РАЗВИТИЕ ПРЯМОТОЧНЫХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В СССР. Б.С. СТЕЧКИН, Ю.А. ПОБЕДОНОСЦЕВ, И.А. МЕРКУЛОВ

УДК 621.454(091)

Создание космических ракет представляет собой весьма сложную комплексную научную проблему. Но среди всего многообразия задач, решение которых определяет успехи ракетостроения, на первом месте стоит проблема ракетной энергетики. Поэтому совершенствование силовых установок для ракет и выбор наиболее эффективных топлив для них составляют одну из ведущих, определяющих проблем космонавтики. В настоящее время основной силовой установкой космических ракет являются жидкостные ракетные двигатели. Вместе с тем отечественные ученые выдвинули и разработали идею использования в космической технике (в дополнение к жидкостным ракетным двигателям) воздушно-реактивных двигателей (ВРД).

Первым выдвинул и обосновал идею о целесообразности применения двигателей, использующих кислород воздуха, для разгона космических аппаратов в период их движения в атмосфере К. Э. Циолковский [1]. Много сил посвятил исследованию этой задачи Ф. А. Цандер [2].

В настоящее время идея использования ВРД для разгона космических ракет является общепризнанной. Многочисленные теоретические и экспериментальные исследования, опубликованные в мировой печати, показывают, что применение ВРД на первых ступенях ракет-носителей позволит в несколько раз увеличить массу выводимого на орбиту спутника при сохранении неизменным стартового веса ракеты. Воздушно-реактивные двигатели могут быть использованы при спуске космического корабля в атмосфере и для возвращения стартового устройства космического аппарата на Землю.

Первые изобретения в области воздушно-реактивных двигателей появились более столетия назад. Еще в середине прошлого века, в 1867 г. штабс-капитан Н. А. Телешов изобрел двигатель, названный им «тепло-родным духометом», который содержал в себе все основные элементы современных ВРД.

В 1909 г. русский инженер Н. В. Герасимов разработал проект воздушно-реактивного двигателя, в котором для привода компрессора предложил применить газовую турбину [10].

В 1911 г. инженер А. Горохов предложил проект мотокомпрессорного ВРД. В этом двигателе предусматривалось предварительное сжатие воздуха перед камерой сгорания в компрессоре, приводимом в движение поршневым двигателем [10].

Идея прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) была выдвинута впервые французским инженером Рене Лореном (1907 - 1913) [3].

В 1923 г. советский инженер В. И. Базаров разработал проект газотурбиного двигателя с центробежным компрессором. В проекте Базарова были даны все основные черты современных газотурбинных двигателей [10].

В 1924 г. Б. Н. Юрьев разработал схему реактивного винта. Втулка этого винта имела центральное отверстие, через которое входил воздух. Для получения высокой экономичности воздух предварительно сжимался центробежным компрессором, приводимым во вращение самим винтом. В конце лопасти в сжатый воздух впрыскивалось топливо. Продукты сгорания вытекали из сопел, помещенных на концах лопастей, и создавали реактивную силу, вращавшую винт [10].

Для претворения в жизнь смелых проектов изобретателей и конструкторов настоятельно требовалось создание теоретических основ проектирования самых разнообразных типов ВРД. И, отвечая насущным потребностям развития реактивной авиации и ракетной техники, отечественная наука решила эту задачу. В 1928 г. Б. С. Стечкин, читая курс лекций по гидродинамике на механическом факультете МВТУ им. Н. Э. Баумана, изложил созданную им теорию воздушно-реактивного двигателя. Со всей строгостью классической газодинамики он вывел уравнения для тяги и КПД нового типа двигателя, работающего в упругой среде и в самом общем случае.

Для несжимаемой жидкости вопрос о силе реакции струи, протекающей через реактивный двигатель, подробно был разработан ранее еще Н. Е. Жуковским и изложен в его классических работах. «О реакции втекающей и вытекающей жидкости» и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции воды». Для случая же течения упругой среды аналогичное исследование было выполнено Б. С. Стечкиным впервые. В нем был детально разработан вопрос о подводе энергии струе воздуха внутри аппарата и показано, что закон сообщения тепла воздуху может быть произвольным, но интеграл, определяющий собою работу, должен быть взят по замкнутому контуру, в координатах р-v, изображающему процесс изменения состояния воздуха, проходящего через аппарат.

В лекции Б. С. Стечкин дал количественное определение полного КПД воздушно-реактивного двигателя для скоростей полета от 50 до 600 м/с. На основе этой лекции ученый подготовил к печати статью «Теория воздушного реактивного двигателя» [4].

Объясняя принцип работы воздушно-реактивного двигателя, Б. С. Стечкин писал: «Сила R, которую мы назовем свободной тягой реактивного двигателя, будет, таким образом, равнодействующей сил давления воздуха как на внутреннюю, так и на внешнюю поверхность РД» [4]. Для КПД было дано выражение

и сказано: «Как видно, КПД реактивного двигателя равен произведению двух КПД, из которых один есть термический КПД цикла, совершенного воздухом, а другой равен КПД пропеллера, движущегося со скоростью V₀ и отбрасывающего за собой струю воздуха с абсолютной скоростью V+V₀» [4].

В статье приводилось выражение для эффективного КПД воздушно-реактивного двигателя:

.

Разработанная Б. С. Стечкиным теория воздушно-реактивных двигателей относилась не только к двигателю прямоточного типа, но и к двигателям с компрессором. В цитируемой статье было написано:

«Если при прохождении воздуха через реактивный двигатель происходило сообщение внешней работы, то в этом случае КПД представляется в виде

,

где Т₀ - работа, затраченная во вне для сообщения каждому килограмму воздуха работы, равной Т» [4].

Вскоре после опубликования работы Б. С. Стечкина известный итальянский ученый Г. А. Крокко в своей большой и весьма содержательной работе «Суперавиация и гиперавиация» [5], отмечал, что классическая теория ВРД впервые была создана в СССР московским профессором Б. С. Стечкиным.

Свой вклад в развитие реактивной техники Б. С. Стечкин дополнял большой педагогической деятельностью, чем способствовал широкому внедрению работ по воздушно-реактивным двигателям в конструкторские бюро и исследовательские институты. Конспекты его лекций, читавшихся им в МВТУ им. Н. Э. Баумана, в Военно-воздушной академии им. Н. Е. Жуковского, на Инженерно-конструкторских специальных курсах по ракетной технике, служили теоретическим руководством к проектированию воздушно-реактивных двигателей.

Первые экспериментальные исследования прямоточных воздушно-реактивных двигателей

Теория, разработанная Б. С. Стечкиным, открыла возможности для практических работ по созданию воздушно-реактивных двигателей. И когда осенью 1931 г. в Москве организовалась «Группа изучения реактивного движения» (ГИРД), ее третьей бригаде было поручено экспериментальное исследование ПВРД. Первые несколько месяцев были посвящены теоретическим расчетам и изучению возможных областей применения этих двигателей. Затем начались исследования моделей и отдельных элементов ПВРД.

Для выполнения этих задач в ГИРДе была построена испытательная установка - сверхзвуковая аэродинамическая труба ИУ-1. Первое испытание ИУ-1 состоялось 26 марта 1933 г. И вскоре после этого установка была подготовлена к исследованию на ней моделей ПВРД. Целью испытаний было «выявление и исследование процесса работы воздушно-реактивного двигателя на газообразном горючем» (Здесь и далее цитируются документы архива ГИРДа.). Для первых испытаний был выбран водород, воспламеняющийся в смеси с воздухом в очень широких пределах и имеющий самые большие скорости сгорания. 15 апреля 1933 г. состоялось первое испытание модели ПВРД на водороде. Оно продолжалось 5 мин. В выводах по результатам испытаний было сказано: «Первый запуск двигателя вполне оправдал теоретические предположения о реактивных двигателях на газообразном горючем». Этим испытанием было положено начало экспериментальным исследованиям воздушно-реактивных двигателей. В последующих опытах исследовалась работа двигателя при различном давлении в камере сгорания, изменявшемся от 2,0 до 4,2 ата. Начиная с 9 июня 1933 г. при опытах на установке ИУ-1 осуществлялось измерение силы тяги, развиваемой двигателем.

Чтобы сделать ВРД эффективным не только на сверхзвуковых, но и на дозвуковых скоростях, были предприняты поиски таких схем ВРД, в которых осуществлялось бы дополнительное сжатие воздуха с помощью каких-либо устройств. Одной из таких схем была схема пульсирующего ВРД - ПуВРД. В июне 1933 г. в ГИРДе была изготовлена и испытана экспериментальная камера сгорания ПуВРД с клапаном на входе, получившая обозначение ЭК-3.

В том же году в ГИРДе родилась идея использовать для повышения давления в ВРД инжекционный эффект газовой струи, вытекающей из ЖРД, установленного во входном диффузоре ВРД. Эта схема инжекционного ВРД была признана рациональной, но из-за большой сложности и трудности реализации в те годы такой схемы ее экспериментальное исследование было отложено на последующее время, так же, как и дальнейшие испытания ПуВРД. Было решено в ближайшие годы все внимание направить на исследование прямоточных ВРД.

Успехи первых экспериментальных исследований ПВРД дали возможность приступить к созданию и испытаниям их моделей в свободном полете, чтобы экспериментальным путем доказать принципиальную возможность создания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Была выдвинута и одобрена техсоветом ГИРДа смелая идея - разместить исследуемый двигатель в корпусе артиллерийского снаряда и провести испытания ПВРД на сверхзвуковой скорости.

Большое значение имел вопрос о выборе горючего для такой модели ПВРД. Рассмотрев большое количество горючих веществ, Ю. А. Победоносцев остановился на белом фосфоре. Вместе с тем было решено использовать в качестве горючего также и твердый бензин.

Для подготовки модели ПВРД к испытанию в полете был построен специальный переносной станок, в который устанавливалась вращающаяся камера сгорания ПВРД. 12 июля 1933 г. на подмосковном полигоне в Нахабино состоялись первые испытания работающей на фосфоре камеры сгорания во вращающемся ПВРД.

В июле было проведено 7 испытаний моделей ПВРД, в том числе два испытания двигателя ВРД-1 и одно испытание двигателя с конической камерой, работавших на этилене. Эти опыты показали возможность использования в ВРД не только водорода, но и углеводородного горючего. Вся вторая половина 1933 г. была посвящена подготовке к летным испытаниям ПВРД, и в сентябре того же года воздушно-реактивные двигатели вышли на первые в мире испытания в полете.

Рис. 1. Продувка ракеты с ВРД в аэродинамической трубе Механико-математического факультета МГУ им. М. В. Ломоносова

Модели ПВРД, получившие индекс 08, имели внешние формы дальнобойного снаряда 76-миллиметровой пушки. Внутренняя часть этого ПВРД состояла из входного канала, камеры сгорания и сопла. Топливная шашка помещалась непосредственно в камере сгорания. Для устранения прорыва пороховых газов во внутреннюю полость двигателя выходное сопло закрывалось металлической пробкой, которая отделялась после вылета ПВРД из канала орудия. Топливная шашка представляла собой металлический каркас, наполненный фосфором. Внутри шашки, вдоль ее оси, имелся конический канал, расширяющийся к выходному соплу. Продольные ребра металлического каркаса шашки изготавливались из листовой стали толщиной 2 мм, а поперечные пластины - из листового электрона. Шашка покрывалась со всех сторон тонкой пленкой лака.

Для первых испытаний было приготовлено десять снарядов. Отстрел производился из 76-миллиметрового орудия образца 1902 г. под углом возвышения 20⁰. Вначале было сделано два выстрела модернизированной шрапнелью. Шрапнель упала на расстоянии 7 200 м. Затем был выпущен снаряд № 1 без топлива. Вместо фосфорной шашки в его камеру был помещен каркас шашки с песком, имеющий такой же вес. Дальность его полета составила 2000 - 3000 м. Затем было произведено девять выстрелов снарядами с ПВРД.

Результаты опытов подтвердили возможность применения артиллерийского орудия для катапультирования ПВРД и полную безопасность стрельб снарядами принятой конструкции. Зажигание горючего в камере ПВРД происходило в полете в 10 - 15 м от орудия.

Летные испытания ПВРД показали, что двигатель этого типа способен работать, подтверждением чего явилось увеличение почти на 1 км дальности полета снаряда с ПВРД по сравнению с дальностью полета штатного снаряда.

Летные испытания позволили определить величину тяги, развиваемой ПВРД. При скорости полета 588 м/с, с которой снаряд вылетал из ствола орудия, расчетная величина силы сопротивления воздуха составляла 20 кгс, а тяга ВРД при такой скорости по расчетам равнялась 18кгс. Следовательно, двигатель был способен компенсировать примерно 90% силы сопротивления воздуха, но не мог полностью ее преодолеть и сообщить положительное ускорение снаряду. В действительности сопротивление воздуха превосходило расчетное, а тяга оказалась несколько меньше расчетной. Это объяснялось рядом причин: деформированием металлического каркаса фосфорной шашки, недостаточной устойчивостью полета снаряда с ПВРД и т. п. Поэтому скорость снаряда в полете снижалась, что приводило к еще большему увеличению разности между силой сопротивления и тягой. Но результаты летных испытаний и при таком соотношении тяги и силы сопротивления позволили установить факт работы ПВРД и определить степень приближения полученной на практике тяги к расчетной.

После первой серии, в феврале 1934 г. была проведена вторая серия и в 1935 г. - третья серия летных испытаний ПВРД. Для этих испытаний были спроектированы еще шесть вариантов двигателя. Благодаря внесенным в конструкцию ПВРД усовершенствованиям результаты испытания получились заметно лучшими и величина удельного импульса достигла 423 кгс/кг.

В новых вариантах двигателя каркас шашки был полностью изготовлен из электрона и использован в качестве горючего. Таким образом, ПВРД, спроектированные Ю. А. Победоносцевым, были первыми в мире реактивными двигателями, которые в полете использовали металлическое горючее и при этом не в виде порошка, а как элемент конструкции.

Во время этих испытаний снаряды с ПВРД достигали дальности в 12 км. При испытаниях был получен КПД до 16%.

Соотношение сил тяги и сопротивление воздуха было примерно таково. По расчетным данным в момент вылета из ствола орудия при скорости 680 м/с снаряд испытывал сопротивление воздуха, равное 25 кгс. Сила тяги ПВРД должна была достигать при этом 30 кгс. Практически в момент вылета сопротивление снаряда с неработающим ПВРД составляло около 42 кгс. Тяга ПВРД после вылета снаряда из орудия равнялась 23 кгс. Следовательно, сила тяги компенсировала 60% сопротивления.

Главным результатом летных испытаний было экспериментальное доказательство работоспособности ПВРД.

Надо отметить и еще один факт исторического значения. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели конструкции 3-й бригады ГИРД были первыми реактивными двигателями, вторгшимися в область сверхзвуковых скоростей. Снаряды с ПВРД двигались со скоростью, в 2 раза превосходящей скорость звука. На такой скорости до тех пор не летала ни одна ракета в мире.

Все изложенные выше исследования снарядов с ПВРД проводил возглавляемый Ю. А. Победоносцевым коллектив 3-й бригады в составе: М. С. Кисенко, Л. Э. Брюккер, И. А. Меркулов, О. С. Оганесов, А. Б. Рязанкин, А. Г. Саликов, Г. В. Шибалов.

Поскольку проведенный эксперимент подтвердил положение теории о работоспособности двигателей такого типа, то, следовательно, теоретические выводы Б. С. Стечкина и других отечественных и зарубежных ученых о целесообразности применения ПВРД на различных летательных аппаратах оказывались вполне обоснованными. Поэтому встала задача решить вопрос о возможности использования прямоточных ВРД на летательных аппаратах различного назначения.

Проведенные экспериментальные исследования, подтвердив работоспособность ПВРД, в то же время показали, что эти двигатели развивают тягу сравнительно небольшой величины, не достигающей величины силы сопротивления воздуха, испытываемого снарядом. Естественно, возник вопрос, а может ли прямоточный ВРД развить тягу, превосходящую лобовое сопротивление, которое испытывает корпус двигателя, одетый в удобообтекаемый кок. Может ли ПВРД сообщить ускорение летательному аппарату? Это предстояло решить на следующем этапе исследований.

Запуск первой двухступенчатой ракеты с ПВРД

Для решения вопроса о возможности создания ПВРД, развивающего тягу, превышающую лобовое сопротивление, которое испытывает корпус двигателя, и способного сообщить ускорение летательному аппарату, инженер И. А. Меркулов стал исследовать термодинамический цикл ПВРД и в качестве первого вывода установил, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель, работающий по правильному циклу Брайтона, т. е. с горением при р = const, не может развить тягу, существенно превосходящую лобовое сопротивление, испытываемое корпусом двигателя. Это происходит потому, что для сохранения постоянного давления вдоль камеры сгорания необходимо увеличивать площадь ее поперечного сечения пропорционально росту температуры. И с повышением температуры вместе с увеличением тяги увеличивается и мидель, а следовательно, и величина лобового сопротивления двигателя.

Однако этот негативный вывод не остановил И. А. Меркулова. Им было установлено, что если пойти на заведомое снижение термического КПД цикла, осуществляя сжигание горючего при понижающемся давлении, то можно ценою потери некоторой величины тяги значительно сократить габариты двигателя и, следовательно, уменьшить его лобовое сопротивление. Естественно, встал вопрос, в какой мере следует сокращать радиальные размеры камеры сгорания ПВРД. Надлежало выбрать такие габариты двигателя, при которых свободная тяга, т. е. разность тяги двигателя и лобового сопротивления, имела бы наибольшее значение.

Рис. 2. Авиационный прямоточный двигатель ДМ-2

В результате анализа тепловых циклов ПВРД были определены оптимальные параметры двигателя, при которых он может развивать силу тяги, значительно превосходящую его лобовое сопротивление. На основании этих теоретических исследований группа работников Реактивной секции Стратосферного комитета ЦС Осоавиахима спроектировала в 1936 г. опытные образцы воздушно-реактивных двигателей. Вся работа по исследованию и проектированию ПВРД проводилась в Стратосферном комитете в общественном порядке энтузиастами ракетной техники. Все расчеты при исследовании циклов ПВРД выполнили А. Д. Меркулова и М. А. Меркулова. В разработке конструкций участвовали О. С. Оганесов, Л. К. Баев, Л. Э. Брюккер, М. А. Меркулова, А. Ф. Нистратов, Б. Р. Пастуховский и др.

Первые испытания ПВРД было решено провести на ракете. Поэтому конструкторы спроектировали ракету, в корпусе которой помещался ПВРД (рис. 1). В верхней части корпуса ракеты между стенками диффузора и коком было оставлено место для размещения парашюта и полезного груза.

В первом проекте для разгона ракеты с ПВРД в камере сгорания размещался пороховой заряд и при старте двигатель должен был работать как ракетный двигатель твердого топлива. Затем был разработан проект двухступенчатой ракеты. В качестве первой ступени была применена пороховая ракета, а в качестве второй ступени - ракета с ПВРД.

Проект ракеты был подробно рассмотрен многими учеными.

Проф. В. П. Ветчинкин, высоко оценив проект ракеты с ПВРД, писал в своем отзыве, составленном 18 января 1938 г. (Цитируемые документы хранятся в Научном архиве ИИЕТ АН СССР.):

«Принципиальная сторона вопроса, по моему мнению, проработана очень хорошо: уменьшая площадь наибольшего (третьего) сечения в несколько раз против теоретической, взятой под условием постоянства давления в камере сгорания, автор получает возможность осуществить перевес силы тяги над лобовым сопротивлением, т. е. возможность самостоятельного полета ПВРД. Этим определяется вся сущность проекта...

Безусловно, следует построить несколько опытных экземпляров ракет предполагаемого типа и подвергнуть их испытаниям сначала на земле, а затем в полете».

Проф. К. А. Путилов внимательно просмотрел, проверил и апробировал термодинамические расчеты прямоточного воздушно-реактивного двигателя, одобрив работы по созданию ракеты с двигателем такого типа. Большую помощь в выполнении баллистических расчетов оказали проф. К. Л. Баев и доцент В. В. Баева, горячо поддержавшие работу молодых инженеров.

Инженер В. С. Зуев писал в отзыве:

«Познакомившись с представленным эскизным проектом, отмечаю, что проект представляет значительный интерес.

I. Впервые применен воздушно-реактивный двигатель для стратосферной ракеты, причем, исходя из предварительных расчетов, можно сделать заключение о значительном преимуществе ПВРД перед реактивным двигателем обычного типа при полетах в атмосфере...

Резюмируя сказанное, считаю осуществление данного проекта весьма целесообразным».

Поддержка видными специалистами проекта ракеты с ПВРД открыла путь к претворению его в жизнь, и в 1937 г. на заводе «Авиахим» в Отделе специальных конструкций (ОСК), руководимым А. Я. Щербаковым, начались работы по созданию ракет с ПВРД. Сначала там были спроектированы две модели ПВРД, предназначенные для исследований процессов, протекающих в прямоточных воздушно-реактивных двигателях. Затем, чтобы возможно быстрее решить поставленную принципиальную задачу, была спроектирована ракета, обозначенная индексом Р-3. В качестве горючего для ее двигателя применили твердые шашки, состоящие из смеси алюминиевого и магниевого порошков с некоторыми другими веществами. Цилиндрические шашки со сквозным каналом в центре помещались в камере двигателя. В ракетах применялись шашки горючего двух типов. Одни из них, изготавливаемые химиком МГУ В. А. Абрамовым, состояли из порошка алюминия и магния, скрепленного органическим связующим. Эти шашки были весьма прочными и равномерно горели в камере двигателя. Теплотворная способность горючего вещества, из которого изготовляли шашки, была равна 8400 ккал/кг. Воспламенение топлива производилось с помощью черного пороха, поджигаемого стапиновым шнуром. Полный вес помещаемых в двигателе двух шашек составлял 2,1 кг, время горения равнялось 8 с.

Шашки другого типа изготовлялись в Московском химико-технологическом институте им. Д. И. Менделеева под руководством научного сотрудника Дергунова. Они получались путем спрессовывания под большим давлением алюминиевого и магниевого порошков. Для интенсификации процессов горения и увеличения тяги двигателя в эти шашки добавлялось некоторое количество окислителя (бертолетовой соли).

Испытания ракет Р-3 проводила бригада в составе: инженера И. А. Меркулова, механиков П. В. Карева и И. А. Парного, моториста В. Н. Акатова и химика В. А. Абрамова.

Для проведения летных испытаний было изготовлено 16 ракет

Технические характеристики ракет 1-й серии были следующие вес пороховой ракеты 3,8 кг, вес пороха 1,4 кг, полный импульс 260 кгс x м/с максимальная тяга 450 кгс, средняя тяга 118 кгс, время горения пороха 2,24 с, вес ракеты с ПВРД 4,5 кг, диаметр ракеты с ПВРД 121 мм, полный начальный вес двухступенчатой ракеты 8,3 кг.

Следующие варианты ракет Р-3-2в отличались от ракет первой серии некоторым облегчением конструкции.

Рис. 3. Самолет конструкции Н.Н. Поликарпова И-15-бис с прямоточными двигателями ДМ-2

В дальнейшем в качестве первой ступени при испытании ракет Р-3 - 2в применялись пороховые ракеты, имеющие следующие данные: полный вес ракеты ,3,510 кг, вес баллиститного пороха «Н» 1,050 - 1,079 кг, скорость истечения пороховых газов 1860 м/с.

В течение 1938 г. и начала 1939 г. было проведено несколько десятков продувок ракет с ВРД в аэродинамической трубе механико-математического факультета МГУ. Были определены коэффициенты лобового сопротивления ракеты, подобраны аэродинамические тормоза для пороховых ракет, предназначавшиеся для отделения первой ступени от второй Одновременно с аэродинамическими исследованиями проводились испытания процесса горения в камере ВРД.

В феврале 1939 г. начались испытания ракет с ПВРД в полете. Запуск ракеты в воздух производился из пускового станка вертикально вверх. На первых испытаниях отрабатывались старт ракеты, расцепка ступеней, зажигание топлива в ВРД. Первый успешный полет ракеты с ВРД, когда было отчетливо установлено увеличение скорости ракеты благодаря работе ВРД, произошел 5 марта 1939 г.

Через два месяца - в первых числах мая, состоялись испытания на которых присутствовали начальник ОСК А. Я. Щербаков, руководители Отдела изобретений завода: В. В. Кольцов, П. М. Блайман и другие сотрудники завода.

В двух ракетах, испытанных в тот день, были установлены топливные шашки, изготовленные В. А. Абрамовым. Эти испытания убедительно показали надежную работу всей системы. Было решено произвести официальные испытания с представителями Наркомата авиационной промышленности. Для точного определения скорости полета и высоты подъема ракеты была приглашена бригада астрономов во главе с В. А. Бронштэном, которая применяла для этой цели методы наблюдения за метеоритами.

Официальные испытания ракеты с ВРД состоялась 19 мая 1939 г. В ракете были установлены топливные шашки, изготовленные в Институте им. Д. И. Менделеева. При включении зажигания ракета вылетела из станка и пошла вверх. Присутствующим при испытании был отчетливо виден успешный полет первой в СССР двухступенчатой ракеты.

За время работы первой ступени ракета достигла скорости 200 м/с, поднявшись на высоту 250 м, после чего первая ступень отделилась от второй. От момента окончания горения пороха до включения воздушно-реактивного двигателя прошло 2,5 с. За это время ракета прошла путь 375 м, поднявшись на высоту 625 м, а ее скорость понизилась до 105м/с. При этой скорости произошло включение ПВРД, который работал 5,12 с. К концу работы двигателя ракета поднялась на 1317 м, достигнув скорости 224 м/с. После выгорания топлива ракета 6,06 с летела вверх, поднявшись на 1808 м. К концу работы двигателя величина избыточной тяги, т. е. разность между тягой и лобовым сопротивлением, достигла 20 кгс, коэффициент тяги при этом составлял 0,7. За весь период полета ракеты с работающим ПВРД среднее положительное ускорение ее полета составило 23 м/с².

Результаты испытаний этих первых в мире ракет с воздушно-реактивными двигателями были зафиксированы актом, в конце которого говорилось:

«Полет ракеты позволил полностью установить факт надежной работы воздушно-ракетного двигателя и увеличения скорости полета ракеты под действием этого двигателя».

Испытания ракеты с полной очевидностью продемонстрировали факт ускоренного полета вертикально вверх летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.

Этими испытаниями была практически доказана возможность создания ПВРД, способного развивать тягу на дозвуковых скоростях, превосходящую лобовое сопротивление и даже сумму сил лобового сопротивления и веса. Так завершился второй этап труда советских ученых и конструкторов по созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Летные испытания ПВРД на самолетах

3 июля 1939 г. И. А. Меркулов сделал на совещании Технического совета Народного комиссариата авиационной промышленности (НКАП) доклад о результатах экспериментов с прямоточным ВРД на ракетах и о задачах дальнейших работ по исследованию ВРД, усовершенствованию его конструкции и применению в авиации.

Рис. 4. Самолет И-153 «Чайка» с прямоточными двигателями ДМ-2

Он предложил применить прямоточные ВРД в сочетании с установленной на самолете винто-моторной группой. ПВРД должны были использоваться в качестве дополнительных моторов для увеличения максимальной скорости полета. Установленный на самолете ВРД не требовал дополнительных запасов специального топлива, а мог питаться тем же бензином, что и основной мотор.

В августе 1939 г. были спроектированы и изготовлены первые образцы авиационных ПВРД - «дополнительных моторов» (ДМ-1) -диаметром 240 мм. Их стендовые испытания были проведены в сентябре 1939 г.

В сентябре 1939 г. были изготовлены три экземпляра дополнительных моторов ДМ-2 для установки на самолет.

Непрогораемость камеры сгорания дополнительных моторов обеспечивалась ее охлаждением поступающим в двигатель бензином. Устойчивость горения бензина в камере сгорания достигалась защитными кольцами, установленными внутри камеры. Защитные кольца создавали в камере небольшие зоны с малыми скоростями потока воздуха. В этих защищенных зонах-форкамерах осуществлялось воспламенение и устойчивое горение небольшой доли бензина. Выходящее из-под защитных колец пламя обеспечивало распространение горения на всю основную массу бензо-воздушной смеси. Для обеспечения зажигания в пределах температур от - 60⁰ до +60⁰ С и возможности многократных запусков в полете при любых скоростях был сконструирован специальный электроприбор зажигания, который употреблялся в течение всех полетов.

Двигатели ДМ-2 были весьма компактны. Их длина равнялась 1 500 мм, максимальный диаметр - 400 мм, диаметр выходного сечения сопла - 300 мм, вес одного двигателя (без моторамы) составлял 12 кг, с моторамой - 19 кг (рис. 2).

Для исследования работы ПВРД перед летными испытаниями была построена специальная аэродинамическая труба АТ-1. (После модернизации она именовалась АТ-2). Максимальная скорость потока воздуха в ее рабочей части составляла 75 м/с. Испытание дополнительных моторов ДМ-2 в аэродинамической трубе началось в октябре 1939 г. и дало возможность проверить безопасность работы двигателей, отработать зажигание, устойчивость процесса горения и определить основные параметры ПВРД. Испытания проводились в течение всего периода летных исследований ДМ как с целью проверки конструктивных усовершенствований, вносимых в процессе летных испытаний, так и с целью периодического контроля за работой и состоянием материальной части двигателей.

Рис. 5. Авиационный прямоточный двигатель ДМ-4 под крылом самолета И-153

22 октября 1939 г. состоялись официальные испытания ДМ-2 в аэродинамической трубе. Результаты этих испытаний показаны в акте, где говорилось:

«Во время испытаний двигатель был запущен в работу три раза. Органы управления работали исправно. Двигатель показал полную надежность и безопасность в отношении взрыва.

В трубе при испытании двигателя была достигнута скорость 120 км/ч. При данной скорости двигатель дал тягу величиной в 10 кгс, что соответствует расчетным цифрам» [6, с. 74].

После успешных испытаний воздушно-реактивных двигателей в аэродинамической трубе они были установлены для летных испытаний на самолет конструкции Н. Н. Поликарпова И-15-бис (И-152). При первых испытаниях воздушно-реактивных двигателей самолет явился летающей лабораторией, предназначенной для исследования работы ПВРД. В целях предохранения фюзеляжа и хвостового оперения от возможного влияния продуктов сгорания ДМ хвост и оперение самолета И-15-бис были обшиты листовым дюралем (рис. 3).

Летные испытания самолета И-15-бис с двумя ПВРД, установленными под плоскостями самолета, начались в декабре 1939 г. Их проведение было поручено летчику-испытателю П. Е. Логинову (Краткий отчет об испытании авиационного воздушно-ракетного двигателя для увеличения максимальной скорости полета. - Научный архив ИИЕТ АН СССР.).

Рис. 6. Самолет конструкции А. С. Яковлева ЯК-7Б с прямоточными двигателями ДМ-4

Первые пять полетов были совершены с целью проверки модернизированной машины. Затем были совершены полеты для испытания зажигания в воздухе и отработки запуска двигателей. В результате этих первых полетов удалось добиться надежного запуска и устойчивой работы ПВРД.

25 января 1940 г. было проведено официальное испытание самолета И-15-бис с ПВРД. Летчик П. Е. Логинов сделал несколько кругов над Центральным аэродромом им. Фрунзе с работающими ПВРД. Он несколько раз выключал и вновь включал дополнительные моторы. Работа ПВРД оказалась надежной, устойчивой и не опасной для самолета. Полеты П. Е. Логинова в декабре 1939 г. и январе 1940 г. были первыми в мире полетами на самолете с прямоточными воздушно-реактивными двигателями.

В феврале - мае 1940 г. продолжались испытания ДМ-2 на самолете И-15-бис с целью испытания различных конструктивных усовершенствований, направленных на сокращение времени запуска и улучшение процессов горения. Затем были осуществлены полеты для измерения прироста скорости благодаря работе дополнительных моторов. В этих полетах, кроме П. Е. Логинова, приняли участие летчики-испытатели А. В. Давыдов, Н. А. Сопоцко. Всего на самолете И-15-бис с ДМ-2 было сделано 54 полета (табл. 1). Испытания проводились на скоростях 300 - 315 км/ч. При включении ПВРД скорость увеличивалась в среднем на 18 - 22 км/ч. Так как при подвеске двигателей скорость самолета несколько уменьшалась, то чистый прирост скорости был меньше указанных величин. Но при использовании самолета в качестве летающей лаборатории незначительное снижение его скорости не имело большого значения, а при практическом использовании ПВРД предполагалось существенно уменьшить его лобовое сопротивление путем хорошего капотирования или даже введением дополнительных моторов в конструкцию самолета, что прорабатывалось уже параллельно с описываемыми летными испытаниями.

Специальная комиссия, назначенная приказом Наркома, составила следующий акт: «Акт об испытании самолета И-15-бис с воздушно-ракетными моторами.»

На основании результатов летных испытаний комиссия констатирует, что работами завода «Авиахим» создан авиационный воздушно-ракетный двигатель, который работает на самолете и увеличивает скорость полета.

Безопасность, огнеупорность и долговечность двигателя проверены продолжительными испытаниями на земле и в полете...

Испытаниями установлено, что воздушно-ракетные двигатели увеличивают скорость самолета при собственной его скорости 315 км/ч в среднем на 15 км/ч...» [16, с. 3 - 4].

Таблица 1. Результаты испытаний самолета И-152-ДМ в 1940 г. [5, с. 66]

После испытаний самолета И-152-ДМ были произведены испытания ПВРД на самолете конструкции Н. Н. Поликарпова И-153, хорошо известного под именем «Чайка». Они начались в сентябре 1940 г. Их выполняли летчики-испытатели П. Е. Логинов, А. И. Жуков и А. В. Давыдов. Средний прирост скорости при включении ДМ на самолете «Чайка» составил около 30 км/ч (табл. 2) (рис. 4).

В августе 1940 г. были изготовлены новые воздушно-реактивные двигатели ДМ-4. Конструкция ДМ-4 являлась дальнейшим развитием конструкции ДМ-2.

3 октября 1940 г. состоялся первый полет самолета И-153 с дополнительными моторами ДМ-4. Самолет поднялся на высоту 2 тыс. м и при собственной скорости 388 км/ч благодаря включению ПВРД увеличил скорость на 42 км/ч, доведя ее до 430 км/ч. Во время последующих полетов с двигателями ДМ-4 средний прирост скорости составил примерно 40 км/ч по сравнению с полетом при неработающих воздушно-реактивных двигателях. 27 октября 1940 г. на самолете И-153 с воздушно-реактивными двигателями ДМ-4 на высоте 2 тыс. м был получен прирост скорости с 389 до 440 км/ч, т. е. на 51 км/ч (рис. 5).

В акте о результатах летных испытаний самолета И-153 с дополнительными моторами говорилось:

«...Летные испытания позволили полностью установить факт эффективной работы воздушно-ракетных двигателей и увеличения благодаря их действию максимальной скорости полета.

Испытанные воздушно-ракетные двигатели обладают способностью работать на любом сорте авиационного бензина независимо от дозировки этиловой жидкости.

Долговечность двигателей проверена продолжительными испытаниями на земле и в полете...» [6; с. 5 - 6].

Результаты летных испытаний получили положительную оценку. В то же время летные испытания позволили выявить основные недостатки двигателей и задачи дальнейшей исследовательской и конструкторской работы в области их совершенствования. Этими задачами являлись исследования процесса горения в камере ПВРД и его улучшение в целях повышения полноты сгорания, усовершенствование системы зажигания и доводка конструкции ПВРД в отношении ее дальнейшего облегчения, а также оснащение двигателей контрольно-измерительной аппаратурой и автоматикой.

Таблица 2. Результаты испытаний самолета И-152-ДМ в 1940 г. [5, с. 69]

Всего при испытании обоих самолетов с воздушно-реактивными двигателями ДМ-2 и ДМ-4 было сделано 74 полета, выполненных без единой аварии.

Работа по проектированию и летным испытаниям ПВРД на самолетах Н. Н. Поликарпова была начата в Отделе специальных конструкций, руководимым А. Я. Щербаковым, и продолжена в Отделе изобретений, руководимым В. В. Кольцовым и П. М. Блайманом завода «Авиахим». Ее выполняла конструкторская группа, в состав которой входили: конструкторы Меркулов И. А., Маслов А. П., Мельников А. А., Николаевский Б. А., техники Гонсовская А. А., Толстикова 3. В., авиамеханики Чарный И. А., Карев П. В., Ильин А. Н. и моторист Рыбаков Г. П. Этим небольшим коллективом были проведены первые в мире работы по созданию авиационных ПВРД.

В следующие годы работы по авиационным ПВРД проводились в СССР весьма широко. В 1941 г. были испытаны прямоточные воздушно-реактивные двигатели конструкции В. С. Зуева и Е. С. Щетинкова. Эти двигатели также устанавливались в качестве дополнительных на самолет с винтомоторной группой.

В 1942 г. состоялись летные испытания ПВРД конструкции М. М. Бондарюка на самолете ЛАГГ-3. Испытания показали практическую работоспособность прямоточных двигателей и выявили вместе с тем некоторые недостатки, которые необходимо было устранить для нормальной эксплуатации двигателей.

В 1944 г. на самолете ЯК-7Б были проведены летные испытания воздушно-реактивных двигателей ДМ-4с. Их выполнил летчик-испытатель С. Н. Анохин.

Во время полета на высоте 2340 м самолет ЯК-7Б без ДМ имел максимальную скорость 494 км/ч. При установке на самолет ДМ максимальная скорость снизилась до 460 км/ч. При работе ВРД максимальная скорость увеличилась на 53 км/ч, т. е. до 513 км/ч (рис. 6).

В 1948 г. М. М. Бондарюком был создан дозвуковой одноконтурный разгонно-маршевый двигатель, предназначенный в качестве ускорителя самолета Ла-9. Два прямоточных двигателя подвешивались под крыльями самолета и включались в работу по команде пилота. Двигатель работал в диапазоне числа М от 0,4 до 0,85 и развивал 320 кг тяги на расчетной высоте. Удельная тяга двигателя на разных режимах составляла 520 - 650 кг x с/кг. Прямоточные двигатели обеспечивали максимальный относительный прирост скорости самолету Ла-9 - 110 км/ч. Включение двигателя могло производиться многократно. Вес сухого двигателя составлял 40 кг.

Приведенные материалы показывают, как широко развернулись в нашей стране еще много десятилетий назад работы по созданию и летным испытаниям прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Главным результатом выполненных в те годы стендовых и летных испытаний было то, что они подтвердили правильность ранее созданной теории и методов расчета, показали на практике работоспособность и надежность двигателей нового типа, позволили выбрать и уточнить направление дальнейших научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ.

Параллельно с летными испытаниями в нашей стране велись начатые еще в ГИРДе теоретические и экспериментальные исследования процессов, протекающих в ПВРД, исследование и отработка отдельных элементов ПВРД и двигателей в целом. Особенно много внимания было уделено изучению процесса горения топлива и отработке камер сгорания, исследованию воздухозаборников для сверхзвуковых ПВРД, разработке методов и систем регулирования.

Наиболее полные и ценные результаты лабораторных исследований процессов горения и охлаждения камер сгорания ПВРД были получены коллективом ученых, возглавляемым док. техн. наук, проф. Е. С. Щетинковым. Сравнение результатов летных испытаний ПВРД, проведенных в 1939 - 1942 гг., и аналогичных испытаний 1948 г. убедительно показывают, каких больших успехов в области создания ПВРД добилась советская наука и техника за эти годы.

Весьма ценная работа по исследованию и доводке прямоточных воздушно-реактивных двигателей была проведена в 1942 - 1943 гг. в Московском авиационном институте им. Серго Орджоникидзе доктором физ-матем. наук, проф. К. А. Путиловым. Вспоминая об этой работе, он писал:

«Нужно сказать, что в те годы редко кто соглашался помогать энтузиастам ракетной техники, так как тогда эта область казалась экзотической, уводящей от неотложных нужд авиации. Нам посчастливилось, что директором МАИ тогда был Александр Иванович Михайлов. Он на свой риск, чтобы помочь СКБ, учредил в МАИ специальную экспериментально-исследовательскую группу (СЭИГ) и утвердил тему «Доработка и испытание дополнительных моторов специального типа».

При содействии А. И. Михайлова и его заместителя профессора Н. В. Иноземцева удалось преодолеть разнообразные и иногда довольно сложные препятствия, возникавшие из-за трудностей военных лет».

Благодаря этой большой повседневной помощи руководителей МАИ группе проф. К. А. Путилова удалось провести исследование прямоточных двигателей ДМ-4 в аэродинамической трубе, доработать их и подготовить к упомянутым выше летным испытаниям на самолете Як-7Б.

Успешное развитие советской ракетной техники и переход авиации в область сверхзвуковых скоростей полета поставили перед учеными и конструкторами задачу создания сверхзвуковых ПВРД (СПВРД). Для решения этой задачи требовались сверхзвуковые диффузоры. Отвечая запросам техники, требованиям нашей промышленности, коллектив ученых, руководимый академиком Г. И. Петровым, на основе многолетних теоретических и экспериментальных исследований разработал сверхзвуковые воздухозаборники для ПВРД.

Итоги замечательных достижений советских ученых в создании теоретических и экспериментальных основ прямоточных воздушно-реактивных двигателей показаны в фундаментальном научном труде «Прямоточные воздушно-реактивные двигатели», написанном выдающимися специалистами этой области техники М. М. Бондарюком и С. М. Ильяшенко [8].

В результате комплексных, проводимых многими научными коллективами, исследований проблемы прямоточных воздушно-реактивных двигателей и опирающихся на достижения ученых опытно-конструкторских работ в Советском Союзе созданы высокоэффективные ПВРД и заложен фундамент для создания космических ракет с воздушно-реактивными двигателями [11 - 15].

ЛИТЕРАТУРА

1. Циолковский К. Э. Космический корабль. - В кн.: Циолковский К. Э. Избр. тр. М., 1962, с. 220 - 241.

2. Цандер Ф. А. Проблема полета при помощи реактивных аппаратов. М., 1932.

3. Lorin R. Une experience simple relative au propulseur a reaction directe. -Aerop-hile, 1913, 21, p. 514.

4. Стечкин Б. С. Теория воздушного реактивного двигателя. - Техника воздушного флота, 1929, № 2, с. 96 - 103.

5. Crocco G. A. Iperaviazione superaviazione. - Aerotechnica, 1931, 11, p. 1173 - 1220.

6. Краткий отчет об испытании авиационного воздушно-ракетного двигателя для увеличения максимальной скорости полета. М., 1940. - В кн.: Из истории авиации и космонавтики. М., 1965, вып. 3.

7. Дудаков В. И. Основы теории воздушно-реактивного двигателя непрерывного действия. М., 1938.

8. Бондарюк М. М., Ильяшенко С. М. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. М., 1958.

9. Стечкин Б. С. Избранные труды. М., 1977.

10. Воронков Ю. С. Развитие авиационных газотурбинных двигателей, как элемента новой техники. - Канд. дис., М., 1969.

11. Раушенбах Б. В. Вибрационное горение. М., 1961.

12. Раушенбах Б. В., Беспалов С. А., Волынский М. С. и др. Физические основы рабочего процесса в камерах сгорания воздушно-реактивных двигателей. М., 1964.

13. Щетинков Е. С. Физика горения газов. М., 1965.

14. Зуев В. С, Макарон В. С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. М., 1971.

15. Пономарев А. Н. Авиация на пороге в космос. М., 1971.