Ракетными снарядами вооружаются в настоящее время многие американские самолеты, в том числе: истребители Рипаблик Р-47 „Тандерболт, Воут F4U „Корсар", Грумман F6F "Хеллкэт", пикирующий бомбардировщик Кертисс SВ2С „Хеллдайвер", истребитель-бомбардировщик Дуглас А-20 „Хэвок", разведчик-бомбардировщик Локхид РV-2 „Вентура" и бомбардировщик Норт-Америкен В-25 „Митчелл".

Ракетные снаряды имеют маркировку М-8; длина их 1,37 м, вес ~ 18 кг.

(„The Aeroplane“ " №1738, 1944)

На самолетах „Эркобра“ применяемых против японских судов, под крыльями подвешивается по 8 ракетных снарядов.

(„The Aeroplane" " №1721, 1944)

Бомбардировщик Норт-Америкен В-25D „Митчелл"

В научно-испытательном центре ВВС армии США в Райт-Филдс с 1940 г. велась разработка стартовых ракет для облегчения взлета тяжело нагруженных самолетов. В настоящее время стартовые ракеты применяются на многих самолетах ВВС армии и особенно флота США. На фотографиях показан взлет двух американских самолетов со стартовыми ракетами.

Стартовые ракеты уменьшают длину разбега на 30-60%.

(„The Aeroplane“ №1738, 1944); („The Aeroplane Spotter“ №120, 1944); „Aviation“ № 10, 1944)

Торпедоносец-бомбардировщик Грумман ТВF „Эвенджер“

Одноместный истребитель Мессершмитт Me-163

Схема одноместного истребителя Мессершмитт Ме-163

По конструкции Ме-163 представляет собой моноплан со среднерасположенным крылом. Крылья его имеют большую стреловидность. На хвостовой части установлено только вертикальное оперение большой площади. Рули высоты и элероны объединены на концах крыльев. (Повидимому, эта схема близка к схеме бесхвостого самолета, запатентованной фирмой; см. „ТВФ“ № 10, 1943. Ред.) Место пилота находится в носовой части фюзеляжа непосредственно за вооружением.

По английским сообщениям, на истребителе в фюзеляже установлен жидкостный ракетный двигатель, который работает на горючей смеси из жидкого кислорода, перекиси водорода и марганцевокислого кальция. По достижении боевой высоты двигатель включается с перерывами, в течение которых самолет планирует. При непрерывной работе двигателя продолжительность полета 7-10 мин, в случае же работы „пунктиром“ общая продолжительность полета может быть доведена до 1 часа.

Вооружение включает по меньшей мере две пушки калибра 20 мм, установленные в корневых частях крыла. Самолет взлетает на обычном шасси, которое после взлета сбрасывается. Посадка производится на выдвигающийся полоз и полуубирающееся хвостовое колесо.

Размах крыла ~9,5 м, длина самолета ~6 м.

Максимальная скорость составляет ~960 км/час; скороподъемность ~50 м/сек.

По утверждению американских летчиков, Ме-163 имеет плохую маневренность (большой радиус виража).

(„Interavia“ № 922-923, 931, 932, 1944; „The Aeroplane Spotter“ № 119, 120 и 122, „The Aeroplane“ № 1741, 1743; 1944 и № 1754; 1945 „Model Airplane News“, № 4, X, 1944)

Ракетный снаряд V-2, применявшийся немцами для обстрела Англии, имеет реактивный двигатель жидкостного типа с непрерывным действием.

Приводимое ниже описание V-2 составлено главным образом на основании изучения обломков снарядов, оставшихся после падения их на территории, занятой союзными войсками.

Цилиндрический корпус ракеты по конструкции монокок: обшивка подкреплена шпангоутами и продольными стрингерами. В заостренной носовой части находится боевое зарядное отделение, содержащее около 900 кг взрывчатого вещества. За ним расположены радиооборудование, два гироскопа, управляющие движением относительно поперечной и вертикальной осей, электрический взрыватель и баллоны с азотом. Азот используется, повидимому, для поддержания давления в основном баке по мере расходования горючего. Далее находятся баки с этиловым спиртом и жидким кислородом, турбонасос и камера сгорания. Управление ракетой осуществляется при помощи щитков, установленных на плоскостях стабилизатора, и щитков, расположенных на пути струи выхлопных газов. Вторые щитки выполнены из графита для того, чтобы они могли выдержать воздействие высокой температуры. Механизмы управления щитками, а также клапаны, регулирующие подачу спирта, имеют электро-гидравлический привод. В качестве горючего использован этиловый спирт, который имеет максимальную скорость истечения продуктов горения при полном сгорании 4 180 м/сек. Практически же скорость истечения продуктов горения равна ~ 2 000 — 2500 м/сек. Для сгорания этилового спирта необходимо двойное по весу количество кислорода. Жидкий кислород в баке имеет температуру от - 183° до - 252°Ц. Горючее и кислород находятся в двух цилиндрических баках из алюминиевого сплава объемом 4,5 м³ каждый. Общий вес спирта равен 3 400 кг; вес жидкого кислорода 4 990 кг.

Компоновочная схема ракетного снаряда V-2

1 — цепной привод к внешним щиткам на плоскостях стабилизатора, 2 — электромотор, 3 — сопла, подающие горючее в камеру сгорания, 4 — трубопроводы подачи спирта от насосов к камере сгорания, 5 — баллоны со сжатым воздухом, 6 — задний усиленный шпангоут в месте стыка корпуса, 7 — клапаны подачи спирта, управляемые сервомеханизмом, 8 — элементы конструкции корпуса снаряда, 9 — радиооборудование, 10 — трубопровод от бака со спиртом к зарядному отделению, 11 — головной взрыватель, 12 — проводка к головной части зарядного отделения, 13 — центральная трубка взрывателя, 14 — электрический взрыватель, 15 — фанерная панель,

16 — баллоны с азотом, 17 — передний усиленный шпангоут в месте стыка корпуса, 18 — гироскопы, 19 — горловина бака, 20 — трубопровод с двойными стенками для подачи спирта к насосу, 21 — горловина бака, 22 — гибкие соединения трубопроводов, 23 — бачок с перекисью водорода, 24 — опорное кольцо турбонасосной установки, 25 — бачок с раствором марганцево-кислого кальция (газогенератор установлен за этим бачком), 26 — распределитель кислорода, 27 — трубопроводы, подающие спирт для охлаждения, 28 — патрубок для подачи спирта в рубашку камеры сгорания, 29 — электрогидравлические сервомоторы

Камера сгорания с соплом (сверху). Справа виден бак для перекиси водорода

В камеру сгорания горючее и жидкий кислород подаются под давлением при помощи двух центробежных насосов, приводимых турбиной. Насосы должны обладать очень большой эффективностью, так как они в течение очень краткого промежутка времени должны перекачать с повышенным давлением очень большое количество горючего. Конструкция привода насосов весьма сложная, так как он должен развивать полную мощность в течение очень короткого времени и работать на этой мощности непрерывно. Следует, однако, учитывать, что эти механизмы работают не более одной-двух минут. Pядом с насосами находятся овальный бак с концентрированной перекисью водорода и небольшой бачок с раствором марганцовокислого кальция. Оба эти состава находятся под давлением и поступают в небольшой газогенератор, где, сгорая, образуют перегретый пар, вращающий турбину насосов. Пар поступает по трубопроводу, выложенному толстым слоем стеклянной ваты, сначала во внутреннюю кольцеобразную камеру, а оттуда, через кольцо с направляющими лопатками, в колесо турбины. Можно предполагать, что мощность турбины значительно превышает 500 л. с.

После выхода из насоса кислород проходит через распределитель.

Задняя стенка камеры сгорания с 18 соплами (форсунками)

Насосы и турбина в собранном виде. Турбина непосредственно вращает верхний насос, подающий в камеру сгорания кислород, и нижний насос, подающий спирт

Насосы и турбина в разобранном виде. Видны многолопаточное колесо турбины, сегмент с направляющими лопатками. На переднем плане видны трубопровод с изоляцией для подачи перегретого пара в турбину и распределитель (справа) кислорода

Спирт и кислород поступают в камеру сгорания через 18 сопел в полусферической задней стенке камеры. Сопла расположены на равных расстояниях друг от друга концентрично. На концах сопла имеют выпуклую стенку, в которой просверлено 12 отверстий, расположенных по двум ломаным линиям. Повидимому, струи в камере сгорания направляются в одну точку, в результате чего создается концентрированная зона горения. Кислород, поступающий через 6 внутренних сопел, окружается со всех сторон горючим, поступающим через 12 внешних, и, таким образом, уменьшается опасность прогорания стенок камеры. Следует полагать, что с целью охлаждения камеры спирт до поступления в форсунки (сопла) циркулирует в рубашке, окружающей камеру сгорания и ее сопло, образованной двойными стенками.

Неясно пока, куда направляется поток отработанного пара из турбины. Как видно на фиг. 1, сопло двигателя опоясано кольцевым коллектором, к которому ведут четыре трубопровода; можно предположить, что отработанный пар из турбины подается в этот коллектор, а затем через большое количество мелких отверстий поступает в сопло и тем самым изолирует его стенки от наиболее горячей, основной струи газов.

Нет также сведений о назначении баллонов со сжатым воздухом. Можно предположить, что сжатый воздух используется для привода гироскопов.

Для запуска ракета устанавливается в вертикальном положении на бетонной платформе (однако достаточно и хорошего дорожного полотна); затем включают турбину, насосы подают горючее в камеру сгорания, и производится дистанционное включение электрозажигания. При старте развивается тяга, равная ~ 26 т. Ракета подымается вертикально вверх в течение ~ 60 сек. Затем под действием часового, барометрического или радиомеханизмов включается гироскоп, который воздействует на щитки управления и поворачивает снаряд под углом 45° в направлении цели. После этого в заранее заданный момент подача горючего прекращается (это осуществлялось на первых образцах снарядов по радио с земли, а в последующих — предварительной установкой приборов на снаряде), и снаряд продолжает полет под действием сил инерции. Максимальная скорость полета, равная ~4 800 км/час, достигается к моменту отключения подачи горючего, и далее снаряд описывает в стратосфере параболу, достигая высоты около 100 км. Дальность полета равна ~320 км; продолжительность полета от момента старта до падения на землю ~5 мин. В момент удара о землю скорость снаряда равна ~4 000 км/час. В результате трения о воздух поверхность снаряда нагревается до тёмнокрасного каления. По имеющимся сведениям, снаряды запускались также с площадок в горах, что вызывалось стремлением уменьшить расход энергии, необходимой для достижения слоев разреженной атмосферы, где могут быть достигнуты большие скорости, а следовательно, и увеличение дальности полета.

Длина ракетного снаряда 14 м; диаметр 1,7 м; общий вес 12 т. Помимо веса кислорода (4990 кг) и горючего (3400 кг) в полетный вес входит также вес горючего для газогенератора турбины ~ 230 кг.

(„The Aeroplane“ № 1751, 1944,
„Flight“ № 1878, 1944)

На самолетах ВВС флота Англии для сокращения разбега устанавливаются стартовые ракеты. На каждом самолете устанавливаются по два агрегата, которые монтируются либо под крыльями рядом с фюзеляжем, либо в хвостовой части фюзеляжа около хвостового оперения. Каждый агрегат включает одну или четыре ракеты, которые при взлете создают дополнительную тягу примерно в течение четырех секунд.

(„The Aeroplane“ № 1742, 1944)

Установка для стрельбы ракетными снарядами на истребителе Рипаблик Р-47 „Тандерболт“

На американских истребителях в настоящее время применяется установка для стрельбы ракетными снарядами, разработанная Управлением материального снабжения ВВС армии США.

Установка состоит из трех пусковых труб, объединенных в одном агрегате. Под каждым крылом самолета устанавливается по одному такому агрегату.

Толщина стенок труб, выполненных из пластиков на бумажной основе, равна ~ 6 мм. Общий вес двух агрегатов вместе со снарядами ~205 кг. Вес труб из пластиков составляет только одну треть веса применявшихся ранее стальных труб.

Диаметр ракетных снарядов 114 мм, длина ~0,9 м. Снаряд состоит из взрывателя, боевой головки, которая занимает около одной трети длины снаряда, и ракетной камеры.

Линии прицеливания этих установок и крыльевых пулеметов совпадают; поэтому прицеливание в обоих случаях производится с одного и того же прицела.

Управление огнем осуществляется летчиком из кабины при помощи небольшой контрольной коробки. Стрельба может вестись как одиночная, так и залповая, причем в последнем случае все шесть снарядов выпускаются с интервалами в 1/10 сек. Точность попадания снарядов при стрельбе с дистанции в 460 м по целям размером 30 X 15 м составляет 95%, а по целям размером 11 X 8 м — 50%,

(National Aeronautics“ № 9, 1944)

В США проходят испытания истребители Локхид Р-38 „Лайтнинг“, вооруженные четырнадцатью установками для стрельбы ракетными снарядами, смонтированными по семь под каждым крылом.

(„The Aeroplane“ № 1757, 1945)

Немецкие реактивные истребители Мессершмитт Ме-282 и Ме-163 испытывались в испытательном центре ВВС Англии. Общая оценка этих самолетов положительная. Самолет Ме-262 обладает хорошей маневренностью при любых эволюциях, за исключением замедленной бочки. Самолет Ме-163 был подвергнут специальным исследованиям и изучался английскими экспертами-аэродинамиками. Сильная стреловидность крыла этого самолета выгодна в отношении уменьшения влияния сжимаемости воздуха на больших скоростях полета. Самолет Ме-163 имеет хорошую маневренность и большой диапазон скоростей.

(„Interavia“ № 1036, 1945)

Установка стартовых ракет на истребителе Супермарин „Сифайр"

На истребителях Супермарин „Сифайр“ и торпедоносцах-бомбардировщиках Фэйри „Бэрракуда“ с целью уменьшения длины разбега устанавливаются по четыре стартовые ракеты. На „Сифайре“ они крепятся над крылом, а на „Барракуде“ — под крылом. После взлета ракеты сбрасываются.

Приспособление для установки ракет разработано фирмой Хестон. Для того, чтобы хвостовое оперение не оказалось в зоне распространения струи выхлопных газов из ракеты и для уменьшения момента (силы реакции ракеты. Ред.) относительно ц. т. самолета, ракеты устанавливаются под углом 10- 12° к продольной оси самолета, а в плане образуют с ней угол в 15°.

Ракета представляет собой холоднотянутую стальную трубу длиной 1,04 м и диаметром 127 мм; толщина стенки трубы 3 мм; диаметр выхлопного сопла 102 мм; заряд ракеты состоит из 11,8 кг кордита; общий вес ракеты 30 кг. Тяга, развиваемая ракетой, — 500 кг; время горения 4 сек. Зажигание ракеты осуществляется электротоком. Величина тяги во время горения остается постоянной и уменьшается только к концу горения. Батарея из четырех ракет создает дополнительную тягу в 2000 кг, вполне достаточную для сообщения самолету необходимой взлетной скорости.

(„Interavia“ № 982, 24/III 1945).

Согласно сообщению английского адмиралтейства и командования стратегической бомбардировочной авиации США, 8-я воздушная армия во время операций в Голландии (в феврале и марте 1945 г.) применяла специальные ракетные бронебойные бомбы. Эти бомбы выпускаемые в Англии морским ведомством, сбрасывались с бомбардировщиков Боинг В-17 с обычных высот. Ракетный заряд, увеличивая скорость падения бомбы, усиливал ее пробивное действие.

(„Interavia" № 993, 1945)

На вооружении ВВС Германии состоял истребитель Ме-163В (модификация Ме-163А, который применялся для тренировки летного состава).

Крыло этого истребителя деревянное с обшивкой из фанеры толщиной 8 мм, обтянутой снаружи тканью. По задней кромке расположены элероны, обшитые полотном (работающие так же, как рули высоты). Под крылом имеются посадочные щитки. На концах крыла, у передних кромок, расположены фиксированные щели типа Локхид, длиной 2,1 м.

Фюзеляж металлический; в передней его части находится кабина летчика, а в хвостовой — силовая установка. Спереди фюзеляжа имеется ветрянка с приводом к генератору.

Шасси самолета состоит из двухколесной стартовой тележки, сбрасываемой после взлета, убирающейся посадочной лыжи и неубирающегося хвостового колеса. Колесное шасси сбрасывается при убирании лыжи.

На самолете установлен жидкостно-реактивный двигатель Вальтер HWK-509, состоящий в основном из камеры сгорания, окруженной охлаждающей рубашкой, двух топливных помп червячного типа, работающих от паровой турбины, агрегатов управления и электросамопуска.

В качестве топлива применяется компонент „С“—смесь гидрата гидразина (N₂H₄H₂O) со спиртом, а в качестве окислителя — компонент „Т“ — концентрированная перекись водорода. Компонент „С“ используется также для охлаждения камеры сгорания. Запас „С“ около 500 л, а „Т“— 1 200 л. Топливо и окислитель помещаются в отдельных баках.

Максимальная тяга, развиваемая двигателем у земли, 1 500 кг; на высоте 12 200 м она возрастает на 10%. Расход топлива на номинальном режиме 8 кг/сек.

Вооружение состоит из двух пушек калибра 30 мм с запасом патронов по 60 шт.

Носовая часть истребителя Мессершмитт Ме-163В

Последующая модификация этого самолета, Ме-163С, имеет несколько увеличенные размеры. На ней установлены две пушки калибра 30 мм, расположенные вверху носовой части фюзеляжа. На этой модификации установлены реактивный двигатель Вальтер HWK-509C и вспомогательный двигатель для полета на экономическом режиме. Камеры сгорания обоих двигателей могут работать каждая в отдельности и совместно. Тяга основного двигателя 1 700 кг, a вспомогательного 300 кг. Запас топлива — на 12 мин полета.

(„lnteravia“ № 1058, 1945)

Предполагается, что фирма Локхид сконструировала новый истребитель с ракетным двигателем. На вопрос, заданный представителями печати главному конструктору фирмы Локхид Джонсону, не устаиавливала ли фирма в экспериментальном порядке жидкостный ракетный двигатель на истребителе Локхид Р-80 "Шутинг Стар“, Джонсон ответил, что фирма устанавливала такой двигатель, но не на Р-80.

(„Aviation News“ № 2, 6/VIII 1945)

Истребитель Бахем ВР-20 „Наттер"

По сообщению английского министерства авиации, в конце 1944 г, германское министерство авиации разработало технические условия на истребитель с реактивным двигателем, который имел бы высокую скороподъемность при малой продолжительности полета и строился бы с минимальной затратой дефицитных материалов и рабочей силы.

Истребитель предназначался для защиты важных объектов. Управление истребителем до того момента, пока он не сблизился с бомбардировщиками противника, должно было осуществляться по радио с земли, и только после сближения летчик начинал сам управлять самолетом.

Проекты были представлены фирмами Хейнкель, Мессершмитт, Юнкерс и Бахем; дальнейшая разработка конструкции была поручена фирме Бахем.

Фирма спроектировала истребитель Бахем ВР-20 „Наттер“ с жидкостным ракетным двигателем Вальтер HWK-509, установленным в хвостовой части фюзеляжа.

Вооружение истребителя состоит из ракетных снарядов, размещенных в носовой части фюзеляжа.

Посте боя летчик выбрасывается на парашюте. В этот момент автоматически открывается парашют, на котором спускаются фюзеляж и двигатель.

Размах крыла 5,5 м, максимальная скорость 1000 км/час на высоте 4 900 м. Скороподъемность после вертикального взлета с помощью стартовых ракет 190 м/сек. Перегрузка, действующая на летчика, не превышает 2,25 g.

(„Interavia“ № 1057 и № 1066, 1945;
„The Aeroplane“ № 1793, 1945)<\p>

1 — рули высоты, работающие также в качестве элеронов; 2 — деревянное хвостовое оперение; 3 — жидкостный ракетный двигатель Вальтер HWK 109-509; 4 — бак для окислителя; 5 — броня (двойная); 6 — бронированная переборка: 7 — трубы типа R4M для стрельбы ракетными снарядами (33 шт); 8 — прозрачный обтекатель, сбрасываемый перед началом стрельбы; 9 — тяги, управляющие открыванием парашюта, на котором спускается фюзеляж, когда летчик выпрыгивает с парашютом; 10 — бак для горючего; 11 — лонжерон из многослойной древесины, проходящий сквозь фюзеляж; 12 — деревянное крыло; 13 — парашют для спуска фюзеляжа Компоновочная схема немецкого истребителя Бахем ВР-20 „Наттер“