Проводя широкое исследование проблем ракетной энергетики, советские ученые с самого начала выдвинули и разработали идею использования в космической технике воздушно-реактивных двигателей (ВРД) в дополнение к другим типам ракетных двигателей.

В начале XX в. К. Э. Циолковский выдвинул идею о применении двигателей, использующих кислород воздуха для разгона космических аппаратов в период их движения в атмосфере². Много сил отдали изучению этой задачи Ф. А. Цандер ³ и другие исследователи.
²См: К. Э. Циолковский. Исследование мировых пространств реактивными приборами.— «Научное обозрение», 1903, № 5.
³ См.: Ф А. Цандер. Проблема полета при помощи реактивных аппаратов. М., 1932.

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 или же существенно уменьшить его, сохранив вес полезного груза.

Идею прямоточного воздушно - реактиавного двигателя (ПВРД) выдвинул в 1907—1913 гг. французский инженер Рене-Лорен. Однако первое ее теоретическое обоснование, конструктивное оформление и опыты с ПВРД были осуществлены значительно позднее, силами советских специалистов.

Один из ближайших учеников и последователей Н. Е. Жуковского Б. С. Стечкин еще в 1928 г., читая курс лекций по гидродинамике на механическом факультете МВТУ им. Баумана, изложил новую, созданную им теорию воздушно - реактивного двигателя. Со всей строгостью классической газодинамики он вывел уравнения для тяги и к.п.д. ВРД, работающего в упругой среде, в самом общем случае.

Вопрос о силе реакции струи несжимаемой жидкости, протекающей через реактивный двигатель, подробно разработал ранее еще Н. Е. Жуковский (пренебрегая тепловыми процессами) и изложил в классических трудах «О реакции втекающей и вытекающей жидкости», «К теории судов, приводимых в движение силой реакции воды». Для случая же течения упругой среды аналогичное исследование было выполнено впервые Стечкиным. Кроме того, он показал, как определить к.п.д. для ВРД, если воздуху энергия сообщается извне частично или полностью, и рассмотрел случай сжатия струи воздуха за счет потери живой силы набегающего потока, как предложил в свое время Рене-Лорен; в этом случае воздух описывает цикл Брайтона, и термический к.п.д. его равен разности между единицей и отношением температуры воздуха в конце сжатия к начальной его температуре при входе в ВРД.

Слух об этой лекции быстро распространился среди передовой научно-технической интеллигенции, интересовавшейся в то время ракетной техникой. Стечкина просили прочитать лекцию еще раз для более широких кругов. Вскоре такая лекция состоялась в одной из публичных аудиторий Дома Красной Армии. Зал был переполнен, и многие желающие не смогли попасть на нее. Тогда стали просить Стечкина опубликовать лекцию; при помощи слушателей и учеников лекция была обработана, и на ее основе Стечкин подготовил к печати статью «Теория воздушного реактивного двигателя», которая в феврале 1929 г. впервые увидела свет в журнале «Техника воздушного флота» и стала достоянием специалистов не только у нас в СССР, но и за рубежом. В статье впервые были даны уравнения тяги и к.п.д. воздушно-реактивного двигателя.

В других странах в специальной технической литературе вскоре после опубликования статьи Стечкина стали появляться отзывы о ней, ссылки на нее с единодушным признанием приоритета Советского Союза в этом вопросе. Так, итальянский ученый Г. А. Крокко в своей большой, принципиально новой работе «Суперавиация и гиперавиация», опубликованной в 1931 г. в итальянском журнале «Rivista aeronautica», писал, что классическая теория ВРД впервые была создана в СССР московским проф. Б. С. Стечкиным.

Рис. 1. Схема установки ИУ-1 для испытания прямоточных воздушно-реактивных двигателей (из сохранившихся архивных материалов)

Теория Стечкина открыла возможности для практических работ по созданию воздушно-реактивных двигателей. Осенью 1931 г. в СССР начал формироваться на общественных началах коллектив горячих энтузиастов и поборников ракетной техники, получивший впоследствии наименование ГИРД — Группа изучения реактивного движения. В основном это были авиационные специалисты, поставившие целью практическую разработку ракетных летательных аппаратов, и студенческая молодежь. Работа в ГИРДе строилась по бригадам, а общее руководство осуществлял технический совет из наиболее квалифицированных специалистов, возглавляемый С. П. Королевым.

Одной из бригад, техническое руководство которой было возложено на меня, поручили заняться экспериментальной проверкой и исследованием работы прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Вначале мы несколько месяцев посвятили теоретическим расчетам и изучению возможных областей применения этих двигателей. Затем настало время приступить к практическому исследованию их моделей и отдельных элементов.

К марту 1933 г. в ГИРДе была построена испытательная установка ИУ-1 (рис. 1). Она состояла из компрессорной станции высокого давления; батареи резервуаров, аккумулировавших воздух, сжатый до 200 атм; запорного вентиля для дозирования подачи воздуха из баллонов высокого давления в ресивер, где происходило демпфирование колебаний давления воздуха, поступавшего в экспериментальный ВРД (рис. 2); воздух поступал в двигатель под любым наперед заданным избыточным давлением, имитировавшим скоростной напор во входном диффузоре двигателя. Экспериментальные лаборатории, а также производственные и конструкторские подразделения ГИРДа в то время были размещены в подвальном помещении жилого дома.

Первое испытание ИУ-1 состоялось 26 марта 1933 г. Сохранились протоколы испытаний в этой новой области техники — технике воздушно-реактивных двигателей:

«В 2 часа 30 мин. утра был включен рубильник электромотора установки... В 2 ч. 45 мин. компрессор был остановлен... По прошествии 15 минут давление в последней ступени сжатия достигло 190 атмосфер...»⁴

Благодаря поддержке всего коллектива ГИРДа проверка и доводка установки успешно подвигались вперед, и после шести испытаний она была полностью подготовлена к исследованию модели ПВРД.

При выборе топлива для ПВРД пришлось анализировать пределы воспламенения различных смесей горючих газов с воздухом (рис. 3, а) и скорость их горения (рис. 3, б). Для опытов с моделями ВРД на ИУ-1 решено было применить газообразный водород, как самый доступный и удобный в эксплуатационном отношении газ, воспламеняющийся в смеси с воздухом в очень широких пределах и имеющий самые большие скорости горения.

Рано утром 15 апреля 1933 г. состоялось первое испытание ПВРД. Оно продолжалось 5 мин. Как показали результаты испытания, «первый запуск двигателя вполне оправдал теоретические предположения о реактивных двигателях на газообразном горючем» ⁵. Этим испытанием было положено начало экспериментальных исследований воздушно-реактивных двигателей.
⁴Архив АН СССР, раз. IV, оп. 14, д.94, лл. 1—4.
⁵Там же.

Через четыре дня после первого опыта на установке ИУ-1 проводилось следующее испытание. Исследовалась работа двигателя при различном давлении в камере сгорания, изменявшемся от 1 до 3,2 атм. За время испытаний было проведено три пуска двигателя и установлено, что «при нормальной работе двигателя зажигание смеси водорода с воздухом необходимо произвести только один раз — при пуске двигателя. После того как камера сгорания разогреется, зажигание можно выключить и регулировку мощности проводить только подачей горючего и воздуха».

Рис. 2. Экспериментальный прямоточный воздушно-реактивный двигатель

a	Рис. 3. Характеристика смесей горючих газов (паров) с воздухом, применявшихся при испытаниях: a — пределы воспламенения горючего газа (или пара) в смеси; б — скорость горения смеси в зависимости от содержания в ней горючего газа б

По мере развития работ по испытанию моделей ПВРД постепенно совершенствовались и методы исследования. Начиная с 9 июня 1933 г. при опытах на установке ИУ-1 проводилось измерение силы тяги, развиваемой испытываемым двигателем.

Чтобы сделать ПВРД эффективным не только на сверхзвуковых, но и на дозвуковых скоростях, были предприняты поиски таких схем двигателя, при которых наряду с сжатием воздуха в диффузоре за счет кинетической энергии встречного потока происходило бы еще дополнительное сжатие воздуха с помощью каких-либо устройств. Одной из подобных схем была схема пульсирующего ВРД с клапаном на входе в двигатель (прототип двигателя самолета-снаряда, известного потом в Германии под названием «Фау-1»).

Для исследования возможности создания пульсирующего ВРД в июне 1933 г в ГИРДе была изготовлена экспериментальная камера сгорания с клапаном — ЭК-3. Проведенные в ГИРДе в 1933 г. испытания пульсирующего ВРД позволили выявить основные задачи, возникающие при конструктивной разработке двигателей такого типа, оценить объем и трудности решения этих задач. Было решено в ближайшие годы все внимание направить на исследование прямоточных ВРД.

Рис. 4. Литровая калорийность топлива при различном давлении

Экспериментальное исследование прямоточных ВРД, начатое в ГИРДе в апреле 1933 г., шло весь год, не прекращаясь. Успехи первых исследований дали возможность приступить к созданию и испытаниям прямоточного ВРД в свободном полете. Была выдвинута и одобрена техническим советом ГИРДа смелая идея — разместить исследуемый прямоточный воздушно-реактивный двигатель в корпусе артиллерийского снаряда и провести его испытания на сверхзвуковых скоростях, т. е. именно в той области, где прямоточные двигатели являются наиболее эффективными. Надо было экспериментально доказать принципиальную возможность создания прямоточного воздушно-реактивного двигателя — двигателя, который тогда еще нигде в мире не был построен. Требовалось на практике показать правильность теоретических положений, доказав, что двигатель такого типа в принципе способен развивать тягу. В те годы, когда еще стоял вопрос, целесообразно ли вообще работать над созданием прямоточных ВРД, полноценный ответ мог дать только такой реально работающий двигатель, показавший свою работоспособность в полете.

Большое значение имел выбор топлива для модели ПВРД. В результате тщательного рассмотрения всех условий ее работы во время предстоящих испытаний к применяемому в двигателе топливу был предъявлен ряд основных требований. Топливо должно быть твердым, легко воспламеняющимся, должно обладать большой скоростью сгорания в широком диапазоне смесей с воздухом и иметь возможно более высокую литровую теплопроизводительность. Рассмотрев большое количество горючих веществ (рис. 4), мы остановились на белом фосфоре как одном из наиболее удобных для этих целей. Дальнейший ход исследований показал, что сделанный выбор топлива оказался очень удачным. Вместе с тем было решено использовать в качестве топлива и твердый бензин. Поэтому предназначенный для размещения в артиллерийском снаряде ПВРД разрабатывался с учетом возможности применения как фосфора, так и бензина. Для подготовки модели ПВРД к испытанию в полете был построен специальный переносной станок, в который устанавливалась вращающаяся камера сгорания ВРД.

Рис. 5. Исследуемый прямоточный воздушно-реактивный двигатель: А — схема; Б — конструкция; В — задняя часть снаряда с заглушкой; 1 — оживальная часть; 2 — топливная шашка; 3 — корпус снаряда; 4 — заглушка; 5 — сопло; 6 — свободная полость для размещения полезного груза; 7 — входной канал; 8 — входное отверстие для воздуха

Рис. 6. Конструктивные элементы моделей, разработанных бригадой ГИРДа: 1 — оживальная часть; 2 — топливная шашка; 3 — корпус снаряда; 4 — заглушка

12 июля 1933 г. на одном из подмосковных полигонов состоялись первые испытания работающей на фосфоре камеры сгорания вращающегося ПВРД. Целью первых испытаний было исследование свойств фосфора как топлива для реактивного двигателя, в частности для двигателя, устанавливаемого в артиллерийском снаряде.

Вторая половина 1933 г. была посвящена подготовке к летным испытаниям ПВРД. Благодаря дружной, сплоченной работе небольшого коллектива третьей бригады ГИРДа в короткое время были выполнены все намеченные программой стендовые испытания и подготовительные работы, открывшие путь к началу летных испытаний. Осенью 1933 г. воздушно-реактивные двигатели вышли на первые испытания в полете.

Разработанные бригадой модели ПВРД имели внешнюю форму дальнобойного снаряда 76-миллиметровой пушки (рис. 5). Внутри ПВРД размещались входной канал, камера сгорания с топливной шашкой и выходное сопло. Перед выстрелом из орудия выходное сопло закрывалось металлической заглушкой 4 (рис. 6) для устранения прорыва пороховых газов во внутреннюю полость двигателя. После вылета двигателя из орудийного канала заглушка отделялась от снаряда и падала недалеко от орудия. В первом варианте снаряда с ПВРД была предусмотрена также свободная полость 6 для размещения полезного груза (см. рис. 5). Топливная шашка 2 представляла собой металлический каркас, наполненный белым фосфором (см. рис. 5, 6), и размещалась непосредственно в камере сгорания. Внутри шашки, вдоль ее оси, имелась коническая полость, расположенная широким концом к выходному соплу. Для предотвращения преждевременного самовозгорания топливного заряда при перевозке и подготовке к испытанию моделей фосфорные шашки покрывали со всех сторон тонкой пленкой лака.

Продольные ребра металлического каркаса шашки изготовлялись из листовой стали толщиной 2 мм, а поперечные пластины — из листового электрона. Предполагалось, что электронные пластины будут гореть вместе с фосфором и существенно повысят общую теплопроизводительность шашки.

Для первых испытаний было приготовлено 10 снарядов с ПВРД. Отстрел производился из 76-миллиметрового орудия образца 1902 г., под углом возвышения 20°. Начальная скорость снаряда при вылете из канала ствола пушки составляла 588 м/сек.

Перед стрельбой снарядами с ПВРД было сделано два выстрела модернизированной шрапнелью. Шрапнель упала на расстоянии 7200 м. Затем был выпущен снаряд № 1 без топлива. Вместо фосфорной шашки в его камеру сгорания был помещен каркас шашки с песком, имевший такой же вес, как каркас с фосфором. Полет этого снаряда сопровождался сильным свистом; ориентировочно дальность его равнялась 2000—3000 м. Найти место падения снаряда не удалось: все наблюдатели-сборщики находились на более удаленных дистанциях. Затем было произведено 9 выстрелов снарядами с ПВРД (табл. 1).
Таблица 1
Результаты испытаний первого варианта ВРД

Номер испытания	df, мм	d0 , мм	dk , мм	dk/df , мм	q, кг	qT, кг	X, м	Примечание
0	-	-	-	-	6,30	-	7200	Модернизированная шрапнель
1	28	28	32,0	1,140	6,17	-	2000	Без топлива
2	30	28	32,0	1,070	6,13	0,380	5300	-
3	30	28	34,5	1,150	6,18	0,340	8000	-
4	25	25	29,0	1,160	6,20	0,400	5350	-
5	30	25	31,0	1,030	6,22	0,390	4900	-
6	28	25	32,0	1,140	6,35	0,390	5300	-
7	30	25	34,0	1,135	6,25	0,415	6000	-
8	30	28	32,0	1,070	6,23	0,390	4500	-
9	25	25	28,0	1,120	6,30	0,415	3200	-
10	30	28	32,0	1,070	6,06	0,430	6000	-

Результаты первых опытов подтвердили возможность применения артиллерийского орудия для катапультирования ПВРД, была доказана полная безопасность проведения стрельб снарядами принятой конструкции. Во всех случаях не было отказа в зажигании топлива в камере ВРД, причем воспламенение горючего происходило примерно в 10—15 м от орудия.

Первые испытания ПВРД в полете, проведенные в сентябре 1933 г., доказали, что двигатель такого типа способен работать. Наглядным подтверждением этого явилось увеличение почти на 1 км дальности полета снаряда ВРД (снаряд № 3) по сравнению с дальностью полета штатного снаряда. Прирост дальности был получен несмотря на то, что в аэродинамическом отношении снаряд со сквозным каналом значительно хуже обычного снаряда и, следовательно, на том участке траектории, где двигатель не работал, снаряд с ВРД испытывал большее сопротивление воздуха, чем штатный снаряд. Во всех случаях снаряды с работающим ПВРД летели дальше, чем снаряд того же веса и формы, но без горючего. Приращение дальности полета показало, что ПВРД развивает в полете некоторую положительную тягу.

Рис. 7. График сопротивления воздуха и тяги, развиваемой прямоточным воздушно-реактивным двигателем

Этот факт имел большое принципиальное значение. Однако результаты летных испытаний артиллерийских снарядов с ПВРД позволили не только установить факт положительной работы воздушно-реактивного двигателя, но и определить величину развиваемой им тяги. На основе предварительных расчетов были вычислены сила сопротивления R воздуха, испытываемая корпусом снаряда, и сила тяги Ф, развиваемая ПВРД. При скорости полета 588 м/сек, с которой снаряд вылетал из ствола орудия, расчетная величина силы сопротивления воздуха составляла 20 кг, а тяга Ф ВРД при такой скорости, по расчетам, равнялась 18 кг, т. е. была несколько меньше силы сопротивления воздуха (рис. 7). Следовательно, двигатель был способен компенсировать 90% силы сопротивления воздуха, но не мог полностью ее преодолеть и сообщить положительное ускорение снаряду. Поскольку сопротивление, испытываемое снарядом, превосходило тягу, его скорость по мере полета должна была уменьшаться. Снижение скорости приводило к еще большему увеличению разности между силой сопротивления и тягой. Таким образом, как в момент вылета из орудия при указанной начальной скорости, так и в дальнейшем полете расчетная тяга ВРД оказывалась меньше силы сопротивления. Это обстоятельство ни в какой мере не смутило нас: результаты летных испытаний и при таком соотношении тяги и силы сопротивления должны были позволить установить факт работы воздушно-реактивного двигателя и определить степень приближения полученной на практике тяги к расчетной. Обработка результатов летных испытаний показала, что в действительности сопротивление воздуха превосходило расчетное, а тяга оказалась несколько меньше расчетной. Это объяснялось рядом причин: деформированием металлического каркаса фосфорной шашки, недостаточной устойчивостью снаряда с ВРД в полете и т. д.

Выявление причин уменьшения тяги по сравнению с расчетной и увеличения силы сопротивления воздуха явилось ценным результатом первой серии опытов. Как только были найдены причины недостатков в работе ВРД, стало возможным искать пути их устранения и совершенствования двигателя.
Таблица 2
Результаты летных испытаний воздушно-ракетных двигателей 2, 3, 4, 5, 6-го вариантов

Вариант	df, мм	dkp, мм	dkp/df, мм	q, кг	qT, кг	w0 м/сек	X, м	P	Количество выстрелов	Схема ВРД
2	28 28 28 28	34 35 36 37	1,22 1,25 1,29 1,32	5,600 5,600 5,600 5,600	0,300 0,300 0,300 0,300	600 600 600 600	8 500 10 000 9 500 9 500	185 320 300 300	5 5 5 5
3	28 30	35 35	1,25 1,17	6,200 6,200	0,277 0,270	680 680	10 700 10 500	423 400	10 10	Схема второго варианта, фосфор стабилизированный, каркас шашки из электрона
4	30	35	1,17	6,095	0,645	680	12 500	346	3
5	30 30	35 35	1,17 1,17	5,850 5,925	0,400 0,580	680 680	11 807 12 021	364 334	4 6
6	30 30	35 35	1,17 1,17	5,662 5,867	0,620 0,620	680 680	12 100 10 600	396 330	5 5

В феврале 1934 г. была проведена вторая, а в 1935 г.— третья серия летных испытаний ВРД. Для этих испытаний были спроектированы еще шесть вариантов воздушно-реактивных двигателей, размещаемых в корпусе 76-миллиметрового снаряда. Некоторые варианты ВРД состояли из нескольких групп, отличавшихся размерами входного сечения диффузора или критического сечения сопла. Некоторые образцы снарядов с ВРД отличались запасом топлива.

Второй вариант ВРД отличался от первого лишь конструкцией каркиса фосфорной шашки. Для уменьшения скручивания продольных ребер каркаса было обеспечено свободное вращение шашки в камере. При такой конструкции нарастание угловой скорости шашки происходило не мгновенно, а постепенно, что могло предотвратить скручивание ребер каркаса. Благодаря внесенным в конструкцию ВРД усовершенствованиям результаты испытания заметно улучшились.

В третьем варианте двигателя для снижения потерь горючего каркас шашки изготовили так, чтобы уменьшить выпадение кусочков фосфора; кроме того, был использован фосфор с пониженной температурой плавления. Благодаря совершенствованию топливной шашки в двигателях третьего варианта величина удельного импульса возросла до 423 кг·сек. с каждого килограмма горючего.

В таких двигателях каркас топливной шашки выполнял свое назначение — поддерживал фосфор в период разгона снаряда в орудии, а затем служил в качестве горючего. Испытание этой группы снарядов было весьма знаменательным. До них интересные идеи Ф. А. Цандера и Ю. В. Кондратюка об использовании в реактивных двигателях металлического горючего разрабатывались только теоретически или путем экспериментальной проверки в стендовых условиях. Воздушно-реактивные двигатели, спроектированные третьей бригадой ГИРДа, были первыми в мире реактивными двигателями, которые работали в полете, используя металлическое горючее, причем не в виде порошка, а как элемент конструкции. Во время этих испытаний дальность полета Х снарядов с ВРД достигла 12 км (табл. 2).

При испытаниях был получен достаточно высокий к.п.д. В лучших опытах он составлял 16%. А если учесть, что значительная доля топлива уносилась из двигателя в начальный момент движения снаряда в воздухе, то фактическая величина к.п.д. оказывалась значительно большей.

Рис. 8. Зависимость дальности полета снаряда от отношения диаметра критического сечения выходного сопла двигателя к диаметру входного отверстия для воздуха

В результате опытных стрельб была установлена зависимость дальности полета Х снаряда с ПВРД от отношения диаметра d_k критического сечения выходного сопла двигателя к диаметру d_f входного отверстия для воздуха (рис. 8). Как видно из графика, оптимальное значение отношения d_k/d_f весьма близко к величине 1,25—1,27, имеет пологий максимум, и дальнейшее увеличение в данном случае явно ведет к некоторому, правда незначительному, снижению дальности полета X.

Краткое перечисление результатов первых опытов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями показывает, что даже тогда, на заре развития ракетной техники, при очень ограниченных экспериментальных возможностях «гирдовцы» стремились возможно более широко исследовать работу двигателя нового типа, постигнуть закономерности, управляющие процессами, которые в нем протекают. Главным, решающим результатом этих опытов, определившим успех начатого в ГИРДе исследования воздушно-реактивных двигателей, было экспериментальное доказательство их работоспособности. На основной вопрос, будет ли работать прямоточный воздушно-реактивный двигатель, был дан ясный ответ: прямоточный воздушно-реактивный двигатель, созданный на основе теории Стечкина, способен работать в полете и развивать силу тяги. Это был важный, принципиальный вывод.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели конструкции ГИРДа были первыми реактивными двигателями, вторгшимися в область сверхзвуковых скоростей. Снаряды с ПВРД двигались со скоростью, в 2 раза превосходившей скорость звука. Такой скорости до тех пор не достигала ни одна ракета в мире.

Исследования снарядов с ПВРД проводила под моим научно-техническим руководством третья бригада ГИРДа. В нее входили М. С. Кисенко, А. Б. Рязанкин, Г. В. Шибалов, И. А. Меркулов, Л. Э. Брюкер и О. С. Оганесов.

Эксперимент подтвердил положение теории о работоспособности двигателей такого типа. Следовательно, теоретические выводы Б. С. Стечкина, а также других отечественных и зарубежных ученых, в первую очередь Ф. А. Цандера и итальянского исследователя Г. А. Крокко, оказались полностью обоснованными.

После окончания этих первых экспериментов перед учеными встала вторая задача — решить вопрос о возможности практического использования прямоточных ВРД на летательных аппаратах, имеющих научное или оборонное значение.
ЛИТЕРАТУРА И ИСТОЧНИКИ

1. Б. С. Стечкин. О прямоточных воздушно-реактивных двигателях для космических аппаратов. «Из истории авиации и космонавтики», вып. 3. М., 1965. 2. К. Э. Циолковский. Исследование мировых пространств реактивными приборами. «Научное обозрение», 1903, №5. 3. Ф. А. Цандер. Проблема полета при помощи реактивных аппаратов. М., 1932. 4. G. A. Crocco. Possibilita di superavia-Zione. «Rend. Acad. Zincei», 1926, Ser. VI, v. Ill, pp. 241, 363.

5. Н. Е. Жуковский. О реакции втекающей и вытекающей жидкости. Собр. соч., т. IV, 1937. 6. Н. Е. Жуковский. К теории судов, приводимых в движение силой реакции воды. Собр. соч., т. IV, 1937. 7. Б. С. Стечкин. Теория воздушного реактивного двигателя. «Техника воздушного флота», 1929, № 2. 8. G. A. Crocco. Superartigliera e superaviazione.— «Rivista aeronautica», Sept.1926. 9. Протоколы испытаний по ИУ-1 (1933 г.). Архив АН СССР, разр. 4, oп. 14, д. 94.