивными и тренировочными планерами того времени имел более высокую нагрузку на крыло и увеличенный запас прочности. Конструктивной особенностью СК-9 было наличие трех багажных отсеков, расположенных между лонжеронами крыла непосредственно у центра тяжести планера: одного в фюзеляже за кабиной пассажира и двух в центроплане у бортов фюзеляжа. Эти особенности делали СК-9 наиболее пригодным для переоборудования в летающую лабораторию по отладке и летным испытаниям ЖРД. Двигатель ОРМ-65, который должен был иметь регулируемую в полете тягу от 50 до 175 кгс, устанавливался на консольной раме, крепившейся к силовому шпангоуту, замыкавшему хвостовую часть фюзеляжа планера. Для защиты руля направления от выхлопной струи двигатель закрывался сверху металлическим козырьком, а нижняя часть руля направления обшивалась листом из нержавеющей стали. Три топливных бака емкостью по 20 л для питания двигателя располагались последовательно друг за другом в фюзеляже. В отсеке задней кабины для пассажира устанавливался бак с горючим (керосином), а в фюзеляжном багажном отсеке размещались два бака с окислителем (азотной кислотой). На случай негерметичности баков с окислителем они устанавливались в специальных дюралюминиевых ваннах, имевших слив за борт. Общий запас топлива на борту ракетного планера, равный 75 кг, обеспечивал непрерывную работу двигателя в течение 100 с. Компоненты топлива подавались в камеру сгорания двигателя по вытеснительной схеме — давлением сжатого воздуха из четырех баллонов емкостью по 5 л, расположенных в крыльевых багажных отсеках планера, по два баллона с каждой стороны фюзеляжа. Силовая установка ракетоплана РП-318-1 была полностью изготовлена, собрана и подготовлена к испытаниям к 1 сентября 1937 г. 16 декабря того же года состоялось первое наземное испытание работы двигателя на РП-318-1. В период до 11 января 1938 г. было произведено 20 наземных пусков двигателя ОРМ-65, а 11 марта того же года двигатель проработал на РП-318-1 непрерывно 230 с. Во всех испытаниях двигатель запускался сразу и плавно, работал устойчиво и легко останавливался. Испытатели отмечали, что материальная часть как самого планера РП-318-1, так и двигателя ОРМ-65 в течение всех наземных испытаний вела себя безукоризненно, не наблюдалось никаких неполадок или отказов. Установленная система управления и запуска двигателя оказалась достаточно удобной в работе при управлении из кабины летчика. После дополнительных 7 — 10 наземных пусков двигателя предполагалось провести летные испытания РП-318-1 летом 1938 г. в соответствии с программой испытаний, составленной С. П. Королевым. Однако из-за организационных перемещений в структуре РНИИ испытания РП-318-1 были приостановлены, а затем эту тему передали из РНИИ в отдел специальных конструкций (ОСК) на заводе № 1 имени Авиахима, где под руководством А. Я. Щербакова сосредоточились работы по освоению высотных полетов. Коллектив ОСК разрабатывал методику и технику буксировочных полетов, вел работу по созданию высотных планеров, авиационных герметических кабин, прямоточных воздушно-реактивных двигателей, пригодных для установки на самолет. В этом коллективе в 1939 г. и возобновились работы над РП-318-1. Было принято решение установить на ракетоплан новый двигатель РДА-1-150 с тягой 140 кгс, разработанный Л. С. Душкиным и А. В. Палло на базе двигателя ОРМ-65. В сентябре 1939 г. завершились комплексные наземные испытания двигателя РДА-1-150 на ракетоплане совместно с системой подачи топлива и с системой управления двигателем. В результате многочисленных наземных испытаний удалось отработать запуск и выключение ЖРД из кабины ракетоплана, достигнуть надежной работы двигателя и получить опыт его эксплуатации, позволявший начать летные испытания РП-318-1. На всем протяжении работы двигателя В. П. Федоров не ощутил ни вибраций, ни нарушения характеристик управляемости РП-318-1. По его оценке, машина вела себя нормально. При выполнении первога полета РП-318-1 давление в камере сгорания ЖРД было ограничено 12 кгс/см2 (вместо нормальных 18), что соответствовало тяге двигателя 90 кгс. Полет с работающим двигателем продолжался 110с. В марте 1940г. В.П.Федоров совершил еще два успешных полета на РП-318-1. Для проведения различных испытаний было построено девять самолетов «БИ». Создание «БИ» и его первый успешный полет определили, несмотря на тяжелое военное положение страны, расширение фронта работ в СССР по реактивной тематике. В 1942 г. академик С.А.Чаплыгин в своем письме наркому А. И. Шахурину предлагал создание самолета с реактивными двигателями сделать одной из основных задач ЦАГИ. Предложение было принято и для научного руководства работами, ведущимися в авиационной промышленности по созданию самолетов с ЖРД и ВРД, в том же 1942 г. в ЦАГИ был организован реактивный отдел [10]. Необходимость такого решения определялась тем, что в 1942 — 1943 гг. в Наркомате авиационной промышленности развернулись работы над несколькими проектами реактивных самолетов. Большинство из них не было осуществлено главным образом из-за условий военного времени, но работа над ними имела большое значение. В процессе проектирования разрабатывались методы расчета и компоновки реактивных самолетов, выявлялись и решались вопросы по силовой установке, аэродинамике, устойчивости и управляемости, прочности и аэроупругости проектируемых реактивных самолетов на больших скоростях, определялись программы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ. При проектировании реактивных самолетов формировались кадры специалистов и создавался научно-технический задел, на основе которого становилось возможным решение проблемы создания высокоскоростных реактивных самолетов. Над оригинальными проектами истребителей-перехватчиков с ЖРД и ПВРД работал Р. Л. Бартини. Под его руководством в 1941 — 1942 гг. были спроектированы истребители-перехватчики Р и Р-114 со стреловидными крыльями, летно-тактические данные которых далеко опережали свое время. Расчетная скорость полета истребителя Р-114 с силовой установкой в - виде «связки» из четырех ЖРД с тягой по 300 кгс оценивалась в 2400 км/ч. Из-за применения ряда новых конструктивных решений (стреловидные крылья с отсосом пограничного слоя, силовая установка с газодинамическим слиянием несущих и тянущих свойств, инфракрасный локатор), требовавших обширных научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, проекты Р. Л. Бартини в суровое военное время не могли быть реализованы. Но уже само появление таких проектов позволяло все большему кругу специалистов получить представление о перспективах, открывавшихся перед авиацией с внедрением реактивной техники, о возможных путях и методах их практического достижения. В ноябре 1942 г. Государственный Комитет Обороны принял постановление о создании реактивного истребителя-перехватчика «302» с продолжительностью полета 20 мин. Проект этого самолета с комбинированной силовой установкой из ЖРД и ПВРД был выполнен в РНИИ еще до войны. По своей аэродинамической схеме и конструкции истребитель «302» имел много общего с самолетом «БИ», но был крупнее и почти в два раза тяжелее его. Вооружение самолета «302» было очень мощным и состояло из четырех пушек с боезапасом по 100 снарядов. Трудности создания ПВРД привели к отказу от идеи применения комбинированной силовой установки, и самолет «302» стал рассматриваться как чисто ракетный истребитель-перехватчик с взлетной массой 3358 кг, способный достичь высоты 5000 м за 2,1 мин при взлетной тяге двигателя 1400 кгс. Запас топлива и окислителя на самолете «302», равный 1635—1735 кгс, обеспечивал непрерывную работу двигателя на взлетном режиме в течение 4,5 — 4,7 мин. Поэтому заданную продолжительность полета предполагалось обеспечить или применением ЖРД с регулируемой летчиком в полете тягой (минимальная тяга 350 кгс), или установкой двухкамерного ЖРД типа РД-2М, имеющего основную и дополнительную камеры сгорания. Работа основной камеры сгорания двухкамерного ЖРД, включаемой по необходимости, обеспечивала в считанные секунды достижение максимальных летно-технических характеристик самолета, но за счет огромного удельного расхода топлива и сокращения времени полета. Наличие дополнительной камеры сгорания сравнительно небольшой тяги, обеспечивающей возможность горизонтального полета самолета при выключенной основной камере сгорания двигателя и имеющей по сравнению с основной камерой значительно меньший секундный расхода топлива, увеличивало продолжительность полета самолета с ЖРД. Подачу топлива в камеры сгорания как двигателя с регулируемой в полете тягой, так и двухкамерного двигателя предполагалось осуществлять турбонасосным агрегатом. Такой принцип подачи топлива имел ряд преимуществ перед вытеснительной системой: почти на 10—12% уменьшалась относительная масса конструкции планера за счет снижения массы силовой установки из-за снятия тяжелых баллонов со сжатым воздухом; повышались летно-технические данные и особенно боевая эффективность истребителя-перехватчика, так как при вытеснительной системе подачи топлива баллоны со сжатым воздухом и топливные баки, находящиеся под высоким давлением, снижали живучесть истребителя в воздушном бою. В 1943 г. самолет «302» без двигателя был построен, испытан в варианте планера, показал хорошие летные данные, но из-за отсутствия двигателя, создатели которого встретились с рядом трудностей, работы по истребителю «302» были прекращены. К созданию ракетных истребителей-перехватчиков был подключен и коллектив конструкторского бюро Н.Н. Поликарпова. Осенью 1943г. ему было поручено создание двухпушечного высотного реактивного истребителя-перехватчика. Проект этого самолета, получившего условное обозначение «Малютка» (5 на рис. 2), имел некоторые необычные для своего времени черты: резко вынесенную вперед кабину летчика; шасси с носовым колесом, позволившее решить задачу максимального использования свободных объемов фюзеляжа для размещения топлива; предельно малые геометрические размеры. Запроектированная установка двухкамерного ЖРД с турбонасосной подачей топлива и тягой 1200 кгс должна была обеспечить самолету «Малютка» набор высоты 5000 м за 1 мин и продолжительность полета 8 — 14 мин при взлетной массе самолета, равной 2550 кг. Расчетная максимальная скорость «Малютки» определялась равной 875 км/ч. В ЦАГИ начались исследования модели самолета в аэродинамической трубе больших скоростей, но они были прерваны в 1944 г. в связи со смертью Н. Н. Поликарпова. Кроме создания самолетов с маршевым ЖРД другим основным направлением работ по авиационной реактивной технике в СССР в 1940 —1946 гг. стало создание и летные испытания самолетов с винтомоторной силовой установкой и ЖРД-ускорителем. Еще в июле 1940 г. В. П. Глушко, руководитель выделившегося из НИИ-3 (бывшего РНИИ) самостоятельного подразделения при авиамоторном заводе, выступил с предложением установить на опытных самолетах «100» (прототип пикирующего бомбардировщика Пе-2) и Сталь-7 (прототип дальнего бомбардировщика Ер-2) вспомогательные ЖРД-ускорители типа ОРМ-62 с тягой по 300 кгс для увеличения скорости полета в решающие минуты воздушного боя. Благодаря двигателям-ускорителям эти самолеты приобретали и ряд тактических преимуществ: они могли или быстро настичь самолет противника с поршневым двигателем, или, наоборот, быстро оторваться от преследования противника, или выйти из боя в случае необходимости. Предполагалось, что время работы такого двигателя-ускорителя может измеряться несколькими минутами. Предложение было принято, и В. П. Глушко поручили создание ЖРД-ускорителей, а его группу преобразовали в опытно-конструкторское бюро по ЖРД. В начале 1943 г. ОКБ главного конструктора В. П. Глушко в основном завершило работу по созданию авиационного ЖРД-ускорителя РД-1 с тягой 300 кгс и удельным расходом топлива 90 кг/мин. Двигатель выполнялся по однокамерной схеме с насосной подачей в камеру сгорания топливных компонентов — азотной кислоты и керосина. Основное назначение двигателя РД-1 — кратковременное увеличение скоростных и высотных данных, а также улучшение взлетных характеристик боевых самолетов с поршневыми двигателями. Предусматривалась возможность объединения двигателей РД-1 в многокамерную «связку» с тягой до 1200 кгс. Одновременно с созданием и испытаниями двигателей РД-1 в ОКБ В. П. Глушко под руководством его заместителя С. П. Королева был разработан проект реактивной установки РУ-1 (рис. 4) с целью испытания и отработки реактивного двигателя РД-1 в полетных условиях на серийном двухмоторном фронтовом бомбардировщике Пе-2. Реактивная установка РУ-Г состояла из двигателя РД-1, керосиновой, кислотной, воздушной систем и системы управления двигателем. Двигатель РД-1 (камера сгорания с агрегатами пуска и управления насосного агрегата) устанавливался в хвостовой части фюзеляжа самолета Пе-2. Горючее и окислитель общей массой 850 кг размещались в фюзеляже в двух расположенных друг над другом баках: легкоис-паряющаяся азотная кислота — в верхнем, тяжелый нелетучий тракторный керосин — в нижнем. Находившийся в левой гондоле двигателя насосный агрегат мощностью 45 л.с., связанный с основным поршневым двигателем М-105РА трансмиссионным валом с гидромуфтой, обеспечивал подачу компонентов топлива по проложенным в нижней части фюзеляжа самолета керосиновой и азотнокислотной магистралям в камеру сгорания двигателя РД-1. Управление двигателем было дублированное. Оно осуществлялось с места летчика и из кабины стрелка-радиста, причем включать двигатель мог только летчик, а отключать — и летчик, и экспериментатор. Максимальная расчетная продолжительность работы РД-1 на полной тяге в полете ограничивалась емкостью топливной системы и составляла около 10 мин. Общая масса РУ-1 на самолете Пе-2 была равна 1050 кг, а масса двигателя РД-1 (камера сгорания с агрегатами пуска и управления, блок дроссельных вентилей, релейная коробка и насосный агрегат) 56 кг. Нормальная взлетная масса самолета Пе-2 с РД-1 — 8200 кг, а средняя полетная масса для определения летно-технических характеристик самолета — 7550 кг. По аэродинамическому расчету С. П. Королева, работа реактивного двигателя в течение 80 — 100 с должна была увеличить максимальную скорость полета самолета Пе-2 с РД-1 на 108 км/ч на высоте 7000 м, а при включении на взлете сократить длину разбега на 70 м. Вертикальная скорость самолета при отрыве от земли с работающим двигателем РД-1 могла возрасти на 30%, соответственно увеличивался возможный угол набора высоты, что было важно при взлете с небольшого полевого аэродрома, ограниченного препятствиями. Изготовление всех частей РУ-1 и переоборудование самолета Пе-2 велось очень быстрыми темпами. 7 августа 1943 г. начались летные испытания модифицированного самолета. Включение РД-1 на взлете и в воздухе в основном подтвердило ожидаемое улучшение летно-технических данных самолета Пе-2: в диапазоне высот от земли до расчетной максимальная скорость самолета увеличилась на 46 — 68 км/ч, а время набора высоты 5000 м сократилось с 10 до 7 мин. Летчики-испытатели отметили, что работа дополнительного двигателя не усложнила пилотирование самолета: в первые секунды после включения РД-1 появлялся небольшой каб-рирующий момент и ощущалось ускорение самолета, но возникшее давление на штурвал легко устранялось и условия пилотирования не ухудшались. Первый этап заводских летных испытаний самолета Пе-2 с РД-1, которые проводили летчики-испытатели А. Г. Ва-сильченко и А. С. Пальчиков при участии в полетах в качестве инженеров-экспериментаторов С. П. Королева и Д. Д. Севрука, показал, что двигатель РД-1 и реактивная установка РУ-1 в целом работают нормально. Опыт, полученный на первом этапе летных испытаний, был использован С. П. Королевым для разработки проектов модификации боевых самолетов Пе-2И, Пе-3, Ла-5 под установку реактивных двигателей-ускорителей РД-1. Необходимость проведения таких работ определялась не только стремлением улучшить основные летно-технические данные воевавших самолетов, но и сведениями о появлении у противника боевых самолетов с реактивными двигателями. Положительные результаты выполненных в СССР за военные годы работ по внедрению реактивных двигателей различных типов в авиацию, появление у противника реактивных самолетов потребовали придания всем этим работам новой организационной основы. В феврале 1944 г. Государственный Комитет Обороны принял важное решение об организации научно-исследовательского института (НИИ-1), в котором сосредоточивались бы все научно-технические работы по реактивной технике. Начальником института был назначен П. И. Федоров, его заместителем В. Ф. Болховитинов. В этом институте были собраны ранее работавшие на различных предприятиях группы конструкторов реактивных двигателей во главе с М. М. Бондарюком, В. П. Глушко, Л. С. Душкиным, А. М. Исаевым, А. М. Люлькой. Постановление обязывало Наркомат авиационной промышленности в месячный срок представить конкретные предложения о постройке реактивных двигателей и реактивных самолетов. По результатам проделанной работы 22 мая 1944 г. ГКО принял еще одно постановление, наметившее широкую программу строительства реактивной авиационной техники, которая базировалась на научно-техническом заделе, созданном в предвоенные и военные годы. Это постановление определило начало нового этапа в развитии советской реактивной авиационной техники. Создание реактивных боевых самолетов было признано первоочередной задачей советской авиационной промышленности, к ее решению были привлечены высококвалифицированные коллективы ряда самолегостроительных опытно-конструкторских бюро и научно-исследовательских институтов. На основе принятых решений в короткие сроки в Советском Союзе были развернуты планомерные и целеустремленные работы по теоретическим, экспериментальным и опытно-конструкторским исследованиям различных направлений развития авиационных реактивных двигателей. Проектировались и строились жидкостные, прямоточные и пульсирующие реактивные двигатели, создавалась комбинированная мотокомпрессорная силовая установка. Создание опытных образцов авиационных ЖРД было поручено Л. С. Душкину, В. П. Глушко, А. М. Исаеву. Велась также разработка годного к установке на самолет турбореактивного двигателя, создание которого было поручено А. М. Люльке и В. В. Уварову. Одновременно обобщались результаты теоретических и экспериментальных исследований по изучению особенностей полетов на больших скоростях, проводившихся в период с 1939 по 1943 г., разрабатывались конкретные рекомендации конструкторам по аэродинамической компоновке новых скоростных самолетов с реактивными двигателями, основывавшиеся на продувках моделей в аэродинамической трубе больших скоростей, введенной в эксплуатацию в 1943 г. Задания на создание опытных самолетов с различными типами реактивных двигателей получили конструкторские коллективы С. А. Лавочкина, А. И. Микояна, П. О. Сухого, А. С. Яковлева, конструкторская группа И. Ф. Флорова. Результаты этих планомерных и хорошо организованных работ не замедлили сказаться. Уже через год после принятия постановления ГКО на летные испытания были выпущены экспериментальные самолеты со смешанными и комбинированными силовыми установками: Ла-7Р, Як-ЗРД, Су-7 с дополнительным жидкостным реактивным двигателем-ускорителем и И-250 и И-107, имевшие мотокомпрессорную силовую установку. Самолеты с дополнительным ЖРД РД-1 были подготовлены к летным испытаниям в 1944 г. Все они по своему назначению являлись истребителями-перехватчиками, имели пушечное вооружение и практически одинаковые конструктивные решения по размещению двигателя РД-1 и обеспечению его работы, проверенные в процессе первого этапа летных испытаний модифицированного бомбардировщика Пе-2 с РД-1. На самолетах Ла-7Р, Як-ЗРД и Су-7 ускоритель РД-1 размещался в хвостовой части фюзеляжа, что потребовало несколько изменить ее конфигурацию, нижние обводы рулей направления и прилегающих к фюзеляжу кромок рулей высоты. Топливо в камеру сгорания РД-1, как и на Пе-2, подавалось шестеренчатым насосным агрегатом, который приводился в действие основным поршневым двигателем самолета и требовал мощности 45 л. с. В размещении баков с горючим и окислителем эти самолеты несколько отличались друг от друга, но имелась и общая черта: использование части емкости основной бензиновой системы самолета для размещения реактивного топлива. Это привело к заметному уменьшению запаса бензина для основного поршневого двигателя и к сокращению продолжительности полета истребителей с РД-1. Емкость их топливной системы для ЖРД обеспечивала непрерывную работу ускорителя в течение 2,5 — 4 мин. Испытательные полеты самолетов Ла-7Р, Як-ЗРД и Су-7 с ЖРД-ускорителями показали, что при работе РД-1 максимальная скорость истребителя может быть увеличена до 795 км/ч (Ла-7Р), время набора высоты 5000 м сокращено до 3 мин (Як-ЗРД) и достигнут практический потолок 13 000 м (Ла-7Р). Максимальный прирост скорости при включении РД-1 составил 182 км/ч на высоте 7800 м (Як-ЗРД). Такие летно-технические данные значительно расширяли тактические возможности поршневого истребителя. Даже несмотря на малое время работы ускорителя они позволяли или настичь практически любой поршневой самолет того времени, или занять выгодное положение для атаки в воздушном бою, или оторваться от преследования противника. Кроме того, установка двигателя-ускорителя РД-1 позволяла поршневому истребителю, хотя и кратковременно, иметь летно-технические данные, ненамного уступающие характеристикам еще немногочисленных в то время самолетов противника, оснащенных турбореактивными двигателями (Ме-262 и Не-162 с максимальной скоростью полета до 850 км/ч), при меньшей по сравнению с ними длине разбега на взлете, лучшей скороподъемности и маневренности. Летные испытания как бомбардировщика Пе-2 с РД-1, которые продолжались вплоть до середины 1945 г, так и истребителей Ла-7Р, Як-ЗРД и Су-7 выявили неустойчивую, в особенности на больших высотах, работу эфировоздушного зажигания РД-1 от электрической свечи накаливания. В связи с этим в начале 1945 г. коллективом В. П. Глушко была создана система химического зажигания от пусковой жидкости, в качестве которой использовалась смесь карбинола с бензином, самовоспламеняющаяся при контакте с азотной кислотой. Двигатель с химической системой зажигания и рядом конструкционных улучшений, направленных на повышение надежности его работы и ресурса, получил обозначение РД-1 ХЗ (химическое зажигание). Приближавшееся победоносное завершение Великой Отечественной войны уже не вызывало необходимости форсированной доводки истребителей с ЖРД-ускорителем до серийного производства. Да и магистральный путь развития реактивной авиации, как уже стало ясно, был иным. Приведем основные сведения по поршневым истребителям с РД-1 и РД-1 ХЗ, созданным в соответствии с постановлением ГКО. Ла-7Р — первый советский истребитель с ЖРД-ускорителем. Запас реактивного топлива — 67 кг керосина и 269 кг окислителя — обеспечивал непрерывную работу ЖРД в течение 3,5 мин. Смещение центровки назад, вызванное установкой РД-1 и его систем, компенсировалось дополнительным грузом весом 20 кгс, закрепленным на подмоторной рамс поршневого двигателя. Вооружение модифицированного самолета состояло из двух пушек калибра 20 мм. Взлетная масса Ла-7Р — 3500 кг. Летные испытания первого опытного самолета Ла-7Р начались в конце лета 1944 г., а с января 1945 г. стал испытыватъея и второй опытный самолет Ла-7Р сначала с двигателем РД-1, а затем с двигателем РД-1 ХЗ. Испытания проводили летчики А.В.Давыдов и Г. М. Шиянов. Проходили они трудно, в основном из-за недоведенно-сти реактивного двигателя. Эксплуатация самолета сильно осложнялась наличием на борту азотной кислоты, проедавшей металл баков и трубопроводов, прожигавшей деревянную обшивку фюзеляжа и причинявшей значительные неудобства обслуживающему персоналу. При испытаниях первой машины в сентябре 1944 г. летчик-испытатель А. В. Давыдов достиг скорости 740 км/ч. В полете 27 марта 1945 г. на втором опытном самолете Ла-7Р при попытке осуществить повторный запуск РД-1 в воздухе произошел взрыв ЖРД, сопровождавшийся значительным разрушением рулей хвостового оперения и практически полным уничтожением руля направления. Летчику-испытателю Г. М. Шиянову с большим трудом удалось приземлить самолет. Заводские испытания самолетов Ла-7Р с РД-1 и РД-1 ХЗ продолжались до конца апреля 1945 г. В полетах с работающим ЖРД была достигнута максимальная скорость 795 км/ч на высоте 6300 м. Максимальный прирост скорости при включении ЖРД составил 162 км/ч. В заключении отчета о заводских летных испытаниях указывалось: «... результаты испытаний самолета Ла-7Р с однокамерным реактивным двигателем РД-1 и РД-1 ХЗ... показали полную возможность использования двигателя РД-1 ХЗ как вспомогательного двигателя-ускорителя...». Як-ЗРД — создавался на основе конструкции серийного фронтового истребителя Як-3 с поршневым двигателем ВК-105ПФ-2 жидкостного охлаждения. Баки для реактивного топлива разместили в крыле, запас топлива в них — 50 кг керосина и 200 кг азотной кислоты — должен был обеспечить непрерывную работу ЖРД в течение 3 мин. Воооружение самолета Як-ЗРД состояло из одной пушки калибра 23 мм. Взлетная масса самолета — 2980 кг. Заводские испытания Як-ЗРД, проводившиеся летчиком В. Л. Расторгуевым, начались в декабре 1944 г. При заводских испытаниях летчик В. Л. Расторгуев выполнил 13 полетов на Як-ЗРД с работающим ЖРД. В них была достигнута максимальная скорость 782 км/ч на высоте 7800 м, максимальный прирост скорости от работающего ЖРД на этой высоте составил 182 км/ч. И после завершения заводских испытаний продолжались полеты самолета Як-ЗРД с включением реактивного двигателя в воздухе. В одном из них, состоявшемся 16 августа 1945 г., уже после прекращения работы двигателя РД-1 ХЗ самолет перешел в крутое пикирование и потерпел катастрофу; летчик В. Л. Расторгуев погиб. Су-7 — модификация этого опытного высотного истребителя цельнометаллической конструкции с поршневым двигателем АШ-82ФН, снабженным турбокомпрессорами ТК-3 под установку РД-1, была выполнена в конце 1944г. (4 на рис.6). И на этом самолете конструктивное исполнение установки ЖРД в хвостовой части фюзеляжа, монтаж системы питания, насосного агрегата и топливных баков выполнялись по схеме, предложенной С. П. Королевым и впервые реализованной на самолете Пе-2. Запас реактивного топлива на Су-7 (360 кг горючего и окислителя) обеспечивал работу ЖРД в течение 4 мин. Максимальная взлетная масса самолета — 4360 кг. Летные испытания самолета начались уже в 1945 г. Их проводил летчик-испытатель Г. Н. Комаров. За время заводских испытаний было выполнено 84 пуска двигателей РД-1 и РД-1 ХЗ с общей наработкой 29 мин, из которых около 10 мин двигатели проработали в воздухе. В испытаниях была зафиксирована максимальная скорость 597 км/ч на высоте 6000 м (прирост 91 км/ч). Однако, оценивая эти цифры, следует иметь в виду, что из-за окончания войны главной целью испытаний самолета Су-7 являлась уже не проверка возможностей РД-1 по улучшению летно-технических характеристик истребителя с поршневым двигателем, как при испытаниях Ла-7Р и Як-ЗРД, а изучение и доводка ускорительной силовой установки с ЖРД до состояния, обеспечивающего ее эксплуатацию в строевых частях ВВС. «120Р» (Ла-120Р) — дальнейшее развитие самолета Ла-7Р на базе конструкции опытного истребителя «120» с поршневым двигателем АШ-83. Как и в случае с Су-7, главной целью создания модифицированного самолета «120Р» являлась дальнейшая отработка двигателя РД-1 ХЗ, систем его питания и управления. Испытания самолета были начаты в 1946 г., и из 63 огневых пусков двигателя РД-1 только пять летчик-испытатель А. В. Давыдов выполнил в воздухе. 18 августа 1946 г. самолет «120Р» с работающим РД-1 ХЗ был продемонстрирован летчиком-испытателем А. В. Давыдовым в полете на воздушном параде в Тушино. Этот полет как бы подвел итог многолетней и напряженной работе научных и конструкторских коллективов ЦАГИ, ЦИАМ, ЛИИ, В. П. Глушко, С. А. Лавочкина, П. О. Сухого, А. С. Яковлева по внедрению ЖРД-ускорителя на поршневых самолетах. В результате совместных усилий были созданы опытные самолеты с улучшенными за счет применения ЖРД-ускорителей летно-техническими данными, разработаны и испытаны образцы силовых установок с вспомогательными ЖРД, обеспечивающие надежный запуск двигателя РД-1 ХЗ в воздухе с режимов пусковой и максимальной тяги, плавный выход двигателя на рабочий режим, устойчивое горение в камере сгорания, простое управление режимом работы двигателя, его включением и выключением, наглядная и удобная световая сигнализация режимов работы двигателя в кабине летчика. Работы по созданию в Советском Союзе самолетов с ЖРД в качестве основной силовой установки были завершены уже в послевоенное время. В конце 40-х годов были проведены летные испытания трех экспериментальных самолетов с ЖРД, а также испытан в воздухе оригинальный самолет — летающая лаборатория с твердотопливным реактивным двигателем. В соответствии с решением ГКО в 1944 г. в НИИ-1 под руководством И. Ф. Флорова было начато создание экспериментального самолета «4302», на котором предполагалось провести летное сравнение двух систем подачи топливных компонентов в камеру сгорания ЖРД — насосной и вытеснительной. Двигатели с такими системами подачи топливных компонентов создавались соответственно коллективами Л. С. Душкина и А. М. Исаева. Самолет «4302» разрабатывался на основе опыта проектирования и испытаний истребителя «БИ». Он выполнялся по схеме цельнометаллического одноместного высокоплана с прямоугольным в плане крылом площадью 8,85 м2, концы которого по рекомендации ЦАГИ были отогнуты вниз как для уменьшения степени поперечной статической устойчивости на больших скоростях, так и для использования в качестве боковой опоры при посадке самолета. По аналогии с самолетом «БИ» на концах горизонтального оперения самолета «4302» устанавливались круглые вертикальные шайбы, а под хвостовой частью фюзеляжа — нижний киль. При взлете самолет «4302» должен был разбегаться на специальной колесной тележке, сбрасываемой после отрыва от земли, а садиться на выпущенную из фюзеляжного обтекателя лыжу и хвостовую опору в нижнем киле. Двигатель РД-1М А. М. Исаева, являвшийся дальнейшим развитием двигателя Д-1А-1100 и имевший расчетную максимальную тягу 1500 кгс, устанавливался в хвостовой части фюзеляжа. Расчетная максимальная взлетная масса самолета «4302» с полной заправкой топливом составляла 2500 кг. Летом 1946 г. начались летные испытания «4302» на буксире за самолетом Ту-2, а также в свободных безмоторных полетах. По оценке летчиков, самолет «4302» при взлете на тележке за самолетом-буксировщиком вел себя устойчиво, был приятен в управлении и на посадке прост. После предварительной подготовки в конце августа 1947 г. состоялся первый и последний полет самолета «4302» с работгющим ЖРД под управлением летчика-испытателя А. К. Пахомова. Полет в целом прошел нормально, но в конце работы двигателя произошел разрыв одной из питающих магистралей и пары азотной кислоты, использовавшейся в качестве окислителя, попали в кабину летчика и вызвали легкое отравление его. Тем не менее А. К. Пахомов сумел успешно выполнить посадку. После этого полета испытания самолета «4302» уже не возобновлялись. Насосная система подачи топлива была оценена на экспериментальном истребителе-перехватчике И-270, созданном коллективом ОКБ Главного конструктора А. И. Микояна, проходившем летные испытания одновременно с самолетом «4302». И-270 — экспериментальный высотный истребитель-перехватчик — проектировался под установку двухкамерного ЖРД РД-2М-ЗВ, создававшегося под руководством Л. С. Душкина. Как и предыдущие истребители-перехватчики с ЖРД, самолет И-270 должен был иметь выдающуюся для своего времени скороподъемность: высоту 5000 м он должен был набрать за 1 мин. Необходимость получения заданной скороподъемности, достижения практического потолка 18 000 м и максимальной скорости полета 1000 км/ч определили проектные и конструктивные особенности самолета И-270. Истребитель И-270 (имевший также заводское обозначение «Ж») выполнялся по обычной для своего времени аэродинамической схеме одноместного цельнометаллического среднеплана с тонким прямым крылом площадью 12,0 м2 и горизонтальным оперением небольшой стреловидности, установленным по Т-образной схеме на верхней части киля. Кабина летчика выполнялась герметичной, вентиляционного типа и рассчитывалась на высоту полета 18 000 м. Передней стенкой гермокабины являлась бронеплита толщиной 8 мм, защищавшая летчика, как и переднее бронестекло в козырьке пилотского фонаря, от огня из передней полусферы, например, при атаке сзади бомбардировщика с кормовой стрелковой установкой. Шасси — трехопорной схемы с носовым колесом. Все опоры убирались в отсеки фюзеляжа вперед по полету. Вооружение истребителя состояло из двух неподвижных пушек НС-23 с боезапасом по 40 снарядов, установленных в нижней части фюзеляжа перед отсеком главных стоек шасси. Двухкамерный ЖРД РД-2М-ЗВ с насосной системой подачи компонентов топлива располагался в хвостовой части фюзеляжа самолета и работал на смеси, состоявшей из азотной кислоты (использовавшейся в качестве окислителя) и керосина. Он проектировался на максимальную тягу 2000 кгс, из которой тягу 300 кгс развивала вторая дополнительная камера сгорания. При установке двигателя РД-2М-ЗВ на самолете И-270 его расчетная тяга была принята равной 1450 —1550 кгс. Подача окислителя и горючего в камеры сгорания осуществлялась с помощью турбонасосного агрегата, работавшего на парогазе (нагретая смесь кислорода и паров воды), получавшемся при каталитическом разложении 80%-ной перекиси водорода. Взлетная масса самолета И-270 — 4120 кг, масса пустого — 1893 кг. Опытный самолет И-270 был готов к летным испытаниям летом 1946 г. Однако доводка двигателя РД-2М-ЗВ затянулась, и было принято решение начать летные испытания в варианте планёра на буксире за самолетом Ту-2. В безмоторных полетах были оценены характеристики И-270 на малых скоростях. Только летом 1947 г. летчик-испытатель В. Н. Юганов выполнил на самолете И-270 первый полет с работающим ЖРД. Летные испытания двух самолетов И-270, проведенные В. Н. Югановым и А. К. Пахомовым, подтвердили выдающиеся характеристики скороподъемности истребителя. Продолжительность его моторного полета при максимальной тяге двигателя (когда работают обе камеры ЖРД) составила 4 мин 15 с, а при работе только малой камеры — 9 мин 3 с на высоте 5000 м. Проведением оценочных заводских летных испытаний завершилось развитие самолета И-270 («Ж»). Прекращению работ по истребителям-перехватчикам с ЖРД объективно способствовали не только трудности массовой эксплуатации таких самолетов в войсковых частях, не только потенциальные возможности уже поступавших в авиационные части серийных истребителей с турбореактивными двигателями, но и, главным образом, появление в конце войны нового вида оружия — зенитных управляемых ракет (ЗУР), эксплуатационная и боевая эффективность которых могла быть значительно более высокой, чем эффективность пилотируемых истребителей, оснащенных ЖРД. По этой же причине были прекращены работы и по сверхзвуковому истребителю РМ-1 с двигателем РД-2М-ЗВ, над которым небольшой коллектив Главного конструктора А. С. Москалева работал с 1944г. Самолет РМ-1 выполнялся по схеме «летающего крыла» малого удлинения, впервые испытанной в полете на экспериментальном самолете «Стрела» А. С. Москалева еще в августе 1937 г. Аэродинамическая схема и треугольная с овальными передними кромками форма крыла в плане в сочетании с мощным двигателем обеспечивали достижение на РМ-1 весьма высоких для своего времени летно-технических данных. Проект получил положительное заключение специалистов ЦАГИ, которые признали целесообразным строительство и проведение летных испытаний самолета для изучения особенностей его аэродинамической схемы. Однако главным направлением экспериментальных работ в то время было признано направление, связанное с изучением в полете особенностей аэродинамики стреловидных крыльев. В 1946 г. под руководством Главного конструктора П. В. Цыбина был спроектирован и построен оригинальный экспериментальный самолет ЛЛ («летающая лаборатория»), предназначенный для оценки в полете аэродинамических характеристик крыльев, имевших одинаковую площадь 10 м2, но различные форму в плане и соответственно поперечное V крыла. На самолете ЛЛ предполагалось исследовать прямое крыло, стреловидное крыло и крыло с обратной стреловидностью — оба со стреловидностью, равной 30° по линии четвертей хорд. Выполненный по схеме одноместного среднеплана, этот самолет имел съемную верхнюю центральную часть фюзеляжа, которая состыковывалась с центропланами исследуемых крыльев различной формы в плане и после этого крепилась к самолету через четыре динамометра, встроенных в конструкцию нижней части фюзеляжа попарно на левом и правом борту. Вариант самолета с прямым крылом получил обозначение ЛЛ-1 и имел цельнодеревянную конструкцию. Обозначение ЛЛ-2 было присвоено варианту самолета с цельнометаллическим крылом обратной стреловидности и деревянным фюзеляжем. Силовая установка самолета ЛЛ состояла из одного твердотопливного реактивного двигателя с тягой 1500 кгс, созданного под руководством И. И. Картукова на основе авиационной стартовой ракеты-ускорителя взлета СР-2. Двигатель устанавливался в хвостовой части фюзеляжа самолета, максимальное время его работы могло достигать 15 с. Расчетная взлетная масса самолета — 2000 кг. Самолет ЛЛ взлетал на буксире за бомбардировщиком Ту-2. Он разбегался на сбрасываемой после взлета тележке и поднимался на расчетную высоту 5000 — 7000 м. После отцепления от буксировщика самолет переводился в пикирование под углом 45е и на установившемся режиме летчик включал твердотопливный реактивный двигатель. За время его работы в течение 8 —10 с самолет разгонялся до скорости, эквивалентной числам М, равным 0,87 (самолет ЛЛ-1 с прямым крылом) и 0,95 (самолет ЛЛ-2 с крылом обратной стреловидности). Испытания самолета ЛЛ с двумя вариантами крыльев в 1947—1948 гг. проводили летчики М. И. Иванов, Амет-хан Султан, С. Н. Анохин, Н. С. Рыбко и др. На самолете ЛЛ впервые в условиях натурного полета была получена полная картина обтекания околозвуковым потоком прямого крыла и крыла с обратной стреловидностью, измерены действующие при этом аэродинамические силы и моменты. Крыло прямой стреловидности на самолете ЛЛ не испытывалось, так как оно было исследовано летом 1947 г. в полетах на самолете Ла-160 с турбореактивным двигателем. Исследования особенностей крыльев различной формы в плане с большей прямой стреловидностью, чем на самолетах ЛЛ, МиГ-15 и Ла-15, было решено провести на экспериментальных самолетах с ЖРД —самолете «5», строившемся под руководством М. Р. Бисновата, и самолете-лаборатории с условным обозначением «346», работа над которым велась при участии А. Я. Березняка, одного из конструкторов истребителя «БИ». Спроектированный в 1946— 1947гг. самолет «5» создавался для исследований в диапазоне скоростей до М-1,13. Он рассчитывался под установку двухкамерного ЖРД типа РД-2М-ЗВФ с суммарной тягой обеих камер 1600 к гс. Самолет выполнялся по схеме одноместного среднеплана с крылом стреловидностью 45 градусов по линии четвертей хора. В проекте самолета «5» получила свое дальнейшее развитие впервые предложенная С. П. Королевым при проектировании ракетоплана РП-218 идея старта ракетного самолета в воздухе с тяжелого самолета-носителя: самолет «5» проектировался как подвеска под фюзеляж четырехмоторного самолета-носителя Пе-8. Он должен был отделяться от Пс-8 на высоте 8000 м и достигать максимальной скорости 1200 км/ч. Посадка выполнялась на подфюзеляжную посадочную лыжу. Площадь крыла самолета «5» — 11,187м2, масса пустого — 883 кг и стартовая масса с двигателем и горючим — 3184 кг. Самолет «5» в планерном варианте с полетной массой 1551 кг был испытан в 1947 г. летчиками А. К. Пахомовым и Г. М. Шияновым. При этих испытаниях в Советском Союзе впервые были исследованы особенности отделения самолетов со стреловидным крылом от самолетов-носителей. В полете с работающим ЖРД самолет «5» не испытывался. Экспериментальный самолет-лаборатория «346» разрабатывался в СССР немецкими специалистами и предназначался для исследований на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Он являлся одноместным среднепланом с крылом площадью 19,86 м2, стреловидностью 45° и значительно большим, чем у самолета «5», сужением крыла в плане. Оперение самолета выполнялось по Т-образной схеме с изменяемым в полете углом установки горизонтального стабилизатора. На самолете могли быть установлены рули высоты с разной степенью аэродинамической компенсации и предусматривалась установка небольшого цельноповоротного киля над горизонтальным оперением для оценки их эффективности в скоростном полете. Самолет имел оригинальную компоновку герметичной кабины летчика регенерационного типа с лежачим рабочим положением летчика, обеспечивавшим минимальный мидель фюзеляжа. В случае необходимости гермокабина могла быть отделена от самолета с помощью взрывных болтов, а затем и летчик мог катапультироваться из нее. В хвостовой части самолета размещался двухкамерный ЖРД с максимальной суммарной тягой двух камер, равной 4000 кгс, и турбонасосной подачей топливных компонентов из фюзеляжных баков в камеры сгорания двигателя. В связи с основным назначением самолета как сверхзвуковой летающей лаборатории его крыло крепилось к фюзеляжу через динамометры, которые позволяли производить замеры и запись действующих на крыло воздушных сил и моментов, а на оперении могли быть установлены рули с разной степенью аэродинамической компенсации. Бортовая аппаратура регистрировала все важнейшие параметры полета и информацию, поступавшую от динамометров и датчиков на крыле и оперении самолета. Максимальная взлетная масса самолета — 5230 кг. Экспериментальный самолет-лаборатория подвешивался под крылом поршневого бомбардировщика Ту-4. На высоте 9000 — 10 000 м летчик экспериментального самолета отцеплялся от самолета Ту-4, запускал ЖРД и выходил на расчетный режим полета. Посадка выполнялась на подфюзеляжную лыжу с пневматическим механизмом выпуска и уборки ее на скорости до 330 км/ч. Было выполнено несколько полетов экспериментального самолета-лаборатории, но в 1951 г. его испытания были прекращены из-за аварии. Экспериментальный самолет-лаборатория стал последним самолетом с ЖРД, построенным и испытанным в Советском Союзе. Прекращение работ над такими самолетами объективно определялось тем, что к началу 50-х годов серийные и опытные советские самолеты с турбореактивными двигателями уже стали выходить на те значения скорости и высоты полета, которые незадолго до этого могли быть достигнуты только при установке на самолет ЖРД. Развитие самолетов с ЖРД в Советском Союзе прошло сложный и длительный путь от первых попыток установить ЖРД на легком планере с целью доказать принципиальную возможность полета такого летательного аппарата (РП-1 и РП-2) к разработке проекта ракетоплана для исследования больших скоростей и высот (РП-218), созданию в годы войны боевых ракетных истребителей-перехватчиков и экспериментальных самолетов — летающих лабораторий в послевоенные годы. Атмосферные самолеты с ЖРД в качестве основного двигателя не получили дальнейшего развития, но накопленный при их создании огромный опыт был положен в основу нового направления развития советской техники, связанного с разработкой летательных аппаратов, предназначенных для полета человека на больших высотах и в космическом пространстве. Работа над ними началась в СССР уже в середине 1945 г., когда под руководством М. К. Тихонравова, конструктора первой советской ракеты с ЖРД и ракетного истребителя-перехватчика «302», был разработан проект пилотируемого высотного ракетного летательного аппарата ВР-190 с гермокабиной для двух членов экипажа, многие конструктивные решения которого использовались затем при создании первых космических кораблей. В истории развития летательных аппаратов с ЖРД в Советском Союзе наступил принципиально новый этап.



Создание ЖРД (реактивная тяга которых создается реакцией истечения продуктов сгорания горючей смеси, состоящей из жидкого топлива и жидкого окислителя), предназначенных для установки на пилотируемом летательном аппарате, в СССР началось практически одновременно в двух организациях: общественной организации Осоавиа-хима — Группе изучения реактивного движения (ГИРД) и в Газодинамической лаборатории (ГДЛ), находившейся в ведении Научно-исследовательского комитета при Реввоенсовете СССР. Осенью 1931 г. в Московском отделении ГИРД по инициативе СП. Королева было принято решение о начале работ над ракетопланом, т. е. над самолетом, полет которого обеспечивает ЖРД. Предусматривалось два основных направления работ:
создание ракетоплана РП-1 с двигателем ОР-2 и с вытеснительной подачей компонентов топлива в двигатель;
создание ракетоплана РП-2 с двигателем РД-А (03) и с насосной подачей компонентов топлива в двигатель.
Такой подход определялся стремлением не только показать принципиальную возможность создания реактивных самолетов, но и разработать силовую установку с ЖРД, обеспечивающую реактивному самолету достаточно высокую полезную нагрузку, большую продолжительность полета, простоту в эксплуатации, а в конечном итоге возможность практического использования реактивного самолета, например, для изучения стратосферы (зоны атмосферы в диапазоне высот от 11 до 40 км), освоению которой в то время придавалось большое значение. Работу по ракетоплану РП-1 в ГИРД возглавлял С. П. Королев, а по РП-2 — М. К. Тихонравов. Для ракетоплана РП-1 двигатель ОР-2, который разрабатывал Ф. А. Цандер, создавался не как изолированный агрегат, а как составная часть конкретного самолета, т.е. осуществлялся комплексный подход к решению проблемы установки ЖРД. Двигатель ОР-2 должен был иметь тягу 50 кгс и время работы 30 с. В качестве горючего он использовал авиационный бензин, а окислителя — жидкий кислород, которые заправлялись в герметические баки грушевидной формы. Компоненты топлива из баков подавались в камеру сгорания двигателя по вытеснительной схеме — давлением сжатого азота. Такая система подачи топлива, хотя и была наиболее простой и легко осуществимой, получалась относительно тяжелой из-за необходимости рассчитывать баки, трубопроводы, арматуру и соединения на довольно высокое избыточное давление (6 — 8 атм). Требовалась также тщательная сборка и пригонка всех частей системы в производстве и поддержание ее герметичности в эксплуатации. На ракетоплане РП-2 предполагалось установить двигатель РД-А с тягой 80 — 85 кгс. Применение насосной подачи топлива позволяло баки с окислителем и горючим выполнять негерметичными, плоской формы. Они рассчитывались только на то, чтобы выдерживать давление массы заключенной в них жидкости. Это позволяло выполнить баки тонкостенными и легкими. Под повышенным давлением находились только сам насос и проводка, соединявшая его с камерой сгорания двигателя. Насосная система подачи топлива была более безопасной и простой в эксплуатации, так как компоненты топлива не имели избыточного давления и продукты их испарения могли быть отведены непосредственно в атмосферу. Необходимость сокращения длины герметичных трубопроводов в вытеснительной системе подачи топлива на ракетоплане РП-1 и проводки от насоса до двигателя на РП-2 определила выбор общей аэродинамической схемы этих самолетов. Наиболее полно предъявляемым требованиям отвечала схема бесхвостого самолета «летающее крыло», в соответствии с ней был выполнен планер БИЧ-11, на котором предполагалось установить ЖРД. Схема «летающее крыло» позволяла всю силовую установку разместить очень компактно вблизи центра тяжести самолета при минимальной длине всех находящихся под давлением трубопроводов. На ракетоплане РП-1 баки с горючим, окислителем и сжатым азотом размещались в толстой корневой части крыла в специальных дюралюминиевых отсеках по обеим сторонам небольшого фюзеляжа и могли быть сброшены в полете. Выступавшие за верхний контур крыла горловины баков, а также испарители жидкого кислорода закрывались легкосъемными обтекателями. В конце короткого фюзеляжа предполагалось установить двигатель ОР-2. Аналогично выполнялась и компоновка силовой установки на ракетоплане РП-2. Управление силовой установкой сосредоточивалось в кабине летчика на специальном щитке. Щиток ракетоплана РП-1 имел арматуру для создания нужного