Самолеты мира, 1995 № 02 - [16]
Основной бензобак емкостью 1200 л конструкторы расположили между мотором М-82 и кабиной пилота. Дополнительный бензобак на 300 л уложили в центроплан. Общий вес горючего таким образом составил 1800 кг. Взлетный вес самолета должен был составить 6800 кг, из которых на конструкцию приходилось 2200 кг, силовая установка «весила» 2100 кг, причем вес собственно реактивного двигателя составлял 800 кг. Расчетная нагрузка на крыло, равная 200 кг/м2, делала самолет с ВРДК менее маневренным, чем, скажем, Ла-5 с тем же мотором, зато по скороподъемности и по разгонным характеристикам он мог намного опередить любой поршневой истребитель. На высоте 7600 м максимальная скорость получалась равной 820 км/ч, на 4500 м - около 800 км/ч. Характерной особенностью самолета с ВДДК оказалась стабильность максимальной скорости в широком диапазоне высот, в то время как на истребителе Ла-5 с таким же поршневым мотором М-82 наблюдалось ее резкое падение уже на высоте 6500 м. Лучше оказалась и скороподъемность, особенно на больших высотах, что видно на приводимом графике V maL /H/
.Достичь приемлемого взлетного веса для самолета с ВРДК можно ограничив полет на максимальной скорости 15-20 минутами, в противном случае потребуется чрезмерно большой запас горючего. Между тем, ВРДК обладает одной очень интересной особенностью, в силу которой продолжительность нахождения в воздухе самолета с ВРДК при средних скоростях получается во много раз больше, чем при V иж Это связано с тем, что даже без подачи бензина в камеру сгорания создается реактивная тяга за счет использования тепла от охлаждения мотора и, главное, тепла его выхлопных газов в зоне высокого давления без компрессора. В этом случае самолет С-1ВРДК-1 может находиться в воздухе 3-3,5 часа.
Расчетные данные определили тактическое назначение самолета как барражирующего истребителя-перехватчика.
В ЦАГИ рассчитывались и характеристики двухдвигательного самолета С-2ВРДК-1. Проектные данные показали, что он может иметь дополнительный выигрыш в скорости порядка 50 км/ч, по сравнению с С-1ВРДК-1 при взлетной массе 11900 кг.
Параллельно с описанными выше вариантами рассматривался проект истребителя с ВРДК, имеющего в качестве приводного мотора двигатель водяного охлаждения АМ-39Ф, который обладал большей по сравнению с М-82 высотностью. Такой самолет по расчетам мог достичь скорости 850 км/ч на высоте 8000 м. Однако время барражирования ограничивалось полутора часами. Такая разница определялась тем, что у самолета С-1ВРДК-1 выхлоп мотора осуществлялся непосредственно в возду-ховодный тракт ВРДК, за счет чего воздух подогревался и выходящая из сопла струя совершала определенную работу, увеличивая тягу по сравнению с «холодным» ВРДК с АМ-39, у которого выхлопные газы выходили в атмосферу.
Проделанные в ЦАГИ расчеты показали, что при отборе на компрессор 30% мощности авиамотора можно получить от ВРДК дополнительную тягу, равную тяге винта. Это дало бы возможность увеличить максимальную скорость на 120-150 км/ч при одновременном увеличении взлетной массы на 800-1000 кг. Такую схему иначе, как промежуточной, назвать нельзя, но при ней сохранялись такие же, как у серийных истребителей, взлетные и маневренные качества.
Наименее радикальной попыткой можно назвать датируемый февралем 1943 г. проект установки ВРДК на истребитель Як-9. Для его реализации существовал уже испытанный ранее мотор М-105 РЕН, аналогичный штатному М-105Ф, но имеющий дополнительный редуктор на 250 л. с. Этот мотор конструктор А. Д. Надирадзе предлагал использовать на бомбардировщике Пе-2, оборудованном шасси на воздушной подушке. Такой самолет был создан, в ЛИИ приступили к его испытаниям, но начавшаяся война перечеркнула эту и множество других интересных работ. Мотор М -105РЕН с полностью доведенной системой редукторов и механизмов их включения остался невостребованным. Через два года им заинтересовались В. А. Кузнецов и его сотрудники В. Федулов и В. Черенков. Предложенная ими схема требовала незначительной переделки силовой фермы фюзеляжа Як-9 для подвески камеры сгорания ВРДК и снятия некоторых элементов вооружения. Предполагалось использовать трехступенчатый компрессор 0 600мм, приводимый во вращение двумя валами через два промежуточных редуктора. Провести напрямую вал от мотора к компрессору было невозможно из-за того, что в диаметральной плоскости крыла располагалась силовая нервюра и ее надо было обходить. Перед компрессором размещался водорадиатор маршевого мотора. Впоследствии от такого расположения отказались из-за неэффективного охлаждения и в последующих проектах радиатор занял место позади компрессора.
Задняя часть ВРДК с блоком форсунок и охлаждаемой камерой сгорания 0 620 мм крепилась к корпусу на сильфонном ободе, так как при посадке и взлете ее необходимо было поднимать на 7° вверх, чтобы не задевать за грунт.
Установка редуктора на М-105 требовала демонтажа 20-мм пушки ШВАК, что снижало боевые возможности истребителя, а утяжеление на 115 кг за счет установки ВРДК и его привода ухудшало вертикальный маневр. Мощности М-105 РЕН, равной 1100 л. с. против 1250 л. с. у М-105Ф, явно не хватало для работы «на два фронта» и, в результате, расчетная максимальная скорость Як-9ВРДК получалась всего на 80 км/ч больше, чем у серийного Як-9. Эффект получался незначительным и авторы проекта честно написали в отчете, что реализация проекта нецелесообразна. Пожалуй, наиболее ценным выводом из этой работы было то, что под комбинированную силовую установку с самого начала надо создавать новый самолет.
