514
17*IV. МЕТОДЫ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ РАКЕТОПЛАНА (план работ)
А. По части ракетоплана
1. На основании произведенных и производимых теоретических исследований по летно-тактическим и высотным данным ракетоплана должен быть принципиально решен вопрос о нужности этого объекта и необходимости более форсированного развития его. Теоретические исследования при этом должны быть подкреплены и обоснованы специально поставленными экспериментальными работами, в частности:
а) проверка двигателя и системы питания в полете на ракетном планере (имеющийся двигатель с тягой 150 кг, подача воздухом, запас топлива ~ 15%);
б) проверка сводки весов ракетной части (главным образом баков и воздушных аккумуляторов).
2. Для постройки ракетоплана любого практического назначения (военного или научного) необходимо предварительное теоретическое и экспериментальное решение ряда вопросов, в частности:
а) устойчивость и управляемость ракетоплана при относительно больших тягах и запасах топлива (взлет, посадка и полет);
б) влияние больших, порядка звуковых, скоростей на устойчивость, прочность и летные данные ракетоплана;
в) взаимодействие всех агрегатов системы двигателя в полете при относительно больших тягах.
Поэтому в качестве второго этапа должна быть предпринята постройка специально экспериментальной машины. Ввиду того, что большие скорости могут быть достигнуты только на больших высотах, экспериментальная машина должна быть спроектирована как высотная с возможностью подвески к многомоторному самолету (например, ТБ-3).
Для облегчения решения основных задач при проектировании машины необходимо отказаться от введения элементов, не проверенных в самолетной и ракетной практике (например, тонкое крыло большого удлинения, включение баков в конструкцию фюзеляжа и т. д.). Вследствие этого все основные летные данные экспериментальной машины получаются сильно заниженными. Основные характеристики ракетоплана следующие: экипаж 2 чел., начальный вес 1,5 - 1,6 т, двигатель 3 X 300 -\- 1 X 150, абсолютный потолок при старте с 8 км Нас>с = 25 км, при старте с земли - 13-16 км, наибольшая средняя скорость горизонтального полета на высоте 7-9 км - до 800-900 км/час, посадочная скорость с пустыми баками 120-130 км/час. Эту работу (отработку отдельных агрегатов) можно начинать после окончания первого этапа, при условии, что работы по двигателю 300 будут форсированы.
516
*?- KCY-J-' '-
Ц
Рис. 1. Общий вид экспериментального ракетного планера Двигатель ОРМ-65 (тяга 150); время работы двигателей на полной тяге --110 сек; начальный вес: -600 кг; назначение: проверка двигателя, системы его питания и управления
в полете
3. Лосле получения первого опыта по экспериментальной машине и отработки двигателя на большие тяги и продолжительность можно приступать к проектированию опытного образца для конкретного применения.
Б. По части двигателя
1. Необходимо в первую очередь начать форсированную отработку азотного двигателя на 300 кг с удельной тягой на 200- 210 кг и временем работы 180 сек, параллельно с этим вести работу над увеличением продолжительности действия двигателя 150 кг до 5-8 мин.
517
!*
11Г г* . ,if
«Кл.г
2. Во вторую очередь нужно начинать работу над увеличением тяги в одном агрегате до 1000-1500 кг, продолжительности работы малых двигателей до 15-20 мин, кроме того, необходимо начать разработку насоса и повторного запуска двигателя. Работа над увеличением к.п.д., конечно, тоже не должна прекращаться.
3. Продолжать научно-исследовательскую работу по кислородным двигателям в направлении повышения к.п.д.
ПРОГРАММА ХОЛОДНЫХ ИСПЫТАНИЙ
СИСТЕМЫ РАЗДЕЛЬНОГО ПИТАНИЯ
218 ОБЪЕКТА
[1938 г.]
V. ЧТО СДЕЛАНО ДО НАСТОЯЩЕГО ВРЕМЕНИ А. Теоретические и проектные работы
Проведены теоретические и тактические (не закончены) исследования по ракетоплану, результаты которых изложены выше. Проведен ряд расчетов по экспериментальной машине с целью получения данных для теоретических исследований. Сделаны компоновочные чертежи общего вида (см. дело 318) ?83.
Б.. Экспериментальные работы
1. Разработан проект установки двигателя 150 кг на один из существующих планеров (СК-9). Проведены все необходимые расчеты (аэродинамический, прочности, гидравлический и т. д.) (см. дело 318-1) И. Емкости баков должно хватить на 100 сек работы двигателя в 150 кг. Оборудование планера закончено в 1937 г.
2. В настоящее время (январь 1938 г.) закончены все необходимые холодные испытания системы двигателя, давшие удовлетворительные результаты. Проведено 23 огневых испытания на стенде тоже с удовлетворительным результатом. После окончания огневых испытаний на стенде (еще 7-10 испытаний) будут проведены полетные испытания (взлет с земли и буксировка).
VI. ЧТО НУЖНО ТЕПЕРЬ СДЕЛАТЬ ДЛЯ УСПЕШНОГО ПРОДОЛЖЕНИЯ РАБОТ
1. Как видно из изложенного выше, объем работ как по ракетоплану, так и по двигателям для него получился достаточно большим, требующим много средств и времени (порядка четырех-пяти лет). Поэтому необходимо теперь же принять определенное решение о необходимости и важности этого объекта и обеспечить все необходимые условия для работ. Половинчатые решения только повредят делу, так как при недостаточных темпах работ получение первых практических результатов будет отодвинуто на срок 5-6 лет, когда требования к объекту в связи с прогрессом тактики и техники могут совершенно измениться.
518
ЦЕЛЬ ИСПЫТАНИЙ
1. Проверить возможность работы на простейшей системе раздельного питания двигателя.
2. Снять характеристики подачи при раздельном питании.
ОБЪЕКТ ИСПЫТАНИЙ
3. Экспериментальная система раздельного питания, состоящая из 2-х баков типа 218, 2-х вентилей, 2-х редукторов, 2-х запорных кранов, 2-х баллонов воздуха и мотора ОРМ-65.
4. Управление объектом ведется с подставки, на которой смонтирована арматура. Баки находятся на площадке стенда за укрытием.
5. Все опыты ведутся на воде. Прогон воды производится через двигатель ОРМ-65 № 2.
ПОДГОТОВКА ИСПЫТАНИЙ
6. Залить баки водой полностью, не доходя до горловин на 50 мм.
7. Предварительно установить редуктора на рраб = 37 кг!см% (как на объекте 218) и на рбак = 15 кг/см2 (по данным объекта 212).
8. Проверить величину давления в баллонах сжатого воздуха.
9. Меры предосторожности принимаются во всем согласно «Инструкции по проведению испытаний объектов группы № 2».
ПРОГРАММА ИСПЫТАНИЙ
10. Раздельно для . каждого компонента топлива (на воде) произвести проверку расхода через двигатель при перепаде давления порядка 6-8 кг/см2. При этом должно 0,400 л\сеп \ 0,165 л1сек ) Рп
519
быть:
15 кг/см2 (подобрать).
ЕЙЕЭЗЕЗЗЗЕЯ11. Подбор нужного режима произвести, варьируя давлением подачи при помощи вентиля и желательно редуктора, а также дроссел ь-шайбами.
12. Раздельно для каждого компонента произвести проверку работы при разных р"к в пределах 50-120 кг/см2, замеряя величины:
'пиощ Рбак Р\ VceK
? время сохранения рвт - const, давление подачи,
давление входа и, если будет возможно, то
? секундный расход.
13. В зависимости от результатов, полученных по п. 12g поставить опыт совместной работы обоих баков на заданном режиме. Замеры те же, что и в п. 12, но должны быть поставлены в одни и те же промежутки времени.
14. В зависимости от результатов испытаний по п. 13 ставятся в той же последовательности, согласно п. 11, испытания на рраб = 37 кг/см2 (а возможно, и еще каком-либо промежуточном давлении). Замеры те же. Испытания ведутся как на повышенном расходе, так и с новыми дроссель-шайбами.
15. Все опыты производит ст. инженер С. П. Королев.
ПРОГРАММА ВНЕСТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЙ
РАКЕТОПЛАНА, ОБЪЕКТ 218-1
[1938 г.]
ОБЩАЯ ЧАСТЬ
Настоящая программа охватывает в основном все необходимые внестендовые испытания объекта 218-1, а именно:
I. В полном объеме - наземные испытания на площадке в собранном виде.
В минимальном необходимом объеме:
II. Испытания в полете как планера.
III. Испытания в полете с работающим ракетным двигателем. В обоих случаях взлет объекта 218-1 производится на буксире за самолетом Р-5 до высоты 1500 м, на которой и ведутся испытания.
Необходимо отметить, что ввиду новизны работы, а также в зависимости от наличия специальных приборов и условий испытаний в процессе последних могут быть отступления от программы с целью более глубокого изучения того или иного явления или вопроса. Каждое отступление от программы должно согласовываться с комиссией, ведущей испытания объекта.
Испытания ведутся комиссией, назначенной по испытаниям объекта 218-1.
Испытания производит руководитель опытов инженер СП. Королев.
Обслуживает испытания бригада в составе: Волков А. И.- лаборант по РД, Дурнов А. М.- авиамеханик, Палло А. В.- техник-конструктор.
РАЗДЕЛ I НАЗЕМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ !
Цель испытаний
1. Установление характера воздействия работы РД на части объекта, отсутствовавшие при испытаниях на стенде, как-то: вертикальное и горизонтальное оперения, капот двигателя и крылья.
5212. Выяснение наличия явлений вибрационного характера в каких-либо частях объекта при работе РД на разных режимах.
3. Окончательная проверка работы материальной части объекта в полностью собранном виде в наземных условиях перед выездом на полетные испытания.
4. Тренировка руководителя опытов при работе на объекте без предохранительных ограждений вне укрытия.
Подготовка испытаний
5. Объект 218-1 с двигателем ОРМ-65 № 2 подготавливаются и снаряжаются к испытаниям во всем согласно своим формулярам (за №№ 001 и 046) и «Инструкции по проведению испытаний объектов группы № 2 НИИ». Допускаемым отступлением от «Инструкции» является установка объекта вне укрытия на площадке. Во время испытаний руководитель опытов находится в кабине объекта, а весь остальной персонал - за укрытиями.
6. Место наземных испытаний устанавливается на площадке около стендов гру[ппы] № 2 и гр[уппы] № 1. Объект устанавливается хвостом к стенду группы № 1, где у дороги возводится заградительный щит для отражений газовой струи двигателя.
7. На площадке объект укрепляется за узлы крепления крыльев в полетном положении. Под переднюю часть фюзеляжа устанавливается упор. Под хвостовую часть фюзеляжа у начала киля устанавливается козелок, укрепляемый к земле вместе с фюзеляжем так, чтобы была исключена возможность задира . хвоста.
8. При проведении испытаний должны быть приняты следующие меры предосторожности:
а) до начала испытаний персонал удаляется за укрытие, откуда не имеет права выходить до окончания опыта;
б) по окончании испытания подходить к объекту разрешается лишь с разрешения руководителя опытов;
в) около объекта устанавливаются зеркала, позволяющие руководителю опытов из кабины объекта наблюдать хвостовую часть и двигатель;
г) на случай пожара около объекта должны находиться в достаточном количестве сухой песок, огнетушители и дегазатор-ный раствор, около укрытий - шланг, могущий подать воду до объекта; в остальном меры противопожарной безопасности должны быть соблюдены согласно установленному в НИИ порядку;
д) не разрешается нахождение около объекта бочек, бутылей и других сосудов с компонентами топлива, а равно каких-либо других горючих веществ или материалов;
е) бутыли, в которые производится аварийный слив топлива из объекта, д[олжны] б[ыть] расположены не ближе 4-х метров
522
от объекта и друг от друга и защищены специальным укрытием, исключающим возможность их разрушения или воспламенения при испытании объекта.
Объем сливных бутылей должен позволять полностью опорожнить топливные баки объекта. При этом возможность переполнения этих бутылей должна быть исключена.
9. Все замеры при испытаниях производятся по приборам, установленным на приборной доске объекта. Приборы д[олжиы] б[ыть] оттарированы. Продолжительность работы РД засекается по секундомеру наблюдателем из-за укрытия. В случае необходимости при помощи термопары производится замер температуры отдельных мест на объекте, подверженных нагреву. По окончании опытов производится замер количества фактически израсходованного топлива. Следовательно, замеряются: р бака керосина в кг/см3 по манометру, р бака окислителя в кг/см2 по манометру, р камеры окислителя в кг/см2 по манометру, время работы РД в сек по секундомеру, Т° - температура в градусах при помощи термопары, керосин в кг -расход керосина за время опыта, окислитель в кг - расход окислителя за время опыта.
Программа испытаний
10. Все испытания производятся руководителем опытов в строгом соответствии с данными расчетов объекта 218-1 (см. разделы II и IV) Ш и формулярами объекта (№ 001) и двигателя ОРМ-65 № 2 (jVj 046).
11. Все испытания должны производиться в указанной последовательности, причем каждое последующее испытание может быть поставлено лишь при условии получения от предыдущего достоверных положительных результатов.
12. Произвести сжигание 1-2 зажигательных шашек в камере двигателя. На фюзеляже установлены горизонтальное и вертикальное оперения и капот двигателя. Крылья не устанавливаются. На руле направления, в непосредственной близости к срезу капота двигателя, должна быть укреплена термопара для замера возможного нагрева руля.
13. Произвести 2-3 кратковременных запуска РД продолжительностью 20-25 сек, имея рдак = 28 кг/см2 и Р = 100 кг. При последнем испытании в течение 5-10 сек работать с полной тягой Р = 150 кг; раак = 37 кг/'см2. При этих испытаниях хвостовое оперение и крылья не устанавливаются. Капот двигателя установлен. Обратить внимание на температуру нагрева капота и по возможности ее замерить.
Произвести фотосъемку газовой струи РД.
52314. Установить на объект все хвостовое Оперение И Крылья. Произвести 2 испытания продолжительностью в 30 и 50 сек при полной тяге Р = 150 кг, /?дак = 37 кг/см2. На руле направления, в непосредственной близости к срезу капота двигателя д[олжна] б[ыть] укреплена термопара, за показаниями которой наблюдает руководитель опытов из кабины. При достижении температуры 150° опыт прекращается. Кроме того, наблюдение за состоянием оперения и крыльев ведется из-за укрытия, и в случае необходимости подается сигнал об остановке двигателя. Произвести фотосъемку газовой струи РД.
15. Все то же, что и в п. 14. Произвести 1 испытание при Р = 100 кг, роак = 22 кг/см2, продолжительностью до 100 сек.
16. Все то же, что и в п. 14. Произвести 1 испытание при Р = 60 кг, />бак = 17-18 кг/см2, продолжительностью до 200 сек.
17. В случае необходимости 2-3 сдаточных испытаний по указанию комиссии.
Примечание. Из них 1-2 испытания можно произвести при наклонном положении объекта, например при посадочном угле (костыль стоит на земле) и при угле планирования (до 3°).
Всего по I разделу д[олжно] б[ыть] произведено 8-10 огневых испытаний объекта на площадке.
РАЗДЕЛ II. ИСПЫТАНИЯ В ПОЛЕТЕ КАК ПЛАНЕРА
Цель испытаний
18. Испытание планера в полете после его переоборудования под ракетную установку (без топлива).
19. Испытание планера в полете с полной нагрузкой (с топливом).
20. Тарировка указателя скорости и проверка в полете расчетных величин скорости планирования и скорости снижения.
21. Тренировка пилота.
22. В случае наличия соответствующих возможностей и приборов снятие в полете поляры, указателя глиссад и характеристик продольной статической (а весьма желательно и динамической) устойчивости машины, хотя бы на 2-3-х центровках, при полете на планировании.
Подготовка испытаний
23. Объект 218-1 с двигателем ОРМ-65 подготавливается к полету в строгом соответствии с его формуляром (№ 001) и данными его расчетов (см. раздел II), для чего должна быть произведена
524
окончательная контрольная сборка с проверкой работы органов управления и нивелировкой всей машины. Для всех полетов устанавливается самопишущий барограф.
24. Должна быть произведена путем взвешивания (и для проверки - на балансире) практическая центровка объекта с пустыми баками. Посредством груза в носу фюзеляжа центр тяжести по длине должен быть получен на 33% САХ.И, т. е. там же, где он был у планера (СК-9) без ракетной установки. Полученные результаты д[олжны] б[ыть] сверены с данными расчетной центровки и журнала весов (см. раздел III расчетов объекта 218-1).
25. Производится специальная проверка на объекте 218-1 действия механизма для отцепки буксирного троса при разных натяжениях последнего (от руки) и разных углах его по высоте и в стороны по отношению к замку. Во всех случаях замок должен отцепить трос безотказно. Такая же проверка производится на отцепном механизме самолета Р-5, который будет производить буксировку.
26. Перед выпуском в первый полет машина должна быть осмотрена комиссией, проводящей испытания, пилотом и прикрепленным техником. В дальнейшем, перед каждым полетом, машина должна осматриваться пилотом, прикрепленным техником и одним из членов комиссии. О результатах осмотра должны делаться соответствующие отметки в формуляре.
27. На старте перед вылетом д[олжны] б[ыть] произведены следующие подготовительные мероприятия, отступление от которых не разрешается:
а) установлена пригодность данной метеообстановки для полетов объекта 218-1. Обязательным условием является наличие хорошей видимости и облачности не ниже 1700 м. Для первых 3-5 полетов необходимо (а для последующих желательно) наличие ветра не ниже 5-6 м/сек.
Примечание. При всех полетах необходимо наличие подробной метеосводки с температурными данными и атмосферным давлением для обработки результатов испытаний;
б) пилот самолета Р-5, который будет производить буксировку объекта 218-1, должен произвести с целью тренировки 2-3 полета со скоростью взлета и набор 130-140 км/час. Особое внимание должно быть обращено на сохранение постоянства этой скорости во время полета. Попутно проверяются метеообстановка и состояние воздуха;
в) для взлета на буксире объект 218-1 д[олжен] б[ыть] расположен возможно более позади линии старта с таким расчетом, чтобы для разбега самолета Р-5 оставалось не менее 600-800 м.
Кроме того, впереди должна оставаться резервная площадка не менее 500 м. Объект должен быть расположен на 3-5 м слева, считая по полету, от буксирующего самолета, а по длине - позади его на длину буксирного троса;
525г) выпускающим под крыло объекта д[олжен] б[ыть] поставлен особо надежный человек, хорошо бегающий и не стеснённый лишней одеждой. Выпускающий должен быть перед вылетом проинструктирован лично пилотом объекта 218-1. Необходимо отметить исключительное значение правильного выпуска машины на буксире для успешного взлета;
д) сцепщик, летящий на самолете Р-5, перед вылетом дГолжен] б[ыть] проинструктирован лично пилотом объекта 218-1. Сцепщику самолета ни в коем случае не разрешается отцеплять объект 218 во время взлета (в каком бы положении он ни находился), исключая только случаи, если от объекта отлетела его какая-либо несущая часть или создавшееся положение угрожает непосредственной опасностью самолету Р-5. Необходимо отметить, что отцепка объекта 218-1 на взлете сцепщиком самолета почти неминуемо ведет к серьезной аварии объекта;
е) при полете на буксире устанавливается следующая сигнализация:
отмашка рукой выпускающего у земли - выбрать слабину троса;
поднятая рука выпускающего - старт;
отмашка в полете пилота или сцепщика самолета Р-5 -• сигнал пилоту объекта немедленно отцепляться;
отмашка в полете пилота объекта 218-1 - сигнал отцепщику самолета Р-5 немедленно отцепить трос;
опущенная по борту рука пилота самолета Р-5, в зависимости от сигнала - указание пилоту объекта, например отойти в сторону, велико превышение и т. п.;
частое качание с крыла на крыло объекта 218-1 - сигнал пилоту самолета Р-5 восстановить режим полета.
Программа испытаний
28. Все испытательные полеты производятся пилотом объекта 218-1 (а равно и пилотом самолета Р-5) в строгом соответствии с данными расчетов объекта 218-1 (см. раздел II и V) и формуляром № 001. После первых полетов пилот должен примерно установить соответствие расчетного диапазона скоростей полученному в полете. Все отступления от расчетных данных немедленно сообщаются комиссии.
29. Все испытания должны производиться в указанной последовательности, причем в случае необходимости число полетов может быть увеличено.
30. Произвести первый пробный взлет с отцепкой Lna высоте 5-7 м и планированием по прямой. Взлет самолета Р-5 производится форсированием газа до отрыва объекта 218-1 на скорости до 130 км/час. Отцепку от самолета производит пилот объ-
526
екта 218-1, предварительно отжав машину и ослабив буксирный трос. После того как сцепщик самолета Р-5 ясно увидит, что объект 218-1 отцепился, он сбрасывает трос. Если препятствия в направлении взлета самолета отсутствуют, то разрешается самолету Р-5 взлететь с тросом и сбросить его на старт с воздуха.
В случае если пилот объекта 218-1 не успел сразу отцепиться от самолета и,следовательно, у него нет уверенности в возможности посадки по прямой после отцепки, то полет на буксире должен продолжаться с заходом на круг до высоты 400 м, с последующей отцепкой и посадкой.
Во время первого пробного взлета пилот должен опробовать все рули и составить мнение о центровке машины.
Примечание. При всех полетах не разрешаются спирали ниже 100 м и скольжения ниже 15 м.
31. Произвести 1 полет на буксире до высоты 1700 м продолжительностью 30 мин. Отцепку произвести на 1700 м. При наборе высоты пилоту самолета Р-5 сделать 4 разворота под 90°, увеличивая после каждого разворота скорость полета на 10 км/час (т. е. 130, 140, 150, 160 км/час). Пилоту объекта 218-1 сделать соответственно записи показаний своего указателя скорости. Опробовать машину на расчетном диапазоне скоростей (95- 110 км/час), доводя скорость до минимальной (85-95 км/час). На каждом режиме, соответственно по скорости, пилотом должна быть записана скорость снижения. Проверить тенденцию машины на этих режимах (в особенности на минимальной скорости) с брошенной ручкой.
Довести скорость планирования до 200 км/час и установить тенденцию машины с брошенной ручкой (в случае значительного давления на ручку последнюю не освобождать).
Произвести серию мелких и глубоких, до 45°, спиралей на разных скоростях. Произвести несколько глубоких скольжений в обе стороны на разных скоростях. При скольжении на малой скорости установить тенденцию машины.
Все эволюции закончить до высоты не ниже 600 м, после чего рассчитывать на посадку.
32. Произвести 5 полетов общей продолжительностью до 5 час с отцепкой на высоте 1700 м с целью тренировки пилота. Разрешается производить глубокие спирали до 45° и скольжения. Все эволюции закончить не ниже 600 м, после чего рассчитывать на посадку.
33. Произвести 1-2 полета на мерном километре для тарировки указателя скорости. Запись по приборам производить как на объекте 218-1, так и на буксирующем самолете Р-5. Полеты произвести не менее чем на четырех режимах по два захода. Высоту полета установить в зависимости от условий мерного километра, желательно возможно большую.
34. Произвести 1-2 полета с баками, заполненными компо-
527нентами топлива. Высота отцепки - 1700 м. Проверить сходимость расчетных значений скоростей (см. п. 31) с данными полета.
Произвести пробный слив части компонентов топлива через аварийные краны за борт. За сливом наблюдать в полете с самолета Р-5. Посадку производить с полными баками.
35. В соответствии с п. 22 провести 2-3 полета с целью снятия характеристики машины. В этом случае объект 218-1 забук-сируется на высоту 2500 м. Для успешности полета необходимо возможно более спокойное состояние атмосферы и отсутствие ветра.
При планировании на разных режимах (через 100 м) пилот записывает значение высоты, скорости, время и, по возможности, показания продольного уклономера и угла отклонения рулей высоты (желательна установка самописцев скорости и отклонения рулей, типа, например, «Спидографа» и «Сор» ЦАГИ).
Для снятия характеристик продольной статической и динамической устойчивости необходимо дополнительно произвести 3-4 полета с записью отклонения рулей. При исследовании динамической устойчивости достаточно вести запись колебаний скорости при динамическом нарушении устойчивости (например, толчок ручкой).
Примечание. При постановке исследований по настоящему пункту программа д[олжна] б[ыть] в зависимости от наличия приборов и условий испытания составлена особо.
По разделу II (без п. 35) предположено 11-14 полетов. При выполнении п. 35 потребуется еще 3-4 полета.
РАЗДЕЛ III.
ИСПЫТАНИЯ В ПОЛЕТЕ С РАБОТАЮЩИМ РАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ
Цель испытаний
36. Впервые испытание в полете на самолете ракетного двигателя на жидком топливе и проверка работы всей материальной части.
37. Замер скорости и скороподъемности объекта 218-1 при полете с РД и сравнение полученных величин сданными расчета.
38. Изучение устойчивости и управляемости объекта при полете с ракетным двигателем, установленным на хвосте.
39. В случае наличия соответствующих возможностей и приборов снять в полете с работающим ракетным двигателем данные поляры, продольной статической (желательно и динамической) устойчивости объекта хотя бы на двух-трех центровках,
528
Подготовка испытании
40. Объект 218-1 с двигателем ОРМ-65 подготавлив 1ется к полету в строгом соответствии с его формулярами (№№ 001 и 046) и данными его расчетов (см. раздел II). Для всех полетов устанавливаются самопишущий барограф и перегрузочный прибор.
41. Перед выпуском в первый полет машина должна быть осмотрена комиссией, производящей испытания, пилотом и прикрепленным техником. В дальнейшем перед каждым полетом машина должна осматриваться пилотом, прикрепленным техником и членом комиссии, о чем должны быть сделаны соответствующие отметки в формуляре.
42. Перед выпуском в полет д[олжна] б[ыть] произведена пр)верка правильности установки на объекте РД с таким расчетом, чтобы его тяга проходила через центр тяжести машины. Результаты проверки должны быть зафиксированы.
43. В случае, если во время предшествующих наземных испытаний объекта и в полете как планера были внесены какие-либо изменения или коррективы в материальной части или в расчетно-эксплуатационные данные объекта,- все такие изменения следует соответствующим образом отмечать в формуляре объекта или двигателя, а если необходимо, то оформлять дополнительными расчетами.
44. Подготовительные мероприятия на старте производить точно так же, как указано в разделе II п. 27 а, б, в, г, д, е.
Программа испытаний
45. Все испытательные полеты производятся пилотом объекта 218-1 (а равно и пилотом самолета Р-5) в строгом соответствии с данными расчетов объекта 218-1 (см. разделы II и V) и формулярами №№ 001 и 046. После первого полета пилот должен примерно установить соответствие расчетного диапазона скоростей полученному в полете. Все отступления от расчетных данных сообщаются комиссии.
46. Все испытания должны производиться в указанной последовательности, причем в случае необходимости число полетов может быть увеличено.
47. Все полеты производятся с полностью залитыми топливными баками. При взлете и наборе высоты давление в баках не поднимается. Все краны и вентили д[олжны] б[ыть]] плотно закрыты. Зажигание выключено. В'каждом полете пилот вырабатывает то количество топлива, которое ему нужно для выполнения задания, после чего производит посадку с оставшимся топливом. Слив топлива за борт рекомендуется производить лишь в случае необходимости,
529Перед посадкой следует полностью спустить давление из баков, плотно закрыть все вентили и краны и выключить зажигание.
48. Первый полет произвести на буксире самолета Р-5 до высоты 1700 м, где произвести отцепку. Отцепка д[олжна] б[ыть] произведена над центром аэродрома или в такой зоне, откуда машина может свободно зайти на посадку (учитывая снос ветром). Дальнейшие манипуляции производятся пилотом в следующем порядке:
а) поднимается давление до пускового р = 15 кг/см2;
б) предохранительная вилка электрозажигания переключается на рабочие клеммы;
в) машина устанавливается на устойчивом режиме планирования, согласно расчетам при vmi = 100 км/час (если нет изменений в результате предшествовавших полетных испытаний);
г) при достижении высоты полета около 1500 м производится запуск ракетного двигателя. Ниже 1300 м запускать РД не разрешается;
д) после запуска РД дается газ с расчетом иметь Р = 100 кг, рб№ = 22 кг/см2.
Полет производится в течение 60-80 сек по горизонтальной прямой, после чего РД останавливается и машина идет на посадку.
При первом полете пилот должен запомнить значение наибольшей скорости полета и тенденции машины.
49. Произвести 3-4 полета при тех же условиях, что и в п. 48. При последующих полетах увеличить время полета до 100 и 140 сек и записать значения скоростей по времени (2-3 точки). При полете выдерживать горизонтальную прямую, руководствуясь показаниями альтиметра и вариометра.
50. При тех же условиях, что и в п. 48, 49, провести 2-3 полета по горизонтальной прямой на высоте 1500 м при Р = 150 кг, Рбак = 37 кг/см2. В случае достижения предельной скорости ^пр = 200-215 км/час рекомендуется сбавить газ, уменьшив давление в баках. В случае необходимости быстро изменить режим полета, уменьшив скорость, рекомендуется закрыть воздушный вентиль и слегка пододрать машину (достаточен наклон 3-5°). Продолжительность полетов [от] 75 до 100 сек.
51. При тех же условиях, что в предыдущих пунктах, произвести 1 - 2 полета по горизонтальной прямой на высоте 1500 м, при Р - 60 кг; рбак = 17-18 кг/см2. Продолжительность гполета [от] 200 до 220 сек.
52. При тех же начальных условиях, что и в предыдущих пунктах, произвести 2-3 полета с набором высоты по прямой, с начальной высоты 1500 м, при Р = 150 кг, /?бак = 37 кг/см2. Продолжительность полета [от] 75 до 100 сек. Угол подъема по расчету около 9°.
Подъем производить, руководствуясь графиком горизонталь-
530
ных и вертикальных скоростей расчетной барограммы (см. расчеты объекта 218-1, раздел V).
53. Произвести 2-3 полета на высоте 1500 м с выполнением восьмерок при работающем ракетном двигателе, при Р = 150 кг и Р = 60 кг. При выполнении восьмерок необходимо выдерживать возможно меньший радиус виража, произвлдя последний без снижения и набора высоты. Время одного полного виража записывается с земли или с другого самолета.
54. При всех полетах, указанных в пп. 48-53, пилот должен замерить режим работы двигателя (главным образом величину тяги) и записать несколько значений скорости полета по времени, а при полетах с набором высоты - скорости подъема по вариометру.
Кроме того, из каждого полета привозится барограмма и запись ускорений в направлении полета.
Желательно также знать, в какой момент полета на данном режиме скорость полета устанавливается.
55. В соответствии с пп. 22 и 35 произвести 3-4 полета для снятия поляры с работающим ракетным двигателем и данных продольной статической и динамической устойчивости. В зависимости от наличия приборов и условий этих испытаний д[олжна] б[ыть] составлена уточненная программа.
Всего по разделу III предположено 11-16 полетов, а при выполнении п. 55 потребуется еще 3-4 полета.
Примечание. По окончании испытаний по настоящей программе могут производиться испытания объекта 218-1 при взлете с земли, для чего должна быть составлена особая программа.
ВВЕДЕНИЕ.
К ВОПРОСУ О САМОЛЕТЕ-ПЕРЕХВАТЧИКЕ РП С РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ РД-1
[1942 г.]
1
Настоящая работа была выполнена при следующих обстоятельствах.
I. Ознакомление с реактивными двигателями показало, что в ближайшее время вполне возможно и необходимо использование этих двигателей на самолетах.
При обеспечении необходимых условий такие самолеты могут быть осуществлены в короткие сроки и с большим эффектом применены в войне против Германии.
В частности, в недалеком будущем будет закончен реактивный двигатель РД-1 конструкции инженера Глушко, работающий на жидком топливе. В декабре месяце с.г. РД-1 поступает на испытания. В течение I квартала 1943 г. двигатель будет отрабатываться, после чего он может быть установлен на самолет, ориентировочно 1/V - 1/VI 1943 г.
Двигатель РД-1 представляет собой агрегат, состоящий из четырех камер и турбонасоса. Тяга двигателя 1200 кг и развиваемая полезная мощность на эксплуатационных режимах полета порядка 2500-4000 л.с. Для обычных авиамоторов, с учетом к.п.д. винта, это эквивалентно 3000-6500 л.с. Вес РД-1 около 180 кг.
Необходимо отметить, что двигатель РД-1 разработан с учетом полученного ранее положительного опыта работы с двигателями такого же принципиального типа и аналогичной конструкции, что дает уверенность в его успешной сдаче в эксплуатацию.
Таково положение с реактивными двигателями на жидком топливе сегодня.
II. О применении реактивных двигателей можно сказать следующее: вполне достоверно известно, что реактивные самолеты, а также вспомогательные реактивные агрегаты и объекты за последние 8-10 лет построены и строятся буквально повсеместно, во всех странах.
В СССР, после ряда лет экспериментальных и подготовительных работ, впервые реактивный самолет, или планер с реактивным
532
двигателем, был построен в 1936 г. по моему проекту й успешно испытан в 1938-1939 гг. (с двигателем инженера Глушко) летчиком НИИ ВВС Федоровым Ш.
Эта машина весом около 700 кг, с тягой РД 150 кг была задумана как первый опыт и исключительно для экспериментальных целей.
В 1937 г. в РНИИ мною была начата работа над двухместным реактивным истребителем-перехватчиком (объект 318-РП) с полетным весом 1900 кг под РД инженера Глушко с тягой 900 кг (2500 л. с).
Эта работа не была закончена. В последнее время известен самолет БИ *, построенный инженером Болховитиновым и совершивший до сего дня один полет с работающим двигателем. Самолет БИ предположено использовать как одноместный истребитель-перехватчик. Его размах 5,5 ж; площадь крыла 7 м2; полетный вес 1620 кг; вес вооружения 50-100 кг. Продолжительность полета на скорости 800 км/час - 2 мин, максимальная продолжительность полета на скоростях 550-360 км/час около 4-5 мин. Реактивный двигатель Д-1-А-1100 РНИИ, установленный на самолете БИ, дает тягу 1100 кг. Этот двигатель работает от баллонов со сжатым воздухом под давлением 150 атм. Поэтому большое количество таких баллонов приходится брать в полет на самолете БИ. Допускаемая длительность работы двигателя РНИИ очень небольшая (6 пусков, продолжительностью не более 80 сек каждый).
При всех этих условиях возможная эффективная отдача этой машины очень невелика, а система топливных баков, находящихся все время под высоким давлением, и баллонов со сжатым воздухом опасна при эксплуатации боевого самолета.
Если на самолет БИ взамен двигателя РНИИ установить двигатель РД-1, то летные данные улучшатся. Однако это не позволяет использовать все возможности двигателя РД-1, так как потребная для этого переделка самолета БИ так велика, что фактически сводится к созданию машины заново.
Таково положение с применением реактивных двигателей на сегодня.
III. Несомненный интерес представляет определение реальных возможностей самолета с реактивным двигателем на жидком топливе при современном состоянии работ.
Ответ на этот вопрос могут дать выполненные с этой целью и прилагаемые ниже предварительные расчеты самолета реактивного перехватчика (РП) с двигателем РД-1.
Имеются некоторые данные, материалы и чертежи этого самолета.
533КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА РП Назначение и применение
РП предназначается для борьбы с авиацией противника в воздухе при обороне определенных пунктов - городов, укрепленных объектов и линий и т. д.
Упреждение при вылете обычных истребителей обороны для встречи противника, идущего на высоте 6-8 км со скоростью 550 км/час, составляет около 70-100 км и более (зона тактической внезапности). Для РП эта величина сокращается до 13-18 км. Резкое превосходство летных качеств позволит РП догнать и уничтожить любой современный самолет, летящий с любой скоростью, на сколь угодно большой высоте и попавший в зону его действия.
РП также может быть использован для внезапной быстрой атаки наземных целей - танков, батарей, зенитных точек противника, переправ и т. д.
Обладая весьма значительной скороподъемностью (набор высоты 10 км за 2 мин) и максимальной скоростью горизонтального полета 1000 км/час, РП сможет держать инициативу боя в своих руках, имея возможность внезапного стремительного нападения, а в случае необходимости и быстрого маневра для занятия новой исходной или более выгодной позиции и для повторного нападения.
Довольно значительная для реактивных самолетов продолжительность полета (10-18 мин при скорости 800-550 км/час и максимальная продолжительность полета 30 мин) позволит РП выполнить все эти маневры.
Схема и конструкция самолета
Во избежание ненужного экспериментирования взята обычная, хорошо изученная схема.
Было принято, что РП - одноместный самолет, моноплан с низким расположением крыла, фюзеляжем, несущим пилота, вооружение, часть баков, двигательную установку и хвостовое оперение. Шасси трехколесное, но значительно более низкое, чем обычно, вследствие отсутствия на машине винта. Трехколесное шасси обязательно необходимо как для обеспечения работы двигателя при движении самолета у земли, так и облегчения взлета и посадки подобной машины. Конструкция машины в основном деревянная (хвостовая часть фюзеляжа, несущая двигатель, из дюраля), не требующая применения никаких специальных или дефицитных материалов. Топливные баки обычного типа, сварные из алюминия.
Двигатель устанавливается в хвостовой части фюзеляжа с направлением своих сопел назад по полету. Камера двигателя с
534
Предварительные расчетные данные РП
Варианты I и II с полетным
весом
2150 кг 2500 кг
Габариты
Размах, м 6,2 7,2
Длина, м - 7,35
Высота, м - 2,2
Площадь крыла, м2 8,5 13,0
Удлинение крыла, м 4,3 4,0
Веса
Вез на взлете, кг 2150 2500
Вес при посадке, кг 1150 1300
Вес средний в полете, кг 1650 1900
Вес полезной нагрузки, кг 350 350
В том числе вес вооружения, кг 200 200
Вес топлива, кг 1000 1200
Удельные нагрузки
Нагрузка несущей площади средняя в полете,
кг /м? 194 146
Нагрузка несущей площади на взлете, кг/лг.2 253 193
Нагрузка несущей площади при посадке, кг/м1 135 100
Нагрузка размаха средняя в полете, кг /м 266 264
Нагрузка размаха на взлете, кг/м 347 348
Нагрузка размаха при посадке, кг/м 168 80
газогенераторной форкамерой, постоянно работающая, и еще одна камера расположены на хвосте фюзеляжа, а еще две камеры на крыльях с наклоном вниз на 5°.
Двигательная установка
На РП была двигателя РД-1
принята установка жидкостного реактивного со следующими основными данными:
Максимальная тяга у земли, кг 1200 Вес двигателя, кг 180
Максимальная тяга на 10 км, кг 1300 Минимальная тяга, кг 100
Расход топлива, кг/сек 6-0,6
Вес двигателя, кг Мидель двигателя, м? 0,35
Габариты двигателя, м 0,6 X 0,8X
Х1,2
Высотность двигателя - неограниченная. В качестве топлива используются азотная кислота (ОСТ 12467-39) и тракторный керосин. Не требуются винты и радиаторы, отсутствуют моторные вибрации.
535Скорости горизонтального полета
Варианты при полетном
весе
2150 к 2500 кг
Максимальная скорость, км/час >1000*
Крейсерская скорость, км/час 800-550
Экономическая скорость, км/час 550-360
Посадочная скорость с полными баками, км/час 160 150
Посадочная скорость с пустыми баками, км/час 110 100
Данные набора высоты
Время набора высоты 5000 м, мин 1,5 2
Время набора высоты 10 000 м, мин 2 2,5
Максимальная вертикальная скорость у земли
м/сек 73 69
Максимальная вертикальная скорость на 5000 м
м/сек 124 108
Максимальная вертикальная скорость на 10 000 м
м/сек 170 152
Потолок, м 20 000
Время подъема на потолок* мин 3 3,5
Взлетные данные**
Продолжительность разбега, сек 15 14
Длина разбега, м 496 398
Данные прэдолжительноети и дальности полета с работающим реактивным двигателем
Продолжительность полета со скоростью 800-
550 км/час на высоте 5000 м, мин То же, на высоте 10 000 м, мин Максимальная продолжительность полета на г>экон у земли, мин Дальность полета со скоростью 800-550 км/час, км
8-16 8-11
28 100-158
10,5-18,5 11,5-16,5
30 130-200
* Ввиду недостаточной изученности области больттах скоростей нами всюду принималось ртах = 800 км/час, хотя на основании расчетов с учетом поправки на Бер-стоу получается 1000 км/час во всех случаях. •• Без применения щитков или других приспособлений.
Вооружение
На самолете РП ориентировочно предусмотрена установка двух пушек «ВЯ» калибром 23 мм с запасом 150 снарядов и пулемета «ВС» с запасом патронов. В перегруженном варианте возможна подвеска реактивных снарядов калибра 82 мм - 6 шт.
536
Производственные особенности
Отличительной чертой самолета РП и реактивного двигателя является доступность в изготовлении, а также малая трудоемкость, обусловливаемая их сравнительной простотой, небольшим габаритом и весом. Основные агрегаты самолета - крыло, фюзеляж и оперение - деревянной конструкции, что облегчает как изготовление их, так и обеспечение материалом.
Изготовление двигателя РД-1 в сильной мере упрощается отсутствием коленчатых валов, кривошипно-шатунного механизма, поршневой группы, распределительных валов с приводами, картеров и других неизбежных элементов конструкции обычных двигателей. Общее количество деталей по двигателю РД-1, включая и все нормальные и крепежные детали, 800 шт. В связи с этим отпадает необходимость специального станочного оборудования авиамоторных заводов, если на них будет строиться этот двигатель.
Доступность и малая трудоемкость изготовления самолета РП и двигателя РД-1, отсутствие необходимости в винтах и радиаторах всех типов позволят в короткие сроки наладить крупносерийное производство таких машин при значительном сокращении числа кооперированных заводов - поставщиков и смежников.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Приведенные далее предварительные расчеты РП произведены на следующих основаниях.
Данные и характеристики реактивного двигателя РД-1 взяты из материалов, предоставленных ОКБ.
Основные параметры самолета выбирались на основании произведенного автором исследования выгодных размеров и соотношений для реактивных самолетов, как-то: соотношения тяги двигателя и полетного веса машины, процентного содержания топлива и величин удельных нагрузок несущей площади и размаха *. В ОКБ находятся отдельные чертежи, в частности чертежи крыла реактивного самолета-перехватчика - объект 318-РП (см. выше), которые также были использованы.
Особо подчеркиваем, что при установлении схемы принята нормальная самолетная схема, достаточно хорошо изученная и поэтому исключающая лишние элементы неизвестности со стороны собственно самолета, что для РП, являющегося машиной совершенно нового класса, имеет немаловажное значение.
* С. П. Королев. Крылатые ракеты для полета человека. «Техника воздушного флота», № 7, 1935 г. Г2'
537
Двигательная установка расположена так: камера двигателя, имеющая газогенераторную форкамеру, и постоянно работающая еще одна камера расположены на хвосте самолета, а остальные две камеры - на крыльях. Подобное расположение, не ухудшая аэродинамику машины, удовлетворяет нужным для работы реактивного двигателя специфическим требованиям, условиям центровки самолета и общей компактности схемы.
Так как основные режимы полета РП лежат в областях, где сказывается сжимаемость воздуха, то в расчетах приняты поправочные коэффициенты с учетом числа Берстоу, увеличивающие воздушное сопротивление.
Эти данные основаны на современных материалах и опытах в области больших скоростей как в СССР, так и за границей.
Надо отметить, что при расчетах все коэффициенты, вредные площади и мидели выбирались с несколько ухудшенными значениями, для того чтобы получить реальные данные машины.
Взлет самолета РП был принят, как и для обычных самолетов, с места старта на собственном двигателе, но без применения средств для увеличения подъемной силы на взлете; использование этих вспомогательных средств будет целесообразно для уменьшения длины и времени разбега. Если также в дальнейшем.(но не на первой машине) применить для взлета тележку со стартовыми пороховыми ракетами, то, значительно облегчая взлет, можно получить экономию топлива до 10%, а также экономию в весе самого шасси. Это мероприятие улучшит качества машины и увеличит продолжительность полета.
Вес самолета выбирался по возможности наименьшим, что всегда целесообразно при начале работ в новой области, с точки зрения осуществления меньшей машины. Это не всегда выгодно с точки зрения получения оптимальных данных. Поэтому были просчитаны варианты РП с полетным весом 2150 и 2500 кг с одним и тем же двигателем РД-1.
Летные качества РП в обоих случаях сравнивались. Вариант более тяжелой машины, несколько теряя свои качества при наборе высоты, имеет большую возможную продолжительность полета при тех же значениях максимальных и крейсерских скоростей и малый разбег. Весовой баланс в этом случае менее напряженный, а компоновка более рациональная и перспективная. В случае второго варианта, несмотря на больший вес, удельные нагрузки получились меньше; машина будет более летучей и мажевренной.
Самолет РП является оригинальной конструкцией, не дублирующей как самолет БИ инженера Болховитинова, так как РП обладает существенно лучшими летно-тактическими качествами, так и другие известные типы самолетов-истребителей.
В результате, хотя данные расчеты и схемы носят предварительный характер, тем не менее полученные материалы позволяют
538
с достаточной достоверностью судить о качествах и возможностях самолета-перехватчика с реактивным двигателем.
Предпочтение следует отдать второму варианту с полетным весом 2500 кг, размахом 7,2 м и площадью крыльев 13 м2.
Предлагаемый самолет-перехватчик РП с реактивным двигателем РД-1 является представителем нового класса сверхскоростных высотных истребителей.
РП обладает исключительно высокими летными и тактическими качествами и мощным вооружением, что при сравнительно большой для реактивных машин продолжительности полета позволит ему решать многие, недоступные для винтомоторных самолетов, тактические задачи.
РП может догнать и уничтожить любой современный скоростной самолет, летящий на сколь угодно большой высоте и попавший в зону его действия.
Малая трудоемкость и доступность в изготовлении самолета РП и двигателя РД-1 позволят в короткие сроки наладить выпуск машин для использования в идущей войне.
ОБЪЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА К ЭСКИЗНОМУ
ПРОЕКТУ СПЕЦИАЛЬНОЙ МОДИФИКАЦИИ
САМОЛЕТА-ИСТРЕБИТЕЛЯ «ЛАВОЧКИН 5ВИ»
С ВСПОМОГАТЕЛЬНЫМИ РЕАКТИВНЫМИ
ДВИГАТЕЛЯМИ РД-1-РД-3
[1944 г.)
1. ВВОДНАЯ ЧАСТЬ
Современное состояние развития жидкостных реактивных двигателей позволяет использовать их в качестве эффективного средства увеличения горизонтальных и вертикальных скоростей полета винтомоторных самолетов путем сообщения последним дополнительной реактивной тяги в течение непродолжительного времени.
Как показывают проделанные исследования и опытные работы, для одномоторных истребителей с жидкостными двигателями класса РД-1 и РД-3 (Главный конструктор двигателей инженер В. П. Глушко), можно назвать два типа реактивных установок-ускорителей.
1. Установки с однокамерным РД-1 (Ртах = 300 кг) с приводом от авиамотора. Небольшой запас реактивного топлива на борту самолета обеспечивает работу двигателя в продолжение 3-4 мин.
2. Мощные реактивные установки с трехкамерным двигателем РД-3 (Ртах = 900 кг) или с тремя двигателями РД-1. Питание двигателя осуществляется приводом от авиамотора (как и в предыдущем варианте, но при форсировании оборотов насоса) либо от автономно действующего турбонасосного агрегата.
При установке на винтомоторном истребителе реактивных двигателей по рассматриваемой схеме «ВИ» следует ожидать:
а) Увеличения максимальной горизонтальной скорости на высотах 4000-8000 м, км/час
б) Сокращения времени набора до этих высот (в среднем), %
в) Увеличения абсолютного потолка, м
г) Продолжительности полета выше винтомоторного потолка на Н = 14 000 м, мин
540
с РД-1
ЮО-140
45-50 4000
с рд-з
215-290
70-75 6500
15-20
Характерной особенностью истребителя с вспомогательным однокамерным двигателем РД-1 является возможность использования РД-1 в отдельные короткие моменты полета или боя, что дает преимущество в скорости. Наряду с этим сохраняются во все остальное время полета (без включения РД-1) почти неизменными летно-тактические качества, присущие данному типу самолетов.
В отличие от сказанного выше, при оборудовании истребителя мощной реактивной установкой с трехкамерным двигателем РД-3 в виде вспомогательного движителя самолет приобретает качества машины совершенно нового класса.
По своим летным данным такой самолет с РД-3 превосходит лучшие винтомоторные самолеты, открывая новую широкую область возможного тактического использования.
Становится доступным догон с дальней дистанции и атака в преимущественном положении любых винтомоторных скоростных машин противника, а также их перехват на значительной высоте.
Область высот в районе винтомоторного потолка и много выше его (14 000-16 000 м) является эффективной рабочей боевой высотой такого истребителя.
Самолеты, оборудованные только жидкостным реактивным двигателем, как правило, характеризуются малой продолжительностью полета.
В данном случае наличие на истребителе бензинового мотора обеспечивает ему независ имость действия и достаточный радиус полета, а в случае необходимости и потребное время баражиро-вания, при сохранении преимуществ, даваемых реактивным двигателем.
Для двигателя РД-3, как и для любого жидкостного двигателя при его использовании на полной мощности (даже кратковременном), требуется значительное количество реактивного топлива. Размещение его па одномоторном легком истребителе связано с затруднениями из-за отсутствия достаточных свободных объемов, узкого диапазона летных центровок и необходимости значительной перегрузки машины*.
Решение этой задачи возможно путем вынесения кислотных баков в отдельные отсеки, например в гондолы под крыльями, и соответствующим делением системы баков на группы по порядку расходования жидкости (что сохраняет центровку в допустимых пределах).
Нормальные взлетно-подъемные свойства и маневренность, при наличии перегрузки и разноса масс, могут быть обеспечены
* Практически можно считать достаточным для полноценного боевого использования самолета с РД количество топлива порядка 25% от полет-
ного веса машины.
541самолету кратковременным использованием РД-3 на взлете, наборе высоты и при маневре (например, на виражах).
При полете только на бензиновом моторе летные и маневренные качества самолета ухудшаются по сравнению с данными серийных машин этого типа.
* * *
Эскизный проект истребителя по схеме «ВИ» представляет опыт разработки машины с комбинированной движителыюй
Основные размеры самолета «Ла-5 ВИ»
Агрегат Наименование Величина
Размах, м 11,2
Площадь, м? 22
Удлинение, м 5,7
Хорда по оси самолета, м 2,96
Крыло Хорда концевая, м 1,0
Хорда средняя аэродинамическая, м 2,14
Профиль крыла NACA230
Толщина крыла у корня, % 16
Толщина крыла на конце, % 7
Толщина крыла средняя, % 13,7
Размах, м 1,59
Элероны Площадь, м2 1,32
Размах в % от 1 56
Щиток Площадь, .и2 1,55
Оперение го- Размах, м 3,4
ризонтальное Площадь, м? 2,98
Оперение вер- Площадь, м? 2,0
тикальное Площадь руля направления, м2 0,82
Длина самолета, м 8,85
Мидель фюзеляжа, м? 1,4
Мидель фюзеляжа с фонарем, м2 1,78
Прочее Мидель двух крыльевых гондол, м? 0,416
Размер колеи шасси, м 3,0
Диаметр трехлопастного винта, м 3,2
Размер от конца лопасти до земли, м 0,3
Основные весовые данные и центровка самолета «Ла-5 ВИ»
1. Принятый исходный полетный вес самолета «Ла-5»
(с дополнительной установкой на него двух ТК-3), кг 3200
2. Вес (сухой) реактивной установки, кг 300 В том числе:
а) реактивный двигатель РД-3 (трехкамерный; либо три двигателя РД-1. В обоих случаях: питание - приводом от мотора), кг 105
б) насосный агрегат, передача, привод, кг 40
в) топливные баки (для 1200 кг Р.Т.), кг 120
г) проводка, крепления, оборудование и прочее, кг 35
3. Полетный вес самолета без реактивного топлива, кг 3500
4. Загрузка реактивным топливом:
Вариант загрузки Количество реактивного топлива, кг Полетный вес самолета, кг Отношение реактивного топлива к весу самолета, % Отношение тяга РД к полетному весу самолета
Р=300 Р=900
I II III IV 620 820 1000 1200 4120 4320 4500 4700 15 19 22,2 25,5 0,073 0,07 0,067 0,064 0,22 0,21 0,20 0,19
5. Принятая исходная центровка самолета «Ла-5» - 23-21% САХ Ш
6. Изменение центровки при выгорании реактивного топлива (в диапазоне углов подъема 20° и пикирования 60°):
с РД-1- 21,5-23,5% САХ
с РД-3- 23-25% САХ.
установкой: винтомоторной группой и мощным вспомогательным жидкостным реактивным двигателем.
Работа выполнена на основе истребителя «Лавочкин-5», хотя следует отметить, что установка по схеме «ВИ» может быть осуществлена и на аналогичных самолетах других типов.
Самолет назван в проекте «Высотным истребителем - ВИ» вследствие его высоких летных качеств на больших высотах и значительного потолка. Однако при рассмотрении летно-тактических данных «Ла-5 ВИ» на остальных высотах можно ожидать, что машина найдет достаточно широкое применение как истребитель средних и даже малых высот.
В связи с новизной темы вопросы, связанные с тактикой применения самолета «Ла-5 ВИ», изложены особо в «Тактическом анализе» *.
* «Тактический анализ самолета „Ла-5 ВИ" с дополнительными реактивными двигателями», ОКБ, 1944 г.
543
542
2. ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА «ЛА-5 ВИ» *
Из расчетов, сделанных для установки однокамерного РД-1 (/> = 300 кг) и трехкамерного РД-3 (Р = 900 кг) и представленных на рис. 4 и 5 t2] в виде сравнительных графиков, следует, что:
а) Максимальные горизонтальные скорости самолета «Ла-5 ВИ» при полете на бензиновом моторе снижаются приблизительно на 60 км/час по сравнению с серийным «Ла-5». Это снижение относится за счет перегрузки самолета реактивным топливом и дополнительного сопротивления гондол.
При включении реактивных двигателей (Р = 300 кг и Р = = 900 кг) максимальные горизонтальные скорости самолета возрастают, достигая в первом случае значений vmax = 584 км/час я во втором vmax = 684 км/час у земли и соответственно г>шах = = 820 км/час и vmax = 1000 км/час на высоте Н = 14 000 м.
Необходимо отметить, что для самолетов, оборудованных реактивными установками, характерен направленный рост максимальных горизонтальных скоростей с подъемом на высоту.
б) Время набора высоты при подъеме на бензиновом моторе увеличивается главным образом за счет перегрузки самолета. Однако при включении реактивных двигателей набор самолетом высоты Н = 5000 м происходит за 4,1 мин при тяге двигателя Р = 300 кг и за 2,2 мин при тяге Р = 900 кг. Подъем до потолка** Н = 11 000 м при включении двигателя со старта при тяге Р = 900 кг происходит за 5 мин.
в) Время и радиус виража в полете без включения РД возрастают приблизительно на 50%. При использовании реактивных двигателей время и радиус остаются увеличенными на ~ 15% при тяге 300 кг и сохраняются в пределах серийных самолетов при тяге 900 кг.
Таким образом, летные данные самолета «Ла-5», оборудованного реактивной установкой по схеме «ВИ», ухудшаются при полете на бензиновом моторе и значительно превышают летные данные современных винтомоторных истребителей в полетах с работающими реактивными двигателями.
Сохранение значительной скороподъемности на больших высотах и возможность продолжительных полетов выше винтомоторного потолка являются особенностью самолетов этого типа.
* См. «Предварительный аэродинамический расчет высотного истребителя „Ла-5 ВИ" с реактивной установкой с двигателем РД-1», ч. I, II, III, ОКБ, 1944 г. РЦ
** В случае установки на самолете реактивных двигателей потолок самолета определяется запасом реактивного топлива и начальной высотой включения двигателя.
544
I
Значения максимальных скоростей (г;гаах) и скороподъемности (t) для полетных весов G = 4120 - 4700 кг по высотам:
Без включения РД-1 В полете с РД-1, Р=300 кг
Высота, м
»тах, км/час /, мин "max. км/час /, мин
0 507-505 _ 534-582
2 000 558-548 2,3-2,9 639-637 1,5-1,0
4 000 591-586 4,6-5,7 688-683 2,9-3,3
6 000 610,5-603 7,2-8,9 724-721 4,5-5,0
8 000 620-607 10,6-13,6 750-746 6,1-6,7
10 000 592-564 16,0-20,0 773-765 8,5
12 000 - - 795-785 13,0
14 000 - - 820-805 5,8
16 000 - - - ell 000 jv* J 10,4
17 200 - -. - \ 12,7
(потолок)
Значения максимальных скоростей (г;тах) и скороподъемности (t) для полетного веса G = 4700 кг по высотам:
Без включения РД-1 В полете с РД-1, Р=90<) кг
Высота, м
"max- км/час t , мин "max, KMi'4a t, MUH
0 505 684
2 000 548 2,9 740 0,9
4 000 5S6 5,7 795 1,8
6 000 608 8,9 856 2,6
8 000 607 13,6 893 3,5
10 000 564 20,0 930 4,4
12 000 - - 970 0,8
14 000 - - 1000 2,0
16 000 - - -с И 000 м 3,8
17 900 - - - 4,4
(потолок)
18 Пионеры ракетной техники
545
I3. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ СХЕМЫ «ВИ»
Винтомоторный истребитель по схеме «ВИ» с вспомогательными жидкостными реактивными двигателями может быть осуществлен как модификация любого одномоторного истребителя при оборудовании его реактивной установкой специализированного типа *.
В основу проектных исследований и разработок был принят самолет «Лавочкин-5» с моторами М-82Ф-НВ, трехлопастным винтом изменяемого шага (ЗСМВ-14, D = 3,2 м) и для высотного варианта -• увеличенной площадью крыла (S = 22 м2) и дополнительной установкой на самолете двух турбокомпрессоров ТК-3.
Принятое вооружение самолета: 4 пулемета калибром 12,7 мм; бронирование - только спинка сиденья летчика.
Самолет «Лавочкин-5» - широкоизвестная машина, в данной модификации с реактивной установкой не подвергавшаяся существенным изменениям ни в части схемы, ни в части конструкции. Поэтому дальнейшее описание «ВИ» не затрагивает собственно самолет «Ла-5», а в основном относится к собственно реактивной установке и изменениям конструкции самолета, вызванным монтажом установки.
Начальный вес самолета с полным запасом горючего и смазочного материала (400 кг), вооружением, боезапасом и оборудованием считался равным 3200 кг (без реактивных агрегатов, топлива и герметичной кабины). Дополнительный вес реактивной установки (сухой) считался равным 200 кг**. В высотном варианте самолета еще 100 кг отнесено за счет герметичной кабины. Таким образом, исходный полетный вес самолета без реактивного топлива принят равным 3500 кг.
На самолете предусматривается установка трех двигателей РД-1: первоначально одного - в хвостовом коке (1-й этап), а затем еще двух - в гондолах, позади кислотных баков (2-й этап), или трехкамерного двигателя РД-3 - в обоих случаях с приводом для вращения насосного агрегата от мотора. Для питания двигателя возможно также использование автономно действующего турбонасосного агрегата с расположением его позади кабины пилота (см. рис. 9). В данном случае это представляется менее выгодным (по весу, габаритам, дополнительной необходимости в воздухе, воде, масле, подогреве и прочее) по сравнению с приводом от мотора при форсированных оборотах насоса для обслуживания трех камер.
* При разработке нового специального самолета с винтомоторной группой и вспомогательной реактивной установкой, вероятно, могут быть получены несколько лучшие результаты, как в весовом отношении, так и с точки зрения компоновки и размещения агрегатов. ** Практический вес первой реактивной установки на самолете Пе-2 РУ № 15/185, рассчитанной на запас реактивного топлива 900 кг, составлял по данным взвешивания 169 кг.
546
Запас реактивного топлива на борту самолета выбирался наибольшим с целью наиболее полного удовлетворения тактических требований и определялся реальной возможностью перегрузки машины, исходя из условий сохранения в допустимых пределах взлетно-посадочных свойств и прочности самолета.
Следует отметить, что па одномоторных машинах чрезвычайно трудно поместить большое количество топлива, вследствие отсутствия свободных объемов. Кроме того, возникают серьезные затруднения из-за очень небольшого допустимого диапазона смещений центра тяжести самолета по мере расходования жидкости при различных положениях самолета.
На «ВИ» реактивное топливо размещается: кислота в баках в подвесных гондолах под крыльями с наружной стороны от стоек шасси; керосин в баках центральной части фюзеляжа.
Использование подвесных баков гондол в данном случае позволяет успешно обойти трудности, связанные с размещением большого количества реактивного топлива. Ухудшение летных, качеств вследствие введения подвесных гондол невелико * из-за малого миделя последних и хорошего сочетания их с крылом.
4. КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ РЕАКТИВНОЙ УСТАНОВКИ
На первом этапе реактивная установка состоит из:
1. Однокамерного реактивного двигателя РД-1, состоящего из камеры сгорания, насосного агрегата и автоматики.
2. Специального привода на моторе М-82Ф-НВ с передаточным валом для вращения насосного агрегата.
3. Кислотной и керосиновой систем.
4. Пусковой воздушной системы.
5. Электрической системы.
Камера сгорания устанавливается на хвосте и отделена от фюзеляжа герметической перегородкой. Насосный агрегат может быть расположен либо над передним лонжероном (1-й вариант схемы реактивной установки - рис. 10 и 11), либо позади кабины летчика (2-й вариант схемы реактивной установки-рис. 12). В последнем варианте получается некоторое упрощение топливной системы.
Керосин (200 кг) размещается в двух баках: в среднем баке центроплана и в баке позади кабины летчика.
Кислотные баки подвешены в виде гондол под крыльями самолета и вмещают 1000 кг кислоты.
Для запуска двигателя и обеспечения надежной подачи топлива из баков к насосному агрегату в носках гондол установлены четыре баллона сжатого воздуха **.
* Подробнее см. раздел 5 «Влияние подвески».
** В дальнейшем, по-видимому, возможно будет отказаться от специальных баллонов и перейти на бортовые баллоны, заряжаемые в полете до 50 атм от компрессора иа моторе.
18*
547
Запуск и управление РД-1 осуществляются сектором газа.
На втором этапе однокамерный реактивный двигатель (Р ---= 300 кг) заменяется трехкамерным с тягой Р = 900 кг. Камеры сгорания устанавливаются: одна - на хвосте и две - в гондолах позади кислотных баков. Питание топливом осуществляется от того же насосного агрегата, производительность которого повышается за счет увеличения числа оборотов, для чего устанавливается другая передача привода.
В случае установки на «ВИ» трехкамерного автономного двигателя РД-3 его камеры сгорания и автоматика располагаются по той же системе. Как указывалось выше, применение турбонасос-ного агрегата в данном случае представляется менее выгодным.
При трех камерах кислотная и керосиновая системы остаются почти без изменений, добавляются лишь трубопроводы высокого давления от насосного агрегата к камерам сгорания, расположенным в гондолах.
Установка насосного агрегата, камер сгорания и прокладка топливных трубопроводов производится в герметизированных отсеках. Схема герметизации показана на рис. 10 и 12.
5. ВЛИЯНИЕ ПОДВЕСКИ *
Размещение реактивного топлива в гондолах позволяет иметь на борту самолета значительный запас его. Увеличение лобового сопротивления самолета невелико, вследствие малого миделя гондол и хорошего сочетания их с крылом.
Для выяснения влияния наружной подвески на летные качества машины был проведен ряд предварительных расчетов для случая полетов без включения РД-1. Результаты представлены на рис. 13 и сводятся к следующему:
1. Схт-т увеличивается примерно на 10%, достигая величины 0,022.
2. Максимальные горизонтальные скорости на всех высотах снижаются примерно на 3%, что по абсолютной величине составляет 15-25 км/час.
3. Снижение вертикальных скоростей зависит от высоты полета и составляет для высот: 2000 м - 0,2%, 6000 м - 1,5%, 9000 ж- 3,1%.
4. Увеличение времени набора высоты составляет для высот: 6000 м - 1,0%, 9000 м - 1,6%, И 000 м - 4,1%.
Из сказанного видно, что ухудшение летных данных за счет лобового сопротивления гондол невелико и может быть допущено для машины подобного назначения.
• См. «Предварительный аэродинамический расчет „Ла-5ВИ"», ч. I, стр. 49 и 65[4].
548
6. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВМГ И РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ *
Характерной особенностью движительной установки самолета «ВИ» (ВМГ + РД) является ее способность развивать значительные мощности на больших высотах. На режимах максимальных скоростей мощность реактивного двигателя растет с увеличением высоты полета, но суммарная мощность (Л^Рд + Nbut) все же падает за счет падения мощности винтомоторной группы, причем необходимо отметить, что это падение становится меньше с увеличением мощности реактивной установки. Зависимость мощностей реактивных двигателей, ВМГ и суммарной представлена на рис. 14.
тполагаемые мощности на режиме Vmax
Высотные характеристики РД-f Рр-тяга РД-1; У-расходреактивного тап-р лава) q-тлометр, расход р.т.на Vwax
О Z000
6000
юооо
Рис. 14. Характеристики винтомоторной группы и реактивного двигателя
РД-1 на самолете «Ла-5 ВИ» (мотор М-82 ФНВ 2ТК-3; винт ЗСМВ-14 D =
= 3,2 м; двигатель РД-1)
Была сделана попытка исследовать вопрос о работе воздушных винтов на больших высотах и скоростях полета.
Расчеты были произведены для винтов ЗСМВ-14 (с этим винтом выполнен аэродинамический расчет «ВИ») и 4Ф-1 по методике и материалам 1-го тома «Руководства для конструктора» БНТ, изд. 1943 г.
По результатам этих расчетов построены графики к.п.д. винтов на режимах утах и набора высоты, из которых видно, что четырехлопастной винт 4Ф-1 на больших высотах обладает большим к.п.д., чем те, которые принимались при расчете летных характеристик самолета «Ла-5 ВИ».
• См. там же, ч. I, стр. 82, и ч. II, стр. 79, 125-173.
549В итоге можно сказать, что даже при отсутствии специально подобранного винта возможно эффективное использование располагаемых мощностей комбинированной движительной установки, бензинового мотора и реактивных двигателей при полете на высоких скоростях и больших высотах.
7. ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА «ВИ» *
На всех режимах полета центровка самолета «Ла-5 ВИ» остается в пределах допустимых летных центровок, свойственных самолету «Ла-5».
Это обеспечивается соответственным размещением на самолете реактивного топлива и перестановкой вперед ряда агрегатов самолетного оборудования (рис. 15).
В результате самолет с бензином, но без реактивного топлива имеет центровку: 23,5% САХ - с однокамерным двигателем и 25% САХ - с трехкамерным.
В случае установки турбонасосного агрегата позади места пилота либо герметической кабины для сохранения указанной центровки мотор следует вынести на 250 мм вперед.
Изменение центровки при выгорании реактивного топлива подсчитывалось для трех случаев: а) набора высоты с углом 9 = + 20°, б) горизонтального полета 8 = 0°, в) пикирования с углом 6 = - 60°.
При выгорании реактивного топлива сохранение центровки в допустимых пределах достигается принятым порядком опорожнения баков. Схема расходования реактивного топлива показана на рис. 10 - 12.
См. «Предварительный аэродинамический расчет „Ла-5 13И"»,ч. I, стр-49, п «Дополнительные расчеты центровки „Ла-5 ВИ"».
КРЫЛАТЫЕ РАКЕТЫ
(краткий обзор работ, проводившихся в РНИИ в 1932-1938 гг.)
[1944 г.]
Настоящий материал является кратким обзором работ по крылатым ракетам, проводившихся в 1932-1938 гг. в РНИИ. Работы по крылатым ракетам имели своим назначением:
а) создание боевых ракет для стрельбы с земли по удаленным целям (крупным объектам, площадям и т. д.),
б) для стрельбы по движущимся целям при пуске ракет как с земли, так и с самолета.
Использование крыльев на ракетах позволяет осуществить управляемый полет и значительно увеличивает возможную дальность полета. В качестве примера в таблице приведено сравнение дальности полета [в км] 85 мм ракетного снаряда с крыльями и без них, обладающего наибольшей скоростью 250 м/сек, при различных углах выпуска.
Углы п° 20 о 45° 75
Снаряд без крыльев 0 з, 2 4,5 2, 2
Тот же ями снаряд с крыль- 6,6 14 1 17,9 19 3
Работы носили чисто экспериментальный характер и проводились по двум направлениям - над ракетами пороховыми и ракетами на жидком топливе.
Для стабилизации и управления в полете на ракетах устанавливались автоматы, разрабатывавшиеся собственными силами в РНИИ.
Работы по крылатым ракетам производились под руководством инженера С. П. Королева. Ведущими инженерами работали;
551по пороховым ракетам - инженер М. П. Дрязгов, по жидкостным ракетам - инженер Е. С. Щетинков, по автоматике - инженер С. А. Пивоваров, по устойчивости - инженер Б. В. Раушенбах.
КРЫЛАТЫЕ РАКЕТЫ НА ПОРОХЕ - ОБЪЕКТ 217
Разработка крылатых ракет на порохе - объект 217 - производилась по заказу и тактико-техническим требованиям Центральной лаборатории проводной связи (впоследствии - Ленинградский филиал Государственного института телемеханики и связи). Работы были согласованы с ВВС и Управлением связи Красной Армии.
Ракеты 217 предназначались для поражения с земли движущихся воздушных целей, причем стабилизация и управление в полете, а также приведение в действие взрывателей должно было осуществляться телемеханическими приборами, при полете ракет по световому лучу от прожектора, освещающего цель.
В целом работа носила чисто экспериментальный характер и распределялась следующим образом: ракеты разрабатывались и испытывались в полете без телемеханических приборов НИИ, а вся телемеханическая часть и соответствующие летные испытания осуществлялись Институтом телемеханики.
Для разрешения поставленной задачи ракеты 217 были выполнены в двух вариантах.
Рис. 2М. Ракета 217/1 на пусковом станке
552
Первый вариант 217/1 представлял собой ракету по нормальной самолетной схеме. Корпус ракеты имел цилиндрическую форму с обтекаемой носовой частью и слегка коническим отсеком на хвосте. Крыло свободно-несущего типа имело нижнее расположение. Хвостовое оперение состояло из стабилизатора, рулей высоты, киля и руля направления.
В центральной части корпуса была расположена камера порохового ракетного двигателя типа, применяемого на современных ракетных снарядах.
Носовой отсек предназначался для размещения телемеханических приборов, а в головной части - для взрывчатого вещества. Запуск ракеты предусматривался со специального пускового станка, позволяющего делать грубую наводку на цель.
Основные размеры Размах крыльев, м 2,195
Площадь крыльев, ж2 0,82
Удлинение 5,88
Длина ракеты, м 2,27
Марка пороха ПТПЦ с 12,5%Ц
75-10-92
Наибольший заряд двигателя, кг 17,5 Продолжительность действия двигателя, сек 3,5
и веса ракеты 217/1
Максимальное давление в камере, атм 120' Максимальное значение реактивной силы, кг 1850 Начальный вес ракеты, кг 120 Вес конструкции без заряда, телемеханики и боевого груза, кг 82,5 Вес ракеты с телемеханикой и боевым грузом, кг 102,5
Расчетные летные данные при полном заряде Максимальная скорость при вертикальной траектории, м/сек 260
Наибольшая высота лри вертикальном подъеме, м 3000
Максимальная скорость полета при горизонтальной траектории, м/сек 280 Наибольшая горизонтальная дальность (без участка планирования), м 6800 Максимальное аэродинамическое качество 12
Наибольшая дальность с участком планирования, м 32 000*
„ * П Р и м е ч а н и е. Использование ракет 217 на планировании не предполагалось, и по ТТТ рабочая дальность принималась равной 3-5 км.
Второй вариант ракеты - 217/11 - принципиально отличается от первого и от общепринятых самолетных схем.
Ввиду специфических условий и особенностей, заключающихся в том, что, преследуя подвижную цель, ракета должна была быть весьма маневренной и быстро отклоняться от траектории установившегося движения в любую сторону, возникла мысль о схеме ракеты, симметричной в аэродинамическом отношении относительно продольной оси.
Второй вариант 217/Н представлял собой четырехкрылую бесхвостую ракету с малым удлинением и симметричным расположением и профилем крыльев. Корпус и размещение в нем порохового двигателя и отсеков для телемеханики и боевого груза
553
Рис. 4. Ракета 217/11 на пусковом станке
аналогичны I варианту. Рули были расположены на конце каждого крыла и соединены специальной системой управления.
Основные размеры и веса ракеты 217/П
Размах крыльев, ж 0,785
Площадь двух крыльев (без фюзеляжа), ж2 ' 0,785
Удлинение 0,83
(остальные данные то же, что у I варианта)
Расчетные летные данные при полном заряде Максимальная скорость при вертикальной траектории, м/сек 265
Наибольшая высота при вертикальном подъеме, м 3270
Максимальная скорость полета при горизонтальной траектории, м/сек 300 Наибольшая горизонтальная дальность (без участка планирования), м 6835 Максимальное аэродинамическое качество 5,8
Наибольшая дальность с участком планирования, м 19 000
Летные испытания ракет производились на Софринском арт-полигоне под Москвой запуском с пускового станка, представлявшего сварную трехгранную ферму длиной 10 м, имевшую направляющие угольники, по которым скользила при старте ракета. Испытания производились при различных углах подъема станка (до 30°). Для проведения всевозможных предварительных исследований, опытов и проверки разных схем крыльев и оперения были изготовлены небольшие модели пороховых ракет.
Испытания уменьшенных моделей ракет велись в течение 1935-1936 гг. параллельно с работами по ракетам 217, что позволило с минимальными затратами получить обширный экспериментальный материал.
Рис. 6. Модели ракет
?и .
?*._
Рис. 7. Ракеты 217, подготовленные к испытаниям
554