Зарождение идеи применения комбинации (ЖРД+СПВРД)

Работы по ПВРД и крылатым ракетам дальнего действия
с ПВРД в СССР (1947-1960)

Зарождение идеи применения комбинации (ЖРД+СПВРД) в составных КРДД как результат дальнейшего развития работ по ПВРД и ЖРД

В 1944 г. в Германии был опубликован отчет Зенгера и Бредта, в котором обосновывалась возможность создания дальнего бомбардировщика с ЖРД (бомбардировщика «антипода»). Общая схема этого бомбардировщика показана на рис. 5.
Самолет Зенгера должен был иметь характеристики, представленные в табл. 4.

Таблица 4

Основные характеристики самолёта Зенгера.


Бомбардировщик «антипод» Зенгера должен был взлетать со стартового устройства (бетонная дорожка с рельсами длиной 3 км, по которым скользят стартовые салазки), разгоняясь стартовыми ракетами до выхода по инерции на режим максимального аэродинамического качества. Набор высоты от 50 до 300 км за счет работы своего ЖРД, далее — полет по инерции по волнообразной траектории с рикошетированием от плотных слоев атмосферы (рис. 6), при этом самолет постепенно теряет высоту и скорость.
1. Создать ЖРД большой экономичности со скоростями истечения 3000-4000 м/с и удельными импульсами 300 — 400 с;
2. Получить экспериментальные данные по аэродинамике сверхзвуковых скоростей и аэродинамике в разряженной атмосфере;
3. Решить задачу о взлете и разбеге самолета по стартовой дорожке со скоростями, достигающими 500 м/с;
4. Создать достаточно легкую и надежную конструкцию планера [28, с.20-23], [5, с.361-364].
О тепловой защите стратосферного самолета, тогда еще не было представления, это видно из того, какие проблемы выставляет Зенгер для решения по проекту своего самолета в первую очередь (см. выше).

29 ноября 1946 г. начальником НИИ-1 НКАП назначается выдающийся ученый нашей страны академик Мстислав Всеволодович Келдыш [28, с.7]. Ему было дано задание разобраться с проектом самолета Зенгера и Бредт, а исходной задачей НИИ-1 стала задача внедрения ЖРД и ПВРД в авиации.
22 февраля 1947 г М.В.Келдыш направляет в НКАП письмо с просьбой обсудить тематические и организационные вопросы НИИ-1 НКАП. 1 апреля 1947 г. состоялось заседание Научного совета НКАП, где М.В.Келдыш выступил с докладом о перспективах реактивного двигателестроения и направления развития НИИ-1 НКАП. В докладе был, в частности, затронут проект самолета Зенгера и дан предварительный анализ развития ЖРД и ВРД на тот период [28, с. 16-19]. 3 апреля 1947 г. М.В.Келдыш направляет в НКАП докладную записку о необходимости развития исследовательских работ по самолетам с ЖРД, где говорится об анализе схем ЛА с ЖРД, о том что для самолетов обычных схем самостоятельное применение ЖРД является малоэффективным, в следствие крайне малой экономичности этих двигателей, а также о возможности создания ЖРД с чрезвычайно большими тягами. Если будет решен вопрос о ЖРД с чрезвычайно большими тягами — тогда будет поставлен по-новому вопрос о самолете с ЖРД. В связи с этим упоминается проект Зенгера и сведения о работе по этой теме американцев. В конце докладной записки делается вывод о невозможности построить в данный момент дальний ракетный самолет, так как научно-исследовательские проблемы по этому самолету не решены и следует считать такие работы своевременными [28, с.20]. 8 июля 1947 г. М.В.Келдыш направляет в НКАП докладную записку о развитии экспериментальной базы НИИ. Из записки видно, какое большое значение придавал М.В.Келдыш развитию экспериментальной базы с учетом перспектив [28, с. 21]. Докладные записки свидетельствуют, как М.В.Келдыш определяет пути создания проекта ракетного самолета, подобного проекту самолета Зенгера, а также заглядывает в перспективу применения ЖРД и ПВРД в авиации. В 1947 г. в НИИ-1 НКАП был выполнен научно-технический отчет под руководством М.В.Келдыша. В этом НТО исполнителем главы «О силовой установке стратосферного сверхскоростного самолета» был сам М.В.Келдыш. В своей главе М.В.Келдыш рассматривает проект самолета Зенгера и предлагает свой проект самолета дальнего действия с комбинированной двигательной установкой (СПВРД и ЖРД), исходя из существующих в то время взглядов.
В этой главе делается вывод, что параметры ЖРД, принятые в работе Зенгера и приводящие к интересным вариантам, вряд ли могут быть достигнуты в ближайшее время при существующих топливах (используя бензин и кислород, можно достигнуть низшей удельной тяги 300 с только в высотных условиях, достижение же удельной тяги 400 с, принятой в основных вариантах расчетов Зенгера, в ближайшее время невозможно). В главе указывается, что ЖРД Зенгера мало экономичны, поэтому получаются весьма малые конечные веса конструкции, а вес топлива составляет до 90% от веса самолета. Использование более экономичного ПВРД (применение в ПВРД диффузора с косыми скачками уплотнения дает возможность добиться большой тяги при малом весе) после отрыва от стартового устройства в начале разгона с последующим включением ЖРД позволяет достичь нужных результатов (при конечном весе самолета в 22% достичь скорости порядка 5 км/с и дальности 12000 км). Общая схема ракетного самолета М.В.Келдыша приведена на рис. 7. Ракетный самолет М.В.Келдыша должен был иметь крыло и фюзеляж формы, рациональной для сверхзвукового ЛА: фюзеляж — полуоживальная формы, крыло — предположительно треугольного профиля. Основные характеристики самолёта Келдыша представлены в табл. 5.

Таблица 5

Основные характеристики самолёта М.В.Келдыша.


В главе М.В.Келдыша рассматривается устройство и работа КДУ предложенного им самолета. Общая схема и состав КДУ ракетного самолета М.В.Келдыша показаны на рис. 8.

КДУ ракетного самолета М.В.Келдыша работала следующим образом: после разгона стартовой ракетой в работу включаются два СПВРД, а затем, после окончания их работы и сбрасывания с самолета на высоте 20 км, включается ЖРД. Питание топливом СПВРД и ЖРД осуществляется с помощью турбонасосов 8 и 11. Питание двигателей керосином идет из одного и того же бака 2. Питание ЖРД - кислородом из бака 1. По выключении СПВРД турбонасос 11 отключается, и вместо него вступает в работу турбонасос 8. Турбины турбонасосов 8 и 11 работают на парогазе, вырабатываемом в парогазогенераторе 7 за счет разложения концентрированной перекиси водорода. Пуск двигателей осуществляется путем создания давления в пускорегулирующем баке 4 сжатым воздухом из баллона 10. Из бака 4 перекись подается в парогазогенератор пускорегулирующего блока 6, приводящего в действие насос 5, подающий перекись водорода из бака 3 в пускорегулирующий бак 4. При закрытом кране 13 излишек перекиси из бака 4 сливается обратно в бак 3, а при открытом кране подается в основной парогазогенератор 7, приводящий в действие основные топливные насосы двигателей 8 и 11.



В главе приведены данные расчета и рассмотрены устройство и основные данные ПВРД, схема и основные данные ЖРД самолета, стартовая ракетная установка, а также траектория полета такого ракетного самолета (см. рис. 9, 10, 6). Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель самолета М.В.Келдыша состоит из сверхзвукового диффузора, камеры сгорания и регулируемого сопла. Путем спецпрофилирования диффузора в нем создается система косых скачков уплотнения (при диффузоре обычных форм камере СПВРД 100 м/с, а расчетные температуры не превышают 850°С, что позволяет сделать двигатель из стали (кратковременное действие двигателя порядка 3 мин). ЖРД ракетного самолета М.В.Келдыша - РКДС-100, в силовой установке он работает как один из самостоятельных двигателей. Вступает в работу после остановки и сброса СПВРД на высоте 20 км, обеспечивая самолету дальнейший набор скорости и высоты полета. Насосная система подачи топлива, с самостоятельным турбинным приводом для насосов, питаемых от парогазогенератора, работающего на принципе разложения маловодной перекиси водорода. Основные характеристики ЖРД самолёта Келдыша показаны в табл. 6.: Таблица 6; Основные характеристики ЖРД самолёта М.В.Келдыша.


В заключение главы на основе проведенных расчетов сделан вывод о возможности создания КДУ (СПВРД и ЖРД), которая обеспечит дальность полета ракетного самолета порядка 12000 км и при этом Gкп+Gпн=0,22Gо, а Gт+Gспврд=0,78Go и приблизительно в два раза больше дальности полета самолета с ЖРД при I = 300 с, в предлагаемом проекте Зенгера [28, с. 23-34]. По главе М.В.Келдыша можно сделать вывод, что автор впервые предлагает применить комбинацию СПВРД с ЖРД на ракетном самолете большой дальности у нас в стране, а также доказывает возможность создания такого самолета в ближайшее время, если будут решены все проблемы с КДУ. С 1946 г. исходной задачей НИИ-1 НКАП было внедрение ЖРД и ПВРД в авиацию, но к 1948 году выяснилось, что эти типы реактивных двигателей в применении к самолетам не могут конкурировать с газотурбинным воздушно-реактивными двигателями (ТРД). Головным по ТРД являлся в то время Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ ) им. П.И.Баранова, и тогда НИИ-1 НКАП в 1948 г. был присоединен к ЦИАМу на правах филиала, а М.В.Келдыш стал научным руководителем одного из комплексов ЦИАМа.
Этот комплекс достиг хороших результатов в создании и в испытании совместно с ЦИАМом и ЛИИ в 1949 г. первой экспериментальной двухступенчатой ракеты с СПВРД Р-200, что ознаменовало завершение важного этапа в разработке ЛА с СПВРД [17, с.8]. Это были первые в СССР экспериментальные испытания ракеты с СПВРД. Учитывая опыт работ по экспериментальной ракете Р-200, в ОКБ М.М.Бондарюка начали создавать свои двухступенчатые ракеты с практическим СПВРД «025», «034», «036» (рис. 11).
Примерно в это же время в ОКБ М.М.Бондарюка создавались дозвуковые ПВРД для самолетов-мишеней Ла-17 конструкции ОКБ-301 С.А.Лавочкина, которые выпускались серийно в большом количестве. В октябре 1950 г. ОКБ-3 НИИ-1 М.М.Бондарюка было выделено в самостоятельное ОКБ-670 под руководством М.М.Бондарюка. М.В.Келдыш много сделал для укрепления деловых связей НИИ-1 с ракетостроителями, он был увлечен безграничными перспективами, которые открывала ракетная техника. В 1948 г. М.В.Келдыша приглашают для консультаций, а затем начинаются совместные работы с НИИ-88. Здесь он знакомится с С.П.Королевым, с его планами на будущее.
14 апреля 1947 г. в СМ СССР состоялось заседание по обсуждению вопросов связанных с планами работы по ракетостроению на ближайшее будущее [29]. В частности, обсуждался вопрос о создании ракеты Р-3 с дальностью полета 3000 км, в эскизном проекте которой рассматривались различные конструктивные схемы: одноступенчатые, составные и крылатые. Тогда предпочтение было отдано одноступенчатой схеме, но работа по Р-3 проводилась (Постановление СМ СССР от 7 мая 1947 г. о плане опытных работ по созданию образцов ракетного вооружения на 1947 г. [30], далее Постановление СМ СССР от 14 апреля 1948 г.[31]) как научно-исследовательская работа, как комплексное исследование дальнейшего развития ракет дальнего действия (РДД), что обязывало отслеживать различные конструктивные схемы РДД, в том числе и крылатую схему.14 апреля 1947 г. в СМ СССР состоялось заседание по обсуждению вопросов связанных с планами работы по ракетостроению на ближайшее будущее [29]. В частности, обсуждался вопрос о создании ракеты Р-3 с дальностью полета 3000 км, в эскизном проекте которой рассматривались различные конструктивные схемы: одноступенчатые, составные и крылатые. Тогда предпочтение было отдано одноступенчатой схеме, но работа по Р-3 проводилась (Постановление СМ СССР от 7 мая 1947 г. о плане опытных работ по созданию образцов ракетного вооружения на 1947 г. [30], далее Постановление СМ СССР от 14 апреля 1948 г.[31]) как научно-исследовательская работа, как комплексное исследование дальнейшего развития ракет дальнего действия (РДД), что обязывало отслеживать различные конструктивные схемы РДД, в том числе и крылатую схему.
Международная обстановка в те годы продолжала обостряться. США в своей политике «холодной войны» опирались на стратегическую авиацию, оснащенную атомными бомбами, которая базировалась на военных базах, расположенных вблизи границ СССР. Для того чтобы противостоять этому, требовалась мощная ПВО, поэтому большое внимание уделялось созданию зенитных средств, в том числе и ракетных. А чтобы надежно подавить стратегические средства противника, нужны были РДД. В СССР не жалели средств на создание РДД. 7 декабря 1949 г. на Пленарном заседании НТС НИИ-88 состоялась защита эскизного проекта по теме Р-3. В вводном томе: «Принципы и методы проектирования ракет большой дальности» (ответственный исполнитель С.П.Королев) мы находим материал по КРДД. В введении этого тома говорится о проводимых исследованиях в этом направлении, а в конце раздела 3 «Крылатые ракеты» делаются некоторые выводы: - применение крылатой ракеты для увеличения дальности действия является перспективным направлением; - созданы теоретические предпосылки для начала опытного проектирования и экспериментальных работ по КРДД; - использование существующих РДД в качестве ускорителей отделяемой крылатой головки (ОКГ ) является наилучшей конструктивной формой; - постройка и испытание ракеты 2ПБ (два подвесных бака) с ОКГ является ближайшим и необходимым этапом, и на этой экспериментальной машине могут быть решены главные вопросы для проектирования: исследование аэродинамической схемы ОКГ; испытание и доводка СУ и навигации ОКГ; испытание и доводка маршевого двигателя; - наиболее перспективна схема ОКГ с маршевым двигателем ПВРД, поэтому необходимо форсировать работы по ПВРД [32, с.314-318]. Вопрос об использовании ПВРД в качестве маршевого двигателя ОКГ, а в качестве разгонного ЖРД - существующих РДД рассматривался в общих чертах. Но все же здесь просматривается влияние работ НИИ-1 по ПВРД и даже указывается, на каком уровне эти работы находятся.

Далее...

Общая длина самолета, м	28
Размах крыльев, м	15
Дальность, км	25000 - 40000
Скорость полета, км/ч	10000
Полный стартовый вес, т	100
Сухой вес. т.	20
Вес бомбовой нагрузки	300
Тяга ЖРД самолета, т	100
Запас топлива, т.	80
Общая тяга стартовых ЖРД, т.	600
Высота полета, км.	50 - 300

Длина фюзеляжа, м	28
Мидель фюзеляжа, м	3,6 * 1,8
Размах крыла, м	15
Несущая поверхность крыла, м²	45
Несущая поверхность фюзеляжа, м²	81
Общая несущая поверхность, м²	126
Вес самолета, т	100
Вес топлива, т	70,5
Вес СПВРД (2 шт.), т	7,5
Вес конструкции планера, т	9
Вес ЖРД, т	2,5
Вес баков, т	2,5
Вес полезной нагрузки, т	8
Скорость самолета на стартовой дорожке, м/с	500
Длина стартовой дорожки, км	3
Тяга стартовой ракеты (5-6 ЖРД), т	600
Время разгона по стартовой дорожке, с	11
Посадочный вес самолета, т	15 - 20
Посадочная скорость, км/ч	200
Температура поверхности самолета	560° С

Тяга ЖРД на высоте, т	100
Удельный импульс тяги на высоте, с	285
Тяга на земле, т	90
Удельный импульс тяги на земле, с	252
Массовый расход топлива, кг/с	357
Массовый расход керосина, кг/с	145
Массовый расход кислорода, кг/с	212
Давление в камере,атм	40
Давление подачи топлива, атм	60
Вес ЖРД, кг	2500
Объем камеры сгорания, м³	1
Диаметр критического сечения, мм	438
Диаметр выходного сечения, мм	1124
Вес сухой камеры, кг	1600


Рис.12. Крылатая ракета «Шторм»	Рис.13. Летающая модель ЛМ-15