Страница 19 из 22
Характеристики Li Р. 12: размах крыла – 11,0 м, длина самолета – 7,0 м, взлетный вес – 7260 кг, максимальная скорость на высоте 5900 м – 1200 км/ч, дальность (с двумя дополнительными подвесными баками) – 3000 км.
Более поздние варианты, последние из которых датированы маем 1944 г., представляли собой самолет с треугольным крылом площадью 12 м2, отогнутыми книзу законцовками и лобовыми воздухозаборниками различной формы. Для посадки под фюзеляжем устанавливалась выдвижная лыжа. В качестве одного из вариантов силовой установки предполагалось использовать работающий на мелкодисперсной угольной пыли ПВРД с вращающейся дискообразной камерой сгорания.
В 1944 г. А. Липпиш начал разработку проекта сверхзвукового самолета Li Р.13. Серия продувок моделей Li Р.13 была выполнена в сверхзвуковой аэродинамической трубе AVA в Геттингене при скоростях потока, соответствовавших числам М = 1,0–2,6. Сверхзвуковая машина разрабатывалась в двух версиях – Li Р. 13а и Li P. 13b.
Li Р. 13а имел толстое треугольное крыло с элевонами и закрылками, большой треугольный киль с рулем направления. Стреловидность по передней кромке крыла и киля составляла 60°. Кабина летчика располагалась спереди в киле, причем остекление фонаря кабины не выступало за его габариты. Силовая установка состояла из двух двигателей: основного ПВРД и вспомогательного ЖРД, располагавшегося в корневой части киля над основным двигателем. Предполагалось взамен остродефицитного в конце войны авиационного топлива использовать для ПВРД мелкодисперсную угольную пыль.
Основной двигатель располагался в центроплане, его воздухозаборник был выдвинут из фюзеляжа вперед. Выходные кромки плоского реактивного сопла были связаны с системой управления и могли отклонять вектор тяги двигателя на определенный угол вверх или вниз. По бокам ПВРД располагались воздушные продольные каналы, использовавшиеся для охлаждения внешних секций крыла и вытеснения угольной пыли из топливных баков в камеру сгорания.
После разгона самолета при помощи ЖРД и достижения определенной скорости в камеру сгорания ПВРД через форсунки подавалась угольная пыль. Эта пыль воспламенялась, проходя через медленно вращающуюся цилиндрическую сетку-зажигатель, ось вращения которой была расположена перпендикулярно направлению потока. Вращение цилиндра-зажигателя предохраняло сетку от образования на ней нагара и, как следствие, от прогорания и выхода ее из строя. Считалось, что запаса угольной пыли в 800 кг будет достаточно для обеспечения полета самолета в течение 45 минут. Взлет Li Р. 13а должен был выполнять с помощью сбрасываемой стартовой тележки, посадку предполагалось осуществлять на выдвижную подфюзеляжную лыжу.
Характеристики Li Р. 13а: размах крыла – 6,0 м, длина самолета – 6,7 м, высота – 3,25 м, взлетный вес – 2295 кг, максимальная скорость на высоте 5900 м – 1200 км/ч, крейсерская скорость – 850 км/ч, вооружение – две пушки калибра 30 мм.
Li P. 13b отличался от предыдущей версии наличием двух-килевого оперения и боковыми воздухозаборниками. Посадка осуществлялась на выдвижную подфюзеляжную лыжу, для боковой опоры использовались отогнутые книзу законцовки крыла.
Характеристики Li P. 13b: размах крыла – 6,9 м, длина самолета – 7,2 м, высота – 2,0 м.
В начале 1945 г. приступили к постройке планера под обозначением DM 1, предназначавшегося для исследования управляемости самолета Li Р. 13а на малых скоростях. Для сохранения центровки кабину летчика опустили немного вниз и перенесли ближе к носу. Вместо воздухозаборника на DM 1 установили острый носовой обтекатель, остекленный снизу для улучшения обзора летчику. Крыло и киль с фанерной обшивкой имели двухлонжеронную деревянную конструкцию. Машина оборудовалась трехколесным шасси, убиравшимся в крыло. Предполагалось во время летных испытаний поднимать DM 1 на модифицированном для этой цели самолете-носителе Si 204. Скорость 560 км/ч должна была достигаться в режиме пикирования. Планировалось в дальнейшем установить ракетный двигатель, который позволил бы достигнуть скорости 800 км/ч.
Недостроенную машину в конце войны захватили американские войска. После войны по требованию американского командования DM 1 достроили немцы, после чего на специально переделанном для этого самолете С-47 аппарат переправили в США. Там он тщательно изучался и проходил летные испытания, а затем был передан в Смитсоновский институт.
Характеристики DM 1: размах крыла – 6,0 м, длина аппарата – 6,325 м, высота – 3,25 м, вес пустого – 297 кг, взлетный вес – 460 кг, высота отцепки от самолета-носителя – 8000 м, максимальная скорость (при пикировании) – 560 км/ч, посадочная скорость – 72 км/ч, скорость снижения – 6 м/с.
В исследовательской программе А. Липпиша было предусмотрено построить еще три подобных аппарата серии DM:
DM 2 должен был оснащаться турбореактивным двигателем для исследования поведения конструкции самолета при скоростях от 800 км/ч до 1200 км/ч;
DM 3 должен был оснащаться ракетным двигателем для достижения скорости 2000 км/ч;
DM 4 должен был разрабатываться для проведения исследований на больших высотах, характеристики его неизвестны.
Следует сказать, что над проектами высокоскоростных самолетов подобной схемы в СССР работали еще в середине 30-х гг. Например, К.А. Калинин, создатель самолетов К-5, К-7, К-12 и др., в 1936 г. приступил к проектированию самолета К-15 с ракетным двигателем. Это был самолет – «бесхвостка» с треугольным крылом большой стреловидности и большим треугольным килем, в корневой части которого размещалась кабина летчика. В конце 30-х гг. летал самолет БИЧ-20 конструкции Б.И. Черановского, у самолета также было треугольное крыло и кабина летчика, расположенная в корневой части киля. Весной 1937 г. начал летать самолет «Стрела» конструкции А.С. Москалева, эта машина предназначалась для изучения управляемости самолетов с крылом малого удлинения и относительно толстого профиля. Самолет «Стрела» являлся прототипом для истребителя РМ-1, проект которого был разработан в конце 1944 г. Истребитель РМ-1 оснащался реактивным двигателем РД-2М-ЗВ конструкции Л.С. Душкина.
Самолет подобной схемы, но имевший переднее горизонтальное оперение, в 1938 г. разрабатывал француз Николя Ролан Пайен. В качестве силовой установки он предполагал установить ПВРД, но из-за ненадежной работы ПВРД ему пришлось поставить на свой самолет Ра.22 винтовой двигатель. Немцы, оккупировав Францию, захватили опытный образец Ра.22, проходивший испытания в аэродинамической трубе Шале-Медо. Заинтересовавшись самолетом, они испытали его в 1942 г. в полете и стали готовить его к отправке в Германию для проведения полной программы испытаний в летно-испытательном центре люфтваффе в Рёхлине. Во время отправки в Германию самолет был разрушен бомбардировочной авиацией союзников.
Факт остается фактом, разработанную в СССР и независимо во Франции схему скоростного самолета – «бесхвостки» с треугольным крылом и кабиной летчика в корневой части киля немцы лишь повторили в конце войны: А. Липпиш в проекте сверхзвукового самолета LP. 13, а братья Хортен в проектах сверхзвукового самолета Н XHIb и околозвуковых самолетов Н IXB и Н XVIIIB.
«Летающие крылья» братьев Хортен
В марте 1943 г. на конкурс по созданию ударного самолета в рамках программы «1000-1000-1000» (доставка 1000 кг бомбовой нагрузки на расстояние 1000 км со скоростью 1000 км/ч) среди прочих проектов были представлены два проекта «летающих крыльев». Это были проекты самолетов Н IX братьев Раймара и Вальтера Хортен и Fw «1000-1000-1000» фирмы «Фокке-Вульф». В конкурсе предложений победил проект братьев Хортен, немаловажную роль при этом сыграл положительный отзыв профессора Л. Прандтля, директора Института гидроаэродинамики (AVA) в Геттингене. Проект самолета Н IX получил в RLM рабочее обозначение 8-229.
Н IX был выполнен по схеме классического «летающего крыла». Вертикальное оперение отсутствовало, в качестве органов управления использовались две пары элевонов, внутренняя пара посадочных закрылков и рулевые воздушные тормоза. Толщина центроплана была достаточной для размещения в нем пилота и двигателей, в «бобровом хвосте» размещался отсек тормозного парашюта. Центроплан самолета был сварен из стальных труб, консоли крыла выполнялись из дерева, обшивка – из фанеры. В дальнейшем при серийном производстве предусматривалось заменить фанерную обшивку комбинированной, представлявшей собой трехслойную композицию: два наружных слоя фанеры толщиной 1,5 мм и внутренний слой толщиной 12 мм из смеси опилок и порошка древесного угля, пропитанной клеем. Добавка древесного угля имела своей целью сделать самолет «невидимым» на экранах локаторов. Шасси самолета было выполнено трехстоечным, носовое колесо убиралось назад, основные – к линии симметрии. Предусматривалась возможность подвески под центропланом двух бомб весом по 1000 кг или двух топливных баков емкостью по 1250 л. Вооружение самолета разрабатывалось в двух вариантах: четыре пушки или две пушки и две фотокамеры.