Рис. 1. Самолет И-15-бис конструкции Н. Н. Поликарпова
с дополнительными моторами ДМ-2
Создание космических ракет представляет собой весьма сложную комплексную научную проблему. Во всем многообразии задач, решение которых определяет успехи ракетостроения, на первом месте стоит проблема ракетной энергетики. Можно с полным основанием сказать, что запуск искусственных спутников Земли, полет ракет к Луне, Венере и Марсу, орбитальные полеты человека, осуществление мягкой посадки на Луну — все эти замечательные свершения представляют собой величественные шаги советской науки и техники, связанные с решением проблемы ракетной энергетики. Поэтому вполне понятно, что создание и усовершенствование ракетных двигателей, а также выбор наиболее эффективных топлив для них будут еще на многие десятилетия, как и на заре космической эры, одной из ведущих, определяющих задач современной космонавтики.
Идею применения двигателей, использующих кислород воздуха для разгона космических аппаратов в период их движения в атмосфере, высказывал К. Э. Циолковский, много времени посвятил разработке этой проблемы Ф. А. Цандер и другие исследователи.
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.
Один из ближайших учеников и последователей Н. Е. Жуковского Б. С. Стечкин в 1928 г., читая курс лекций по гидродинамике на механическом факультете МВТУ им. Н. Э. Баумана, изложил новую, созданную им теорию воздушно-реактивных двигателей. Он вывел уравнения для определения тяги и КПД двигателя, работающего в упругой среде.
Для несжимаемой жидкости при отсутствии теплообмена вопрос о силе реакции струи жидкости, протекающей через реактивный двигатель, был подробно рассмотрен ранее еще Н. Е. Жуковским и изложен в его классических трудах: «О реакции втекающей и вытекающей жидкости» и «К теории судов, приводимых в движение силой реакции воды» [1], [2]. Для случая течения упругой среды аналогичное исследование было впервые выполнено Б. С. Стечкиным [3].
В этом исследовании детально разработан вопрос о подводе энергии к струе воздуха внутри аппарата; Б. С. Стечкин пришел к выводу, что закон сообщения тепла воздуху может быть произвольным, но интеграл, определяющий собою работу, должен быть взят по замкнутому контуру, изображающему в координатах «Р—V» процесс изменения состояния воздуха, проходящего через аппарат.
Таким образом, сразу определяется термический КПД теплового цикла, который совершает воздух при сообщении ему тепла в реактивном двигателе. Полный КПД реактивного двигателя был найден как произведение термодинамического КПД и КПД движителя, или, как его теперь принято называть, «КПД движения» («пропульсивный КПД»).
Им же была рассмотрена задача о сжатии струи воздуха за счет кинетической энергии набегающего потока, предложенная в свое время Р. Лореном. В этом случае воздух описывает цикл Брайтона, и его термический КПД будет равен разности между единицей и отношением начальной температуры воздуха при входе в ВРД к его температуре в конце сжатия.
Б. С. Стечкиным была также исследована работа ВРД, в котором к воздуху подводится механическая энергия.
Вскоре после опубликования в СССР работы Б. С. Стечкина в мировой технической литературе стали появляться отзывы о ней и ссылки на нее. Так, например, известный итальянский ученый-гидродинамик Г. А. Крокко в своей большой, принципиально новой работе «Суперавиация и гиперавиация», опубликованной в 1931 г. [4], отметил, что классическая теория ВРД впервые была создана в СССР московским профессором Б. С. Стечкиным.
В 1967 г. в Белграде на первом Международном симпозиуме по истории астронавтики был зачитан мой доклад «О первых экспериментах с воздушно-реактивными двигателями в аэродинамической трубе и в полете» [5], в котором были изложены результаты экспериментов с моделями ПВРД, вмонтированными в трехдюймовый снаряд полевой пушки.
Летные испытания сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей, размещенных в артиллерийском снаряде, практически доказали, что при определенных условиях двигатели этого типа могут развивать реактивную силу, благодаря чему дальность полета снаряда с ПВРД оказывается большей, чем дальность штатного снаряда.
Подтвердив, как отмечено выше, работоспособность ПВРД, проведенные экспериментальные исследования в то же время показали, что эти двигатели не развивали избыточной тяги, т. е. их тяга была меньше лобового сопротивления. На очередь встал вопрос о возможности создания ПВРД, развивающего тягу, превышающую лобовое сопротивление, которое испытывает корпус двигателя, одетый в удобообтекаемый кок.
Для решения этой задачи 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 (с горением при Р = const), не может развить тягу, существенно превосходящую лобовое сопротивление, испытываемое корпусом двигателя, т. е. он практически не сможет даже «потянуть» сам себя, а тем более — сообщить положительное ускорение какому-либо летательному аппарату. Это объясняется тем, что для получения возможно большей тяги необходимо нагревать воздух в камере сгорания ПВРД до высокой температуры. Но при повышении температуры газа для сохранения постоянного давления требуется увеличивать площадь поперечного сечения камеры сгорания пропорционально росту температуры. Поэтому вместе с увеличением тяги увеличиваются и размеры, а следовательно, и величина лобового сопротивления двигателя.
Однако этот негативный вывод не остановил исследователей. Ими было доказано, что если пойти на заведомое снижение термического КПД цикла, осуществляя сжигание топлива при пониженном давлении, то можно ценою потери некоторой величины тяги значительно сократить габариты двигателя и, следовательно, уменьшить 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.
В результате анализа тепловых циклов ВРД И. А. Меркуловым были определены оптимальные параметры двигателя, при которых он может развивать силу тяги, значительно превосходящую его лобовое сопротивление. На основании этих теоретических исследований группой работников Реактивной секции Стратосферного комитета ЦС Осоавиахима были спроектированы в 1936 г. опытные образцы воздушно-реактивных двигателей. Вся работа по исследованию и проектированию воздушно-реактивных двигателей проводилась в Стратосферном комитете на общественных началах энтузиастами ракетной техники. В разработке этих двигателей принимали участие Л. К. Баев, Л. Э. Брюккер, М. А. Меркулова, А. Ф. Нистратов, О. С. Оганесов, Б. Р. Пастуховский, Б. И. Романенко и др. Большое количество расчетов при теоретическом исследовании циклов ПВРД выполнила А. Д. Меркулова.
Теперь надо было практически, в процессе летных испытаний подтвердить эффективность работы ПВРД и показать, что этот двигатель способен сообщить положительное ускорение летательному аппарату, на котором он установлен. Первые испытания этого двигателя было решено провести на ракете.
Естественно, что ракета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем могла быть испытана только в качестве второй ступени, а в качестве первой ступени надлежало применить ракету с каким-либо иным двигателем, например, с ЖРД или пороховую ракету. Для простоты и надежности проведения испытаний целесообразнее было применить в качестве первой ступени пороховую ракету. Была спроектирована двухступенчатая ракета, в которой первой ступенью служила пороховая ракета, а в качестве второй ступени — ракета с ВРД. В этом проекте был использован весь опыт ГИРДа. Во второй ступени ракеты применялось также твердое топливо, которое в виде шашки помещалось в камере сгорания.
Проект ракеты получил одобрение ученых. Так, например, его высоко оценил тоже один из ближайших учеников Н. Е. Жуковского проф. В. П. Ветчинкин [6, стр. 33].
Поддержка проекта ракеты с ВРД видными учеными и ведущими специалистами в области ракетной техники открыла путь к претворению этого проекта в жизнь. На заводе «Авиахим» в Отделе специальных конструкций, руководимом А. Я. Щербаковым, в 1937 г. начались работы по созданию ракет с ПВРД. Сначала были спроектированы две модели ПВРД, предназначенные для выполнения систематических исследований процессов, протекающих в дозвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателях. Для того, чтобы возможно быстрее решить основную принципиальную задачу — доказать возможность создания воздушно-реактивного двигателя, который развивал бы тягу, превосходящую лобовое сопротивление, и мог бы сообщить ускорение летательному аппарату, была спроектирована ракета Р-3. В качестве горючего для двигателя этой ракеты было решено применить твердые шашки, состоящие из смеси алюминиевого и магниевого порошков с другими веществами. Цилиндрические шашки со сквозным каналом в центре помещались в камере двигателя. В ракетах применялись топливные шашки двух типов. Одни из них, изготовленные химиком В. А. Абрамовым (МГУ), состояли из смеси порошков алюминия и магния, скрепленной органическим связующим. Эти шашки были весьма прочными и равномерно горели в камере двигателя. Теплотворная способность горючего вещества, из которого изготовляли шашки, была равна 7400 ккал/кг. Топливный заряд ракеты состоял из двух шашек одинаковых внешних диаметров, но с различными диаметрами внутреннего канала, по которому проходил воздух, поступающий в камеру сгорания из диффузора двигателя.
Воспламенение шашки производилось черным порохом, который зажигался с помощью стапинового шнура. Полный вес топливной шашки составлял 2,1 кг., время горения равнялось 8 сек.
Шашки другого типа изготавливались в Московском химико-технологическом институте им. Д. И. Менделеева под руководством научного сотрудника Дергунова путем прессования под большим давлением алюминиевого и магниевого порошков. Для интенсификации процессов горения и увеличения тяги двигателя в эти шашки добавлялось некоторое количество окислителя (бертолетовой соли). Теплотворная способность такого топлива равнялась 4200 ккал/кг.
Для проведения летных испытаний было изготовлено три серии ракет с ПВРД — всего 16 штук.
Технические характеристики 1-й серии ракет с ПВРД были следующие: вес первой ступени — 3,8 кг, вес пороха в ней — 1,4 кг, полный импульс — 260 кг·сек, максимальная тяга — 450 кг, средняя тяга — 118 кг, время горения пороха — 2,24 сек, вес ракеты с ПВРД (второй ступени) — 4,5 кг, диаметр ракеты с ПВРД — 121 мм, полный начальный вес двухступенчатой ракеты — 8,3 кг.
Следующие варианты ракет Р-3 отличались от ракет первой серии некоторым облегчением конструкции.
При испытании ракет Р-3-2 в качестве первой ступени применялись пороховые ракеты от 82 мм ракетных снарядов, имеющие следующие данные: полный вес ракеты — 3,510 кг, вес баллиститного пороха «Н» составлял 1,05÷1,08 кг, скорость истечения пороховых газов — 1860 м/сек.
Первым этапом экспериментальных работ было исследование ракет в аэродинамической трубе. В течение 1938 г. и начала 1939 г. было проведено несколько десятков продувок ракет с ПВРД. Благодаря этой работе были определены коэффициенты лобового сопротивления ракеты, для пороховых ракет подобраны аэродинамические тормоза, предназначавшиеся для осуществления быстрейшей расцепки первой и второй ступеней.
Одновременно с аэродинамическими исследованиями проводились испытания процесса горения в камере ПВРД.
В феврале 1939 г. на аэродроме близ станции Планерная начались испытания ПВРД в полете. Запуск ракеты в воздух производился из пускового станка вертикально вверх. На первых испытаниях отрабатывались старт ракеты, расцепка ступеней, зажигание топлива в ПВРД. Первый успешный полет ракеты с ПВРД, когда было отчетливо установлено увеличение скорости ракеты благодаря работе ПВРД, состоялся 5 марта 1939 г. [6, стр. 37].
В течение последующих двух месяцев были проведены многочисленные пуски ракет с ПВРД, которые убедительно показали надежную работу всей системы. Поэтому было решено произвести официальные испытания. Для точного определения скорости полета и высоты подъема ракеты была приглашена бригада астрономов, которая применяла для этой цели методы наблюдения за метеоритами.
Официальные испытания ракеты с ПВРД состоялись 19 мая 1939 г. [6, стр. 39]. Испытания проводились в ночное время для того, чтобы по следу вылетающих из двигателя газов можно было определить движение ракеты на фоне темного неба. В ракете была установлена топливная шашка, изготовленная в МХТИ им. Д. И. Менделеева. После включения зажигания пороха ракета вылетела из станка и пошла вверх. После отделения первой ступени вторая ступень ракеты с ПВРД с возрастающей скоростью уверенно набрала высоту. Присутствующим при испытании был отчетливо виден успешный полет ракеты.
Расшифровка результатов наблюдений бригады астрономов позволила установить следующую примерную картину полета ракеты.
За время работы первой ступени ракета достигла скорости 200 м/сек., поднявшись на высоту 250 м. После выгорания всего пороха первая ступень, благодаря установленному на ней воздушному тормозу, отделилась от второй ступени. От момента окончания горения пороха до включения воздушно-реактивного двигателя прошло примерно 2,5 сек. За это время ракета прошла путь 375 м, поднявшись па высоту 625 м. Скорость ракеты к этому моменту понизилась до 105 м/сек. При этой скорости полета произошло включение прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который работал 5,12 сек. К концу работы двигателя ракета поднялась на 1317 м, достигнув скорости 224 м/сек. После выгорания топлива ракета в течение 6,06 сек. летела вверх по инерции и поднялась на 1808 метров. К концу работы двигателя величина избыточной тяги, т. е. разность между тягой и лобовым сопротивлением достигала 20 кг, коэффициент тяги при этом составлял 0,7. За весь период полета ракеты с работающим ПВРД ее среднее ускорение составило 23 м/сек2.
Результаты испытаний этих первых в мире ракет с воздушно-реактивными двигателями были зафиксированы актом, который заслуживает того, чтобы его привести полностью.
«АКТ об испытании воздушно-ракетного двигателя.
19 мая 1939 г. на аэродроме Планерной станции (под Москвой) состоялось испытание воздушно-ракетного двигателя конструкции И. А. Меркулова.
Объектом испытаний была бескрылая торпеда с воздушно-ракетным двигателем *.
Горючий состав двигателя был изготовлен в Химико-технологическом институте им. Менделеева.
Для разгона торпеды применялась обыкновенная пороховая ракета.
Воспламенение горючего состава и зажигание пороховой ракеты производилось с помощью электрических запалов, получающих питание от аккумулятора. Между горючим составом и электрозапалом был вставлен стопиновый шнур в целях задержки воспламенения состава на 1 сек. по сравнению с запалом пороховой ракеты. Высота полета торпеды и режим скорости полета определялся бригадой астрономов.
Для пуска в воздух торпеда была установлена в пусковом станке.
Пуск состоялся в 22 час. 40 мин. Испытание торпеды дало следующие результаты.
Торпеда вертикально вверх вылетела из станка. Через 1 сек. пороховая ракета, благодаря устроенному воздушному тормозу, отделилась от торпеды и упала вниз. В этот момент начал работать воздушно-ракетный двигатель. За выходным соплом двигателя образовался идущий вертикально вниз след раскаленных продуктов сгорания. Двигатель работал равномерно и непрерывно. Продолжительность работы двигателя в соответствии с количеством взятого горючего была 5,5 сек. Начало работы двигателя вызвало сильное увеличение скорости полета. С возрастающей скоростью торпеда шла вверх в течение всего времени работы двигателя. После израсходования всего горючего торпеда продолжала полет по инерции. Весь полет был устойчивым и строго вертикальным.
Полет ракеты позволил полностью установить факт надежной работы воздушно-ракетного двигателя и увеличения скорости полета под действием этого двигателя» [6, стр. 39].
* В те годы не было еще твердо установившейся терминологии. Поэтому тогда 2-х ступенчатую ракету с ПВРД в акте именовали — «бескрылая торпеда с воздушно-ракетным двигателем» — прим. авт.
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 положительную тягу на дозвуковых скоростях, превосходящую лобовое сопротивление и даже сумму сил лобового сопротивления и веса.
Так завершился второй этап работы советских ученых и конструкторов по созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
Создание авиационного ПВРД имело и большое самостоятельное значение и в то же время открывало перспективы развития этих двигателей для последующего применения их на ракетах. Самолеты могли послужить прекрасными летающими лабораториями для всесторонних исследований ПВРД в условиях полета.
3 июля 1939 г. на совещании Технического совета НКАП И. А. Меркулов сделал доклад о результатах экспериментов с прямоточными ВРД на ракетах и о задачах дальнейших работ по исследованию ПВРД, усовершенствованию его конструкции и применению в авиации [7, стр. 41].
Он предложил применить прямоточные ВРД в сочетании с установленной на самолете винтомоторной группой. ПВРД должны были использоваться в качестве дополнительных моторов для увеличения максимальной скорости полета. В то время винтомоторная группа была единственной силовой установкой, практически применяемой на самолетах. Она обеспечивала самолету высокую экономичность при взлете и на крейсерском режиме, а также хорошую маневренность в воздухе. В то же время легкий прямоточный ВРД мог дать летчику возможность в нужный момент значительно увеличить максимальную скорость полета. Удобство применения ПВРД в качестве дополнительного мотора заключалось еще в том, что он не требовал запасов специального горючего, которое необходимо, например, для жидкостных ракетных двигателей, 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), предназначавшихся для наземных испытаний. Диаметр этих двигателей равнялся 240 мм. Стендовые испытания их были проведены в сентябре 1939 г.
Успешное испытание ДМ-1 позволило перейти к изготовлению двигателей для установки на самолет. В сентябре 1939 г. были изготовлены три экземпляра дополнительных моторов (ДМ-2) для монтажа их на самолете.
Непрогораемость камеры сгорания дополнительных моторов обеспечивалась специальной системой охлаждения, причем в качестве охлаждающей жидкости использовался поступающий в двигатель бензин. Устойчивость горения бензина в камере сгорания достигалась специальным устройством, так называемым защитным кольцом, установленным внутри камеры. Защитные кольца создавали в камере сгорания 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 бензовоздушной смеси. Для обеспечения зажигания в пределах температур от —60° до +60°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 1500 мм, максимальный диаметр — 400 мм, диаметр выходного сечения сопла — 300 мм, вес одного двигателя без моторамы составлял 12 кг, с моторамой — 19 кг.
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 достигала 75 м/сек. Испытание дополнительных моторов сначала в трубе АТ-1, а затем АТ-2 дало возможность проверить безопасность их работы, отработать зажигание, добиться устойчивости процесса горения и определить основные параметры ПВРД. Эти 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.
Испытание двух экземпляров ДМ-2 началось в октябре 1939 г.
22 октября 1939 г. состоялись официальные испытания ДМ-2 в аэродинамической трубе. Результаты этих испытаний зафиксированы 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/час. При данной скорости двигатель дал тягу величиной в 10 кг, что соответствует расчетным цифрам» [7, стр. 43].
После успешных испытаний в аэродинамической трубе воздушно-реактивные двигатели были установлены для летных испытаний на самолет конструкции Н. Н. Поликарпова И-15-бис (И-152) (рис. 1).
При первых испытаниях воздушно-реактивных двигателей самолет, на котором они были установлены, явился, по сути дела, летающей лабораторией, предназначенной для исследования работы ПВРД.
В целях предохранения фюзеляжа и хвостового оперения от возможного влияния потоков газов, вытекающих из реактивного двигателя, перед первыми испытаниями ДМ-2 хвост и оперение самолета И-15-бис были обшиты листовым дюралем.
Летные испытания самолета И-15-бис с двумя прямоточными воздушно-реактивными двигателями, установленными под плоскостями самолета в качестве дополнительных моторов, начались в декабре 1939 г. Испытания первого самолета с ПВРД были поручены летчику-испытателю Петру Ермолаевичу Логинову.
Полеты П. Е. Логинова в декабре 1939 г. были первыми в мире полетами на самолете с прямоточными воздушно-реактивными двигателями. В своем заключении о работе ПВРД на самолете летчик-испытатель П. Е. Логинов писал:
«...1. Двигатели дают некоторый ощутимый прирост скоростей на самолете И-152.
2. Управление работой двигателей просто и доступно (одна ручка с выключателем).
3. Работа двигателей на всех скоростях устойчива и при защитительной обшивке нижней поверхности плоскости самолета металлом в противопожарном отношении безопасна» [7, стр. 45].
На самолете И-15-бис было проведено различными летчиками несколько десятков полетов с ПВРД типа ДМ-2. Испытания проводились на скоростях полета 320—340 км/час. При включении ДМ-2 скорость самолета увеличивалась в среднем на 18—20 км/час.
О результатах летных испытаний ПВРД специальная комиссия, назначенная приказом Наркома авиационной промышленности, составила акт, в котором говорилось:
«Акт об испытании самолета И-15-бис с воздушно-ракетными двигателями.
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 проверена продолжительными испытаниями на земле и в полете...» [7, стр. 46].
После успешного проведения летных испытаний прямоточных двигателей ДМ-2 на самолете И-15-бис они были установлены на самолете конструкции Н. Н. Поликарпова И-153 «Чайка» и прошли на нем летные испытания. Благодаря тому, что новый самолет имел несколько большую скорость, работа ПВРД была более эффективной и они давали прирост скорости в среднем в 30 км/час.
В 1940 г. были изготовлены новые авиационные ПВРД конструкции И. А. Меркулова ДМ-4. Они имели диаметр 500 мм. Вес двигателя составлял 30 кг. Эти двигатели также были установлены на самолете И-153. В процессе летных испытаний дополнительные моторы ДМ-4 на самолете «И-153» давали прирост скорости уже до 51 км/час. Всего на самолетах И-15-бис и И-153 с ПВРД ДМ-2 и ДМ-4 было проведено 74 полета.
Весьма ценная работа по исследованию и доводке прямоточных воздушно-реактивных двигателей типа ДМ-4С была проведена в 1942—1943 гг. в Московском авиационном институте им. С. Орджоникидзе.
В 1944 г. были проведены летные испытания ПВРД «ДМ-4С» на самолете «Як-7Б» (рис. 2) [8].
Приведенные материалы показывают, как широко развернулись в СССР еще много десятилетий назад работы по созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей и проведению их летных испытаний. Главный результат выполненных в те годы стендовых и летных испытаний состоял в том, 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.
Итоги достижений советских ученых в создании теоретических и экспериментальных основ прямоточных воздушно-реактивных двигателей показаны в фундаментальном научном труде «Прямоточные воздушно-реактивные двигатели», написанном доктором технических наук, профессором М. М. Бондарюком и доктором технических наук С. М. Ильяшенко [9].
1. Н. Е. Жуковский. О реакции втекающей и вытекающей жидкости. Собр. соч., т. IV, М.—Л., 1937, стр. 7—21.
2. Н. Е. Жуковский. К теории судов, приводимых в движение силой реакции воды. Собр. соч., т. IV, М.—Л., 1937, стр. 23—25.
3. Б. С. Стечкин. Теория воздушного реактивного двигателя. — «Техника воздушного флота», 1929, № 2, стр. 96—103.
4. G. А. Crocco. Superaviazione e Hyperaviazione. — «Rivista aeronautica», 1931.
5. Ю. А. Победоносцев. О первых испытаниях в полете прямоточных воздушно-реактивных двигателей. «Из истории астронавтики и ракетной техники». Материалы XVIII Международного астронавтического конгресса. Белград, 25—29 сентября 1967 г. М„ 1970, стр. 109—121.
6. В. П. Казневский. Запуск первой в мире ракеты с ПВРД. — «Из истории авиации и космонавтики», вып. № 3, М., 1965, стр. 33—39.
7. А. Я. Щербаков. Летные испытания ПВРД на самолетах конструкции Н. Н. Поликарпова.— «Из истории авиации и космонавтики», вып. 3, М., 1965, стр. 40—49.
8. К. А. Путилов. Научно-экспериментальная подготовка летных испытаний ПВРД на самолете конструкции А. С. Яковлева 1942—1944 гг.— «Из истории авиации и космонавтики», вып. 3, М., 1965, стр. 50—57.
9. М. М. Бондарюк, С.М. Ильяшенко. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели. М., 1958.