/
Author: Пономарев А.Н.
Tags: авиация самолеты летательные аппараты реактивные самолеты серия научно-популярная библиотека
Year: 1959
Text
А.Н. Пономарев
СОВРЕМЕННАЯ
РЕАКТИВНАЯ АВИАЦИЯ
НАУЧНО-ПОПУЛЯРНАЯ БИБЛИОТЕКА
ПОНОМАРЕВ А. Н.
СОВРЕМЕННАЯ
РЕАКТИВНАЯ
АВИАЦИЯ
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СОЮЗА ССР
Москва — 1959
ОТ ИЗДАТЕЛЬСТВА
Книга А. Н. Пономарева «Современная реактивная авиация»
рассказывает о теоретических основах реактивной техники, принци-
пах работы и устройстве реактивных летательных аппаратов, дви-
гателей, вооружения и оборудования, установленного на современ-
ных реактивных самолетах.
В некоторых разделах книги в качестве конкретного материала
описательного характера используются опубликованные в иностран-
ной печати данные по иностранным самолетам, двигателям, вооруже-
нию, радиолокации и беспилотным реактивным средствам.
Книга рассчитана на широкий круг читателей — офицеров
Советской Армии, Авиации, Флота, советскую молодежь и членов
ДОСААФ, интересующихся современной авиационной техникой.
Пономарев Александр Николаевич
СОВРЕМЕННАЯ РЕАКТИВНАЯ АВИАЦИЯ
Редактор Кадер Я.
Консультанты издательства: генерал-лейтенант авиации Синяков С. ГТ.
доцент инженер-полковник Денисов И. Т.
кандидат технических наук инженер-подполковник Павлов Е. В.
Художественный редактор Гречихо Г. В.
Обложка художника Селезнева Е. И.
Технический редактор Соломоник Р. Л.
Корректор Стебакова Л. И.
Сдано в набор 9.7.58 г. Г-53632. Подписано к печати 19.5.59 г.
Формат бумаги 84х1087з2—8% печ. л. = 13,32 усл. печ. л. 13.23 уч.-изд. л.
Военное издательство Министерства обороны Союза ССР
Москва, К-9, Тверской бульвар, 18.
Изд. № 1/120. Зак. 1202.
1-я типография
Военного издательства Министерства обороны Союза ССР
Москва, К-6, проезд Скворцова-Степанова, дом 3
Цена 5 руб.
ВВЕДЕНИЕ
ТЛ стория нашей авиации уходит в далекое прошлое Рос-
* * сии, к тем временам, когда пытливые, любознатель-
ные и талантливые русские люди мечтали о покорении
воздушной стихии. Сложным и тернистым был путь раз-
вития техники от первого полета воздушного шара, совер-
шенного в 1731 г. Крякутным, до сверхзвуковых самоле-
тов наших дней. Мы гордимся летательными аппаратами
тяжелее воздуха, предложенными гениальным русским
ученым Ломоносовым, схемами реактивных двигателей
Кибальчича и постройкой первого в мире самолета
Можайского.
Выдающиеся научные труды Ломоносова, Менделеева,
Циолковского и Жуковского, Чаплыгина и Ветчинкина,
а также многих других их учеников и последователей
создали авиационную науку и. на ее базе возможность
постройки и полетов современных самолетов.
Оригинальные конструкции тяжелых многомоторных
самолетов «Русский Витязь», «Илья Муромец», «Свято-
гор», истребитель Русско-Балтийского завода, летающие
лодки Григоровича являлись реализацией новых идей и
положили начало развитию отечественной авиационной
техники.
Великая Октябрьская социалистическая революция
открыла широкие возможности для развития авиацион-
ной науки и техники в нашей стране.
По указанию вождя и основателя Советского государ-
ства В. И. Ленина в грозные годы гражданской войны и
иностранной интервенции создавались авиационные за-
воды и научно-исследовательские институты. В 1918 г.
был основан Центральный аэрогидродинамический ин-
ститут (ЦАРИ). В последующем он стал одним из круп-
1* 3
нейших научно-исследовательских учреждений мира. Во
главе этого института стоял Н. Е. Жуковский. В. И. Ленин
любовно назвал его «отцом русской авиации».
В период становления базы для развития советской
авиационной техники были организованы институт инже-
неров Красного Воздушного Флота и Научно-опытный
аэродром.
В годы первой пятилетки на базе развития тяжелой
промышленности в нашей стране был создан мощный и
технически совершенный Воздушный Флот. Задача, по-
ставленная Коммунистической партией, летать дальше
всех, быстрее всех и выше всех определила дальнейший
прогресс научно-технической мысли, авиационной про-
мышленности и подготовки личного состава советской
авиации.
•Самоотверженный труд коллективов ученых, конструк-
торов, летчиков-испытателей самолетов и рабочих обес-
печил высокие темпы развития нашей авиации. Советский
народ, обретая могучие крылья, превращал нашу Родину
в страну передовой авиационной техники.
Самолеты-истребители И-5, И-15 и И-16 и учебно-
связной самолет По-2, созданные Н. Н. Поликарповым,
широко известны нашей авиационной общественности. На
этих самолетах воспитывались наши летчики и убеди-
тельно демонстрировали мощь советской авиации в боях
при ликвидации провокаций международной реакции на
границах нашей Родины в 1938—1939 гг. Такой самолет,
как И-16, долгое время был самым легким и скоростным
истребителем. Этот самолет имел убирающееся шасси,
явившееся в то время новинкой в авиационной технике.
Целое поколение летчиков нашей бомбардировочной
авиации было воспитано на самолетах, спроектированных
в конструкторском бюро под руководством А. Н. Тупо-
лева. В ЦАГИ А. Н. Туполев создал первый советский
цельнометаллический тяжелый двухмоторный самолет
ТБ-1, а вслед за ним — четырехмоторный самолет ТБ-3.
Многим известны и памятны массовые перелеты на-
ших летчиков на восточные границы Родины на этих
мощных воздушных кораблях. Советские самолеты с дру-
жескими визитами посетили Чехословакию, Италию,
Францию и вызвали в этих странах восхищение совер-
шенством техники нашей авиации.
4
Самолет «Максим Горький», созданный тем же конст-
рукторским* бюро, был в то время самым большим само-
летом в мире и имел полетный вес более 50 т.
Наша Родина гордится самолетом АНТ-25, на кото-
ром были установлены мировые рекорды дальности по
замкнутому кругу и дальности по прямой при полетах
через Северный полюс в ОША экипажей В. П. Чкалова
и М. М. Громова.
Поколение советских летчиков бомбардировочной
авиации обучалось и участвовало в боевых действиях на
самолете СБ, созданном под руководством А. А. Архан-
гельского. Э1)от самолет монопланной схемы с убираю-
щимся шасси имел совершенную аэродинамику, сочетав-
шуюся с большой нагрузкой на квадратный метр крыла,
был наиболее скоростным бомбардировщиком того вре-
мени.
Тяжелые самолеты Петлякова Пе-8 имели дальность
полета до 12 500 км и бомбовую нагрузку до 5,5 т, и не
было им равных в мировой авиационной технике. Ряд
выдающихся самолетов созданы конструкторским бюро
С. В. Ильюшина. Наиболее известный из них — штурмо-
вик Ил-2, блестяще показавший себя в период Великой
Отечественной войны.
Решением Партии и Правительства к созданию само-
летов были привлечены и другие конструкторские коллек-
тивы. Всем хорошо известны боевые качества самолетов
Як-3, Ла-5 и МиГ-3. В период Великой Отечественной
войны они являлись основными истребителями наших
Военно-воздушных сил. В своей конструкции они соче-
тали большую мощь вооружения, совершенную аэродина-
мику и надежную работу авиационных двигателей. . На
этих самолетах наши летчики громили врага под Сталин-
градом и на Кубани, под Курском и на Днепре, в битве
за Берлин. Однако ни монопланное крыло и убираю-
щееся шасси, ни совершенство капотирования двигателя
и его радиаторов не могли сохранить поршневой авиа-
ционный двигатель на современном самолете.
Борьба за скорость полета решила участь поршневого
двигателя, несмотря на непрерывное его усовершенствова-
ние. Известно, что истребители с поршневыми двигате-
лями к концу второй мировой войны обладали скоростью
полета 700 -F 800 км/час. Эти скорости в 10—15 раз пре-
5
вышали скорости полетов первых самолетов пилотируемой
авиации. Такие темпы развития скоростей были невидан-
ными для всех видов транспорта. Однако дальнейшее
увеличение скорости полета самолета с поршневым дви-
гателем стало невозможным. Винтомоторная установка
уже не обеспечивала необходимой тяги для преодоления
круто нарастающего с увеличением скорости полета со-
противления воздуха.
Пройти так называемый «звуковой барьер» с порш-
невым двигателем оказалось невозможным. Данный трип
двигателя оказался непригодным для скоростной воен-
ной авиации. Например, для самолета с весом 5000 кг
для полета со скоростью 1000 км/час потребовался бы
поршневой двигатель мощностью около 10 000 л. с., весом
примерно 5000 кг, что исключало его применение
на самолетах даже с околозвуковыми скоростями по-
лета.
Дальнейшее повышение скорости за счет совершен-
ствования аэродинамических форм самолета и тем самым
снижения вредного сопротивления воздуха тоже оказа-
лось недостаточным. Понадобилось применение принци-
пиально нового двигателя — двигателя больших скоро-
стей, каким и явился реактивный двигатель.
Сбылись вещие слова основоположника реактцвной
техники знаменитого русского ученого К. Э. Циолков-
ского, который говорил: «За эрой аэропланов винтовых
должна следовать эра аэропланов реактивных...» Эти
слова были сказаны в работе ученого, относящейся к
1930 г. В то время некоторым ученым это казалось дале-
ким будущим и даже равносильным фантастическим
мечтаниям.
Партия и Правительство нашей страны широко под-
держивали работы, относящиеся к новому типу двига-
телей.
Заслуги ученых нашей страны в развитии реактивной
техники исключительно велики. Одним из пионеров соз-
дания РД был Ф. А. Цандер, двигатель которого, рабо-
тавший на воздушно-бензиновой смеси, испытывался
18 марта 1933 года. Конструктором В. П. Глушко* был
разработан жидкостный реактивный двигатель. ЖРД
конструкции Л. С. Душкина был установлен на ракето-
план, сконструированный одним из пионеров отечествен-
ной ракетной техники С. П. Королевым. Опробование
б
этого ракетоплана проводилось в 1939 г. на земле и за-
вершилось летными испытаниями в феврале 1940 г.
Большой вклад в развитие реактивной техники
внес советский ученый В. В. Уваров. Конструктор
А. М. Люлька в 1937 г. разработал схему экономичной
двухконтурной турбореактивной силовой установки. По-
стройка первых образцов такого двигателя с тягой в
600 кг была начата им в 1940 г.
Труды академика Б. С. Стечкина и его книга «Тео-
рия воздушно-реактивных двигателей» свидетельствовали
о глубоких теоретических исследованиях в области но-
вого типа силовых установок. Эта и многие другие работы
советских ученых заложили прочную основу развития
реактивной авиации в нашей стране. Результатом всего
этого явилось создание под руководством В. Ф. Болхови-
тинова самолета-истребителя с мощным вооружением,
снабженного жидкостно-реактивным двигателем конструк-
ции Л. С. Душкина. На реактивном самолете летчик
Г. Я. Бахчиванджи 15 мая 1942 года совершил первый
опытный полет.
Внедрение реактивных двигателей в авиацию потребо-
вало провести большие работы в области аэродинамики
самолета, его конструкции и самого производства самоле-
тов. Без этого оказалось невозможным полное использо-
вание нового типа двигателей. В чем особенности компо-
новки реактивных самолетов? Они определяются в основ-
ном особенностями, присущими реактивной силовой уста-
новке, и явлениями, возникающими при полетах на около-
звуковых и больших сверхзвуковых скоростях полета. От-
сутствие воздушного винта обеспечивает лучшее разме-
щение двигателей на самолете и аэродинамические формы
фюзеляжа, уменьшение высоты шасси.
Таким образом, улучшение летно-технических данных
самолетов происходило за счет увеличения мощности си-
ловых установок и повышения аэродинамических качеств
самолетов. Первые отечественные реактивные самолеты,
например МиГ-9, немногим отличались по своей аэроди-
намической и конструктивной схеме от самолетов с винто-
моторной группой. Но в связи с заменой силовой уста-
новки улучшились летные данные самолетов как по мак-
симальной скорости, так и по практическому потолку
(рис. 1).
Некоторые последующие отечественные самолеты были
7
J
Рис. 1. Советские реактивные самолеты:
1 — МиГ-9; 2 — Ла-15; 3 — МиГ-15; 4 — Як-23
оборудованы специальным форсажным устройством дви-
гателя. Форсажные устройства дают увеличенную тягу за
счет дополнительного сжигания топлива за турбиной в
реактивном сопле. Позже они получили широкое распро-
странение и применяются на всех современных самолетах.
По мере роста скорости полета камера дожигания стано-
вится все более эффективным устройством для создания
повышенной тяги двигателей.
Но и эти мероприятия были уже недостаточны для
дальнейшего развития авиации. Требовались радикальные
изменения в аэродинамической компоновке самолета, по-
тому что при полетах на больших скоростях наблюдаются
явления, вызываемые сжимаемостью воздуха.
Что происходит, когда в потоке, обтекающем самолет,
хотя бы на отдельных участках достигаемся скорость, рав-
ная местной скорости распространения звука? В данных
местах возникают скачки уплотнения, в которых происхо-
дит резкое, скачкообразное изменение давлений, темпера-
тур и скоростей потока. Скачки уплотнения приводят к
резкому увеличению сопротивления — наступает так на-
зываемый волновой кризис.
Научно-конструкторской мысли при создании новых
типов самолетов необходимо было преодолевать прежде
всего влияние этого фактора.
Одним из наиболее удачных решений указанной за-
дачи, резко уменьшившим влияние сжимаемости на аэро-
динамические характеристики самолета, явилось прида-
ние стреловидности крылу и оперению самолета. Новая
аэродинамическая компоновка самолета дала большие
возможности для повышения скорости полета и улучше-
ния летно-технических характеристик реактивных самоле-
тов. Применение стреловидных крыльев резко снизило
коэффициент лобового сопротивления на высоких скоро-
стях полета. Наряду с этим было установлено: на боль-
ших скоростях полета существенное значение имеет отно-
сительная толщина профиля крыла самолета. Она больше,
чем на малых скоростях, влияет на сопротивление само-
лета.
В качестве примера новой аэродинамической компо-
новки можно привести одноместный цельнометалличе-
ский истребитель Ла-15. У него турбореактивный двига-
тель был расположен в средней части фюзеляжа. Этот
высокоплан имел стреловидное крыло с углом стреловид-
9
ности в 37°20' и относительную толщину профиля крыла,
равную 9,5%. Самолет с более совершенной аэродинами-
кой, применением стреловидного крыла достигал пре-
дельной скорости полета, соответствующей М = 0,92
(Л1 — отношение скорости полета к скорости звука).
Созданный впоследствии самолет МиГ-15 имел более
совершенную аэродинамическую компоновку, большую
стреловидность крыльев и более тонкий профиль крыла
(см. рис. 1).
Рис. 2. Советские реактивные самолеты на воздуш-
ном параде
Чего удалось достигнуть, применяя стреловидность
крыльев и меньшую, чем в дозвуковом самолете, относи-
тельную толщину профиля крыла? Удалось создать та-
кое изменение сопротивления крыла при увеличении ско-
рости полета, которое позволило, используя мощные
реактивные двигатели, получить сверхзвуковые скорости
горизонтального полета.
В печати уже сообщалось о полетах самолетов со
скоростью более звука. Подобные скорости близки
к скоростям полета артиллерийских снарядов.
10
О высоком уровне развития отечественной авиацион-
ной техники говорит мощное семейство и наших реактив-
ных пассажирских самолетов.
Помимо самолета ТУ-104, пассажирские самолеты
ТУ-110, ТУ-114, Ан-10, Ил-18, демонстрировавшиеся в
1957—1958 гг. для широкой общественности, являются
большим достижением работников советской авиационной
промышленности.
Рис. 3. Реактивные истребители на воздушном параде
Созданы новые образцы и других скоростных реактив-
ных самолетов (рис. 2 и рис. 3). Решающим этапом раз-
вития отечественной ракетной техники было создание
межконтинентальных баллистических ракет. Великим тор-
жеством науки явился запуск первых советских искус-
ственных спутников Земли. Запуск 2 января 1959 г. со-
ветской космической ракеты, ставшей на вечные времена
первой искусственной планетой нашей солнечной системы,
является величественным событием эпохи построения
коммунизма и открывает эру межпланетных полетов.
Важное значение в обороне страны имеет авиация.
11
Благодаря заботам Партии, героическому труду совет-
ского народа наша страна создала могучую авиацию.
В Военно-воздушных силах выросли замечательные кадры
авиационных командиров, военных летчиков и штурма-
нов, инженеров и техников, младших авиационных спе-
циалистов. Соткни и тысячи советских летчиков своими
героическими подвигами возвеличили и прославили нашу
авиацию.
Современные средства войны очень мощные. Известно,
что теперь несколько снижается роль крылатой авиации,
управляемой человеком, и на смену ей выступает ракет-
ная авиация, ракетная техника. Не отказываясь от суще-
ствующих средств вооружения, нужно идти вперед, совер-
шенствовать все виды вооружения, осваивать новую
ракетную технику, чтобы отлично овладеть ею и быть
всегда готовым к отражению нападения, если противник
решится напасть на нашу Родину.
Главный источник силы и могущества нашей авиации
состоит в том, что ее организатором, руководителем и
воспитателем является Коммунистическая партия. Наша
партия проявляет постоянную заботу о современной реак-
тивной авиации, о политическом воспитании советских
авиаторов в духе идей марксизма-ленинизма, безгранич-
ной преданности советскому народу, делу коммунизма.
ГЛАВА I
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Реактивным двигателем называется тепловой двигатель
внутреннего сгорания. В нем химическая энергия
топлива преобразуется в кинетическую энергию газовой
струи, выходящей из двигателя, а получающаяся за счет
этого сила реакции непосредственно используется как
движущая сила — сила тяги.
Основной признак реактивного двигателя любого
устройства и системы — сила реакции потока газов, полу-
чающих ускорение в двигателе и выходящих с большой
скоростью в атмосферу. Сила реакции газов передается
через корпус двигателя самолету и используется как тяго-
вая сила. Такая особенность принципиально отдичает
реактивные двигатели от других типов авиационных дви-
гателей, и в частности от винтомоторной установки
(ВМУ). В винтомоторной установке поршневой авиацион-
ный двигатель преобразует энергию топлива в мощность
на валу винта, приводя его в движение. Воздушный же
винт, отбрасывая массы воздуха с большой скоростью,
создает силу тяги. Поэтому винт часто называют движите-
лем самолета. Таким образом, ВМУ состоит собственно
из двигателя и движителя. Такой тип двигателя называется
двигателем непрямой реакции. В реактивном же двига-
теле сила тяги получается непосредственно на поверхно-
стях элементов самого двигателя. В этом случае реактив-
ный двигатель органически соединяет в себе и двигатель
и движитель и называется поэтому двигателем прямой
реакции.
По роду рабочего процесса, виду топлива и схеме
устройства реактивные двигатели можно разделить на
несколько типов, показанных на рис. 4.
Прежде всего они разделяются на ракетные и воз-
душно-реактивные двигатели. В ракетных двигателях го-
13
рючее й окислитель, необходимые для работы двигателя
и образующие рабочее тело, транспортируются на лета-
тельном аппарате вместе с двигателем. В воздушно-реак-
тивных двигателях рабочее тело — атмосферный воздух,
кислород его используется в качестве окислителя при
сжигании топлива в двигателе.
Рис. 4. Схема классификации реактивных двигателей
'‘Прямоточные ВРД
Пульсирующие ВРД
Турбовинтовые (ТВД)
Двухконтурные ВРД
По роду применяемого топлива ракетные двигатели
в свою очередь делятся на двигатели твердого топлива и
двигатели жидкого топлива, или, как их обычно назы-
вают, жидкостные ракетные двигатели, или жидкостно-
реактивные двигатели — ЖРД.
Ракетные двигатели твердого топлива. Принципиаль-
ная схема двигателя показана на. рис. 5. Внутри
камеры сгорания размещено твердое топливо — специаль-
ные сорта пороха, спрессованного в виде шашек. При
хранении и работе двигателя для удержания шашек в ка-
мере и предотвращения выбрасывания их в несгоревшем
виде устанавливается диафрагма. Порох воспламеняется
или от пиропатрона или от накаливаемой электрическим
током металлической нити.
В процессе сгорания пороха в камере образуются газы,
повышаются в связи с этим температура и давление их.
14
Температура газов достигает величины порядка 2000° С,
а давление для разных двигателей колеблется в преде-
лах до сотен атмосфер. Газы вытекают через сопло в
атмосферу с большой скоростью, доходящей до 2000 м/сек.
При этом возникает реактивная сила, то есть сила, дей-
ствующая противоположно направлению струи вытекаю-
щих газов. Подобное же явление (отдача) наблюдается
Рис. 5. Принципиальная схема ракетного двигателя твер-
дого топлива:
1 — камера сгорания; 2— реактивное сопло; 3 — пороховые шашки;
4 — диафрагма; 5 — пиропатрон-воспламенитель
и при выстреле из огнестрельного оружия. Отдача соб-
ственно и есть проявление реактивной силы. Эта сила
по своей величине тем больше, чем значительнее масса
газов и чем выше скорость истечения их из реактивного
сопла.
Длительность работы двигателя определяется време-
нем сгорания пороха и не превышает нескольких секунд.
В последнее время за границей стали появляться поро-
ховые двигатели, работающие 20-4-25 сек. Камеры сгора-
ния таких двигателей покрываются специальной огне-
упорной керамикой, предохраняющей материал стенок ее
от коробления при чрезмерном прогреве.
Пороховые двигатели при малых размерах могут соз-
давать, хотя и кратковременно, большую тягу. Простота
конструкции и удобство работы с порохом — важные
эксплуатационные факторы. Указанные обстоятельства
привели к значительному развитию пороховых ракет и
широкому их распространению. Пороховые ракеты полу-
чили массовое распространение в артиллерии в качестве
ракетных!, снарядов. Ракетными пороховыми снарядами
снабжаются и самолеты F-86, F-89, F-84 и др. Приме-
нение специальных (медленно и устойчиво горящих при
низких давлениях 304-50 атм) порохов позволило1 исполь-
зовать пороховые двигатели в авиации в качестве старто-
15
вых ускорителей, облегчающих взлет тяжелых, перегру-
женных самолетов В-47 и В-66. Ракетные двигатели твер-
дого топлива прочно вошли в технику, и следует ожидать
дальнейшего их развития и распространения.
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). Жидкост-
ным ракетным двигателем называется такой реактивный
двигатель, который создает силу тяги за счет вытекания
из сопла продуктов сгорания жидкого топлива.
Принцип работы ЖРД ничем по существу не отли-
чается от принципа работы порохового двигателя. На
рис. 6 приведена принципиальная схема устройства
жидкостного ракетного двигателя.
Рис. 6. Принципиальная схема жидкостного ракетного
двигателя:
/ — камера сгорания; 2 — головка камеры; 3 — трубопровод для
подачи топлива в пусковые форсунки; 4 — воспламенитель (пуско-
вая свеча); 5 — трубопровод для подачи окислителя; 6 — трубопро-
вод для подачи горючего (оно же охладитель камеры); 7 — вкла-
дыш (разъемный); 8 — реактивное сопло; 9 — рубашка камеры
Жидкостная ракетная установка состоит из системы
баков, где размещаются жидкие окислитель и горючее,
системы подачи горючего и окислителя и камеры двига-
теля. Камера двигателя разделяется на головку, через
которую топливо из системы подачи поступает в ее рабо-
чую часть, собственно камеру сгорания и реактивное
сопло.
В осуществлении термодинамического процесса ЖРД
существенно отличается от ракетных двигателей твердого
топлива и от других типов реактивных двигателей.
16
Зак. 12Q2
Как происходит преобразование химической энергии
топлива в работу, сообщаемую двигателем летательному
аппарату? Оно осуществляется за счет протекания от-
дельных процессов, происходящих в ЖРД и его агре-
гатах.
Носитель химической энергии, поступающей в двига-
тель, — топливо, состоящее, как правило, из горючего и
окислителя. Как превращается химическая энергия топ-
лива в тепловую? Конечно, вследствие протекания хи*
мического процесса — реакции сгорания топлива. Однако
процессу сгорания должен предшествовать ряд подготови-
тельных процессов, необходимых для наилучших условий
преобразования химической энергии в тепловую и тепла
в работу расширения.
К этим процессам относятся: сжатие, то есть повыше-
ние давления топлива, которое необходимо для его рас-
пыла и осуществления последующего расширения про-
дуктов сгорания; подача компонентов в камеру сгорания;
распыл компонентов топлива и их воспламенение.
В качестве горючего применяется обычно керосин или
спирт, а окислителя — жидкий кислород, азотная кис-
лота, перекись водорода.
При сжигании топлива в камере сгорания давление
повышается до 30 и более атмосфер, скорость истечения
газов из сопла составляет 2000 4- 2500 м/сек, температура
газа достигает высоких значений, доходящих до 3000° С.
Стенки камеры сгорания и сопла двигателя от чрезмер-
ного нагрева охлаждаются обычно одним или обоими
компонентами топлива или водой. Надежное охлаждение
ЖРД приобретает важное значение и является одним из
первостепенных факторов безотказности их работы.
Выделившаяся в результате сгорания топлива тепло-
вая энергия частично превращается в работу расширения
продуктов сгорания. Работа расширения затрачивается на
увеличение скорости истечения продуктов сгорания, а сле-
довательно, на создание тяги.
В камере сгорания двигателя условно можно вы-
делить две зоны: I — зону подготовки и II — зону реакции.
В обеих зонах на установившемся режиме сохраняется
некоторое постоянное давление реакции. Расширяющееся
сопло (сопло Лаваля) образует III зону-—зону расшире-
ния продуктов сгорания, где они получают ускорение и
затем выходят с большой скоростью из сопла в
2 Пономарев А. Н.
17
атмосферу. В результате этого получается сила тяги дви-
гателя, действующая в сторону, противоположную скоро-
сти выходящих газов. Сила тяги двигателя зависит от
количества массы газов, вытекающих из двигателя, и их
скорости относительно двигателя.
Классификация ЖРД- Классифицировать жидкостные
ракетные двигатели можно по разным признакам; свой-
ствам применяемых топлив, способу осуществления основ-
ных процессов преобразования энергии, назначению дви-
гателя.
Рис. 7. Схема классификации жидкостных ракетных
двигателей
В соответствии с этим целесообразно классифициро-
вать ЖРД по типу применяемых топлив, способу сжатия
и подачи компонентов топлива и назначению (рис. 7).
В ЖРД возможно применение топлив двух основных
типов. Унитарные жидкие топлива — это одно вещество
(или раствор нескольких веществ), находящееся в подго-
товленном для сгорания (или разложения) виде (такие
18
смеси можно назвать жидкими порохами). Топлива раз-
дельной подачи состоят из горючего и окислителя, пода-
ваемых в камеру сгорания раздельно и смешивающихся
только в самой камере.
Процессы распыла и смесеобразования в двигателях
этих типов значительно различаются между собой.
В двигателях, работающих на унитарных топливах,
смешение компонентов, участвующих в реакции сгорания,
производится заранее, и в процессе распыливания топ-
ливо необходимо только более равномерно распределить
его по поперечному сечению камеры сгорания.
В двигателях раздельной подачи в процессе распыла,
кроме того, должно происходить тщательное перемеши-
вание частичек горючего и окислителя, чтобы создава-
лись наилучшие условия для сгорания и для возможно
более полного выделения химической энергии топлива.
В двигателях, работающих на унитарных топливах, си-
стема подачи получается более простой, используется
один бак и одна система коммуникаций между баком и
камерой сгорания. Однако создание совершенного уни-
тарного топлива ограничено его взрывоопасностью.
В связи с этим двигатели на унитарном топливе пока
получили малое распространение.
Двигатели раздельной подачи классифицируются бо-
лее детально по типу применяемого окислителя. Свойства
того или иного окислителя в значительной степени опре-
деляют конструктивные особенности двигателя, а часто и
возможность его использования на том или ином лета-
тельном аппарате. При классификации двигатели обычно
получают название по типу применяемого окислителя,
например: кислородный, азотно-кислотный и др. В на-
стоящее время наиболее распространены кислородные и
азотно-кислотные двигатели.
Подача компонентов топлива в жидкостных ракет-
ных двигателях осуществляется в основном двумя спосо-
бами: вытеснением компонентов из баков за счет
создания в них избыточного давления, называемого вы-
теснительной подачей — баллонной, или за счет сжатия
и подачи компонентов насосами — насосной подачей.
Повышение давления в баках при вытеснительной
подаче может осуществляться самыми разнообразными
способами. Широко распространена система подачи, в
2*
19
которой вытеснение компонентов осуществляется газом
(воздух, азот) высокого давления.
Из баллона газ высокого давления проходит через ре-
дуктор, понижающий давление газа до рабочего давле-
ния в баках, а затем поступает в баки с компонентами
топлива, выдавливая их в камеру сгорания. Недостаток
такой системы подачи — большой вес баков для компо-
нентов топлива, и особенно значительный вес баллона, в
котором под высоким давлением находится запас вытес-
няющего газа.
Для снижения этого веса применяется вытеснение
компонентов продуктами сгорания пороха (пороховой
аккумулятор давления) или продуктами сгорания жидких
компонентов (жидкостный аккумулятор давления).
При вытеснительной подаче любого типа баки компо-
нентов работают под давлением, несколько превышаю-
щим давление в камере, поэтому они должны быть доста-
точно прочными. В двигателях больших тяг или в двига-
телях, рассчитанных на сравнительно большую продол-
жительность работы, применение вытеснительной подачи
привело бы к недопустимому увеличению веса баков.
В этих двигателях применяется поэтому насосная си-
стема подачи компонентов.
При насосной подаче в ЖРД (рис. 8) для привода
насосов чаще всего применяется турбина, работающая
на продуктах разложения перекиси водорода.
Давление, развиваемое насосами, должно превышать
давление в камере сгорания примерно на 10-4-20 атм в
зависимости от конструкции форсунок и сопротивления
в охлаждающей системе. Мощность турбины, приводящей
через коробку передач (редуктор) в движение насосы
(ТНА — турбонасосный агрегат), достигает 5-4-8 л. с.
на каждый килограмм прокачиваемой в секунду смеси.
Например, мощность насосов одного из американских ра-
кетных снарядов при прокачке примерно' 125 кг/сек смеси
достигает 600 л. с.
Для привода в действие турбины двигатель снабжен
специальным агрегатом — газогенератором, вырабатыва=
ющим рабочее тело для турбины — парогаз, нагреваемый
до высокой температуры (700° С) при определенном дав-
лении (см. рис. 8).
Существует три типа газогенераторов, получивших
распространение в ракетной технике. В первом типе для
20
получения парогаза используется высококонцентрирован-
ная (80 4- 9OfO/o) перекись водорода, разлагающаяся под
действием катализатора с выделением тепла (горение от-
сутствует); во втором типе применяется для получения
газа реакция горения обычных или специальных топлив;
в третьем типе используются продукты сгорания твердого
пороха.
Рис. 8. Схема жидкостного ракетного двигателя с насосной пода-
чей:
1 — газогенератор, вырабатывающий парогаз для турбины; 2 — турбина, при-
водящая в действие насосную систему; 3 — насос для топлива; 4 — насос для
окислителя; 5 — агрегат управления подачей топлива и окислителя; 6 — ре-
гулятор давления парогаза; 7 — камера сгорания (собственно ЖРД); 8 — пере-
пуск топлива и окислителя в баки при остановке двигателя; 9 — пакет твер-
дого катализатора
По условиям эксплуатации ЖРД можно разделить:
—» на двигатели одноразового действия и однократ-
ного пуска, применяемые на различных ракетах и управ-
ляемых снарядах;
— на двигатели многоразового действия, но однократ-
ного пуска, предназначенные как ускорители при взлете
тяжелых самолетов;
— на двигатели многоразового действия и многократ-
ного пуска, используемые как основные двигатели и уско-
рители для маневра самолета целевого назначения.
В зависимости от условий эксплуатации, компонентов
и типа двигателя применяются различные системы зажи-
гания: пиротехническая, химическая и электрическая.
Пиротехническое зажигание производится с помощью
специального пиропатрона, который горит в течение не-
скольких секунд и дает факел высокой температуры
2000° С). Пиропатрон монтируется или на головке ка-
21
меры, или вводится со стороны сопла на специальной
державке-вертушке. На вертушке симметрично по
окружности располагаются три пиропатрона. При воспла-
менении пиропатронов вертушка начинает вращаться,
камера заполняется газами высокой температуры; после
этого подается небольшое количество топлива, которое
воспламеняется, а затем подача топлива увеличивается.
Пиропатроны обычно воспламеняются электрической
нитью накаливания. Пиротехническое зажигание приме-
няется в двигателях всех тяг одноразового и многоразо-
вого действия, но однократного пуска.
При химическом зажигании используется самовоспла-
меняющееся топливо. Такое зажигание очень просто осу-
ществляется в двигателях, работающих на самовоспламе-
няющихся компонентах. Обычно это двигатели многоразо-
вого действия и многократного пуска.
Химическое зажигание применяется также в двигате-
лях, работающих на несамовоспламеняющихся компонен-
тах. В этом случае в систему подачи ЖРД монтируется
специальная пусковая система с самовоспламеняющимися
компонентами. Только после образования устойчивого
пускового пламени в камеру подаются основные компо-
ненты топлива.
Такой двигатель менее опасен в эксплуатации и де-
шевле, чем ЖРД, работающий только на самовоспламе-
няющихся компонентах. Химическое зажигание приме-
няется в двигателях любых тяг, однократного и много-
кратного пуска. (Двигатель фирмы «Вальтер»).
Электрическое зажигание с помощью искровой свечи
применяется на двигателях небольших тяг и в малых экс-
периментальных двигателях, предназначенных для стен-
довых испытаний. В чем недостаток такого способа?
В сравнительно малой тепловой мощности свечи. Для
обеспечения этого вида зажигания требуется источник
электроэнергии, который не всегда удается разместить на
летательном аппарате.
Процесс воспламенения при запуске двигателя — важ-
ный момент обеспечения безопасности и надежности его
работы. Даже небольшое запаздывание воспламенения
приводит к накоплению в камере значительного количе-
ства топлива с огромным запасом энергии, быстрое выде-
ление ее может привести к взрыву и разрушению силовой
установки летательного аппарата,
22
Современные жидкостные ракетные двигатели приме-
няются на многих летательных аппаратах. Конструктив-
ное выполнение ЖРД в большей степени зависит от на-
значения. Двигатели классифицируются по способу
применения, например: двигатели дальних ракет, зенит-
ных ракет, двигатели для самолетов, ускорители и пр.
В ЖРД значительны расходы смеси, и необходимо
иметь постоянный ее состав. Высокое давление в камере
предъявляет серьезные требования к безопасности. Все
это привело к тому, что современные жидкостные ракет-
ные двигатели — сложные силовые установки с сильно
развитой автоматикой.
Время работы ЖРД определяется только запасом топ-
лива в баках летательного аппарата. Это существенно
расширяет область применения ЖРД. При помощи ЖРД
можно достигнуть очень больших высот и скоростей по-
лета; они не используют для окисления топлива кислород
воздуха.
Летательный аппарат с ЖРД несет на себе горючее
и окислитель. Поэтому расход топлива на этих двигате-
лях в статических: условиях в 14 ч- 18 раз, а на больших
высотах в 7ч-8 раз больше расхода топлива других
реактивных двигателей. Это объясняется и тем, что ско-
рости полета современных самолетов еще недостаточны
для более полного использования тягового КПД ракет-
ного двигателя, зависящего от соотношения скорости
полета и скорости истечения газов из сопла двигателя.
В частности, этот коэффициент составляет 6 ч- S^/o1 при
скоростях полета 1000 ч-1200 км/час, а при скоростях по-
лета 4000 ч- 5000 км/час он может быть увеличен до
30 ч- 35^/о,
Жидкостно-реактивный двигатель предложен в
1903 году знаменитым русским ученым и изобретателем
К. Э. Циолковским. Схема двигателя и принцип конструк-
тивного ее решения остаются неизменными и для совре-
менных ЖРД.
Эксплуатационные особенности ЖРД. Рассмотрим
один из современных зарубежных жидкостно-реактивных
двигателей — «Скример» фирмы «Армстронг Сидли».
Он работает на жидком кислороде — 60%, керосине —
23%’ и воде — 17%.
Двигатель имеет цилиндрическую камеру сгорания с
расширяющимся соплом без горловины. Охлаждение дви-
23
гателя осуществляется водой с последующим впрыском
ее в камеру сгорания. Введение воды в топливную си-
стему двигателя вызывается необходимостью снизить тем-
пературу газов, превышающую 3000° С при смешении,
например, жидкого кислорода и керосина.
Цилиндрическая форма камеры сгорания облегчает
проблему охлаждения двигателя и имеет меньший объем
и вес по сравнению с обычной камерой с предваритель-
ным сужением. Для охлаждения стенок камеры и реак-
тивного сопла (что является, как указывалось выше,
основой для надежной работы двигателя) применяется
система охлаждения, состоящая из спиральных охлажда-
ющих каналов (рис. 9). Каналы расположены вокруг
сопла и камеры. Вода поступает в охлаждающую ру-
башку у конца реактивного сопла и, проходя по спирали,
впрыскивается в головку камеры сгорания.
Рис. 9. Охлаждающий тракт спирального типа
Другая система охлаждения для этого же двигателя
была разработана с некоторым изменением. Вместо спи-
ральных охлаждающих каналов введены осевые охлаж-
дающие каналы. Вода, как и в первой системе, посту-
пала к задней части сопла. Затем вода по внешнему
трубопроводу выходила из охлаждающей рубашки, вновь
поступала в переднюю часть камеры к головке и далее
впрыскивалась в нее через пять симметрично расположен-
ных по окружности форсунок. Эти системы обеспечивают
не только охлаждение кожуха, но и внутренней стенки
камеры сгорания (рис. 10).
Так, например, при работе двигателя на полной тяге,
когда температура газов в камере достигала 3200° С, тем-
пература стенки камеры сгорания оставалась равной при-
мерно 500° С при расходе воды в этом случае 4 кг/сек.
В торцевой стенке камеры сгорания установлена фор-
24
суночная головка, к которой подаются керосин и жидкий
кислород для впрыскивания в камеру через ряд отдель-
ных отверстий, расположенных на ее стенке. В центре
форсуночной головки установлен воспламенитель, охлаж-
даемый водой. Во время запуска в воспламенитель по-
дается определенное количество горючего и окислителя,
зажигаемые двумя запальными свечами. Горение начи-
нается в воспламенителе и затем распространяется на
основной поток топлива, подаваемый в камеру сгорания.
Рис. 10. Охлаждающий тракт щелевого типа:
а — сечение гладкого щелевого канала; б — сечение щелевого
канала с продольными ребрами жесткости
Для привода топливных насосов применяется односту-
пенчатая или двухступенчатая турбина. Турбина соеди-
нена непосредственно с коробкой передач — редуктором
и приводит во вращение водяной и топливные насосы.
Насос жидкого кислорода снабжен отсечным клапаном
для отвода паров в бак при запуске и специальным
уплотнением, предохраняющим попадание смазочного
масла в жидкий кислород, при смешении которых обра-
зуется взрывчатая смесь (см. рис. 8).
При открытии всасывающих клапанов в топливных
линиях основных баков наполняются топливные системы
и три стартовых бака. В этом положении двигатель счи-
тается подготовленным к запуску.
При соответствующем положении переключателя за-
пуска в пусковые баки подается из баллонов под давле-
25
нием азот, действующий на диафрагмы бака горючего,
бака воды и поршень бака жидкого кислорода.
Одновременно с этим подводится электропитание к за-
пальным свечам газогенератора, открывается запорный
водяной клапан газогенератора, включается в работу си-
стема охлаждения. После срабатывания водяного кла-
пана горючее и кислород поступают к воспламенителю,
где запальными свечами зажигается смесь. Горение в
воспламенителе распространяется на основное топливо в
газогенераторе. Когда в магистрали водяного насоса дав-
ление достигает определенной величины, происходит от-
крытие отсечных клапанов, и топливо поступает к воспла-
менителю камеры сгорания. Затем срабатывают основной
запорный и перепускной отсечные клапаны жидкого кис-
лорода и открываются запорный и перепускной отсечные
клапаны горючего. Топливо подается в камеру сгорания
и зажигается факелом воспламенителя. При остановке
двигателя основные топливные клапаны закрываются, а
топливо по перепускным магистралям сливается в основ-
ные баки.
Конечная операция сводится к продувке турбопрово-
дов горючего, камеры сгорания и газогенератора для
предотвращения скапливания топлива и облегчения воз-
можного последующего запуска.
Характеристика окислителей. Особенности того или
иного топлива для ЖРД определяются прежде всего
окислителем, входящим в его состав. Практически, как
указывалось выше, такими окислителями являются жид-
кий кислород, азотная кислота и перекись водорода.
Жидкий кислород — наиболее выгодный из этих трех
окислителей, он не содержит примесей. Температуры его
равны: при кипении 182,95° С, при замерзании — 218,4° С,
удельный вес в жидкой фазе при температуре кипения
равен 1,14 кг/л.
Черные металлы, резина и ряд других материалов при
охлаждении до температуры жидкого кислорода стано-
вятся хрупкими и не могут поэтому использоваться как
конструкционные материалы. Цветные металлы и спе-
циальные стали сохраняют свои механические качества
при воздействии на них жидкого кислорода. Попадание в
кислород масла, грязи, дерева вызывает образование
взрывоопасных смесей. Основные трудности при исполь-
зовании жидкого кислорода связаны с неизбежными поте-
26
рями его на испарение. Помимо этого, применение кисло-
рода для охлаждения камеры ракетного двигателя
затруднено из-за опасности образования газовых пробок
в системе охлаждения. Поэтому двигатели, работающие
на жидком кислороде, обычно охлаждаются горючим.
Другой окислитель — азотная кислота. Она содержит
в своем составе 76,2 %1 кислорода и, следовательно, — до-
статочно хороший окислитель; ее положительное каче-
ство— высокий удельный вес, равный 1,52 кг/л, и
сохранение жидкого состояния в большом диапазоне
температур. Чистая азотная кислота замерзает при тем-
пературе— 41,2° С и кипит при температуре +86° С. На
большинство материалов она действует разрушающе.
Поэтому хранилища, баки, трубопроводы и детали, со-
прикасающиеся с азотной кислотой или с ее парами,
должны быть сделаны из специальных материалов. На
воздухе азотная кислота парит. Пары действуют вредно
на организм человека, а попадание кислоты на кожу вы-
зывает сильные ожоги. Следовательно, при работе с кис-
лотой необходимы специальная одежда, защитные очки,
а иногда и противогазы. Положительные качества азот-
ной кислоты и возможность охлаждения ею стенок камер
сгорания позволяют использовать азотную кислоту в ка-
честве окислителя во многих ЖРД. Например, в комби-
нации азотная кислота + керосин.
Благодаря своей химической активности азотная кис-
лота легко вступает в бурную реакцию с различными
органическими веществами. Это позволило создать на ее
основе и ряд самовоспламеняющихся ракетных топлив.
Иногда в качестве окислителя применяется перекись
водорода. Она имеет удельный вес, равный 1,442 кг/л,
температуру замерзания — 0,89° С, температуру кипения
+ 90,3° С при давлении 73,3 мм рт. ст. Температуру кипе-
ния при нормальном давлении определить не удается.
При нагревании выше 100° С перекись бурно разла-
гается на воду и кислород задолго до достижения точки
кипения. Получение и хранение чистой (безводной) пере-
киси водорода связано с большими трудностями. Она
легко разлагается под действием света, нагревания, за-
грязнения, соприкосновения с рядом металлов.
В качестве материалов для баков, трубопроводов
и других деталей, соприкасающихся с перекисью, при-
27
годны специальные стали, алюминиевые сплавы без
меди и в особенности чистый алюминий.
Пары маловодной перекиси водорода не оказывают
вредного влияния на организм человека, но попадание
перекиси на кожу- может вызвать ожоги. Попадание кон-
центрированной перекиси на дерево, ветошь, загрязнен-
ную одежду гложет также вызвать их самовоспламенение.
Поэтому при работе с перекисью надо обязательно иметь
предохранительные очки, и специальную одежду. Ци-
стерны, баки и другие емкости для перекиси должны
иметь надежный дренаж в атмосферу для свободного
выхода больших количеств газообразного кислорода.
Иначе возможно резкое повышение давления внутри
емкости и даже взрыв.
Емкости для хранения перекиси водорода рекомен-
дуется устанавливать на каменном полу и строить навесы
из негорючих материалов. При попадании ее на кожу
следует сразу же промыть обожженное место водой.
Растворы перекиси обычно перевозятся либо в специаль-
ных алюминиевых бочках или железнодорожных цистер-
нах. В полевых условиях можно применять алюминиевые
резервуары различной емкости. При этом во всех случаях
не должно быть вблизи горючих материалов, могущих
самовоспламеняться от перекиси.
Теплотворность ракетных топлив, составленных на
основе маловодной перекиси водорода, оказывается
меньше, чем при использовании других окислителей. По-
этому перекись водорода чаще всего используется для
получения парогаза, т. е. смеси водяного пара с кислоро-
дом. Она образуется при разложении перекиси водорода
и применяется в качестве рабочего тела в турбинах для
привода топливных насосов ЖРД.
Наиболее распространенной является перекись водо-
рода с 90% концентрацией. Она обладает ценными для
жидких компонентов физическими свойствами: большим
удельным весом, высокой температурой кипения и малой
вязкостью. К недостаткам перекиси водорода следует
отнести сравнительно высокую температуру замерзания,
ограничивающую возможность применения ее в усло-
виях низких температур. Первые кристаллы в 90% пере-
киси водорода появляются при температуре —11° С. При
дальнейшем охлаждении растворы перекиси водорода
сжимаются и це вызывают разрыва емкостей, в которых
28
онй находятся. Добавление некоторых примесей в пере-
кись водорода без значительного ухудшения свойств
раствора снижает температуру замерзания перекиси до
—40° С.
Воздушно-реактивные двигатели. Эти двигатели со-
ставляют большую группу. В нее входят и наиболее рас-
пространенные в настоящее время в авиации типы реак-
тивных двигателей. Широкое применение ВРД объяс-
няется тем, что они имеют значительно лучшую экономич-
ность по сравнению с ЖРД.
Воздушно-реактивные двигатели в свою очередь, в за-
висимости от способа предварительного сжатия воздуха,
делятся на бескомпрессорные — где сжатие входящего
воздуха происходит только за счет скоростного напора, и
компрессорные — где сжатие воздуха осуществляется
компрессором.
Бескомпрессорные ВРД делятся по характеру про-
цесса сгорания топлива на прямоточные (ПВРД) и пуль-
сирующие (ПуВРД) (см. рис. 4).
Прямоточный ВРД (рис. 11) состоит из вход-
ного диффузора, камеры сгорания и реактивного сопла.
Набегающий в полете на двигатель воздушный поток
через входное устройство летательного аппарата посту-
пает в двигатель и далее — в камеру сгорания.
Рис. 11. Принципиальная схема прямоточного ВРД для
дозвуковых скоростей полета:
/ — воздухозаборник; 2 — камера сгорания; 3 — фронтальное уст-
ройство — турбулизаторы; 4 — реактивное сопло
В камере установлены топливные форсунки, турбули-
заторы и стабилизаторы пламени, обеспечивающие устой-
чивое сгорание. Топливо в камеру впрыскивается через
форсунки непрерывно. Образующиеся в результате сго-
рания газы имеют высокую температуру, расширяются в
реактивном сопле и выходят в атмосферу со скоростью,
29
большей, чем скорость полета. Это и обеспечивает созда-
ние реактивной тяги. При малых дозвуковых скоростях
полета давление воздуха в камере сгорания ПВРД не
намного превышает атмосферное. Вот почему эффектив-
ность его оказывается малой, а экономичность низкой. По
этой причине прямоточные ВРД рационально приме-
нять при больших сверхзвуковых скоростях полета, когда
сжатие воздуха от скоростного напора достигает весьма
значительных величин (рис. 12). Для уменьшения потерь
Рис. 12. Принципиальная схема прямоточного ВРД
для сверхзвуковых скоростей полета:
/ — профилированная игла воздухозаборника; 2 — камера сгорания;
3 — форсунки; 4 — реактивное сопло; а и б — траектории скачков
уплотнений
на входе в двигатель, предназначенный для больших
скоростей полета, устанавливается специальный диффу-
зор-воздухозаборник. При скорости полета, превышающей
скорость звука в 2,5 - 3 и более раз, применение прямо-
точных ВРД оказывается целесообразным для различного
рода летательных аппаратов, как пилотных, так и беспи-
лотных.
Запуск ПВРД в статических условиях и работа его
на небольших скоростях полета невозможны. Взлет и
разгон до определенной скорости полета летательных
аппаратов с таким двигателем должен производиться за
счет специальных стартовых устройств. Вместе с тем не-
обходимо заметить, что ПВРД — самые простые и легкие
из всех типов реактивных двигателей.
На рис. 13 показан фюзеляж одного из самолетов с
ПВРД. В корпусе ПВРД этого самолета установлен тур-
бореактивный двигатель. Он применяется при взлете и
разгоне самолета до скорости, при которой возможно
запустить прямоточный двигатель. Взлетный вес этого
30
французского самолета составляет около 60 т. В тоМ
числе примерно треть веса приходится на топливо. На
этом самолете предполагают достигнуть скорости более
3500 км/час.
Рис. 13. Фюзеляж самолета с ПВРД
В современной авиации наиболее широко использу-
ются компрессорные — газотурбинные двигатели, или со-
кращенно турбореактивные двигатели (ТРД), ставшие
основными двигателями для скоростных самолетов.
Рис. 14. Принципиальная схема турбореактивного двигателя
с осевым компрессором:
1 — воздухозаборник; 2— осевой компрессор; 3 — трубчато-кольцевая камера
сгорания; 4 — жаровые трубы; 5 — турбина; 6 — реактивное сопло; 7 — рабо-
чие форсунки
Турбореактивные двигатели. Рассмотрим принцип ра-
боты турбореактивного двигателя (рис. 14). Внешний воз-
дух, сжатый в компрессоре, поступает непрерывным пото-
ком в камеру сгорания, туда же одновременно форсун-
ками впрыскивается мелкораспыленное топливо. Образу-
31
ющиеся от сгорания топлива продукть! сгорания проходят
через турбину, приводят ее во вращение, а затем через
переходную камеру и реактивное сопло они вытекают с
большой скоростью (600 -4- 650 м/сек) в атмосферу, в
сторону, противоположную направлению полета.
Потенциальная энергия продуктов сгорания, приобре-
тенная в процессе предварительного сжатия в компрес-
соре и последующего подвода тепла в процессе сгорания,
частично преобразуется в кинетическую.
Рис. 15. Принципиальная схема ТРД с двусторонним центробежным
компрессором:
1 — входное устройство; 2 — центробежный компрессор; 3 — одиночные ка-
меры сгорания; 4 — сопловой аппарат; 5 — турбина; 6—переходная труба; 7 —
реактивное сопло; 8 — рабочие форсунки
Часть этой энергии отдается рабочему колесу тур-
бины, идет на привод компрессора и всех вспомогатель-
ных агрегатов. Другая часть, не использованная в тур-
бине, способствует увеличению скорости истечения газа
из реактивного сопла. Потенциальная энергия, остав-
шаяся неиспользованной в турбине, преобразуется в ки-
нетическую в реактивном сопле в процессе расширения
газов. В результате достигается ускорение потока газов,
обусловливающее высокую скорость истечения их из дви-
гателя и тем самым создание реактивной тяги. Своим
преимущественным развитием ТРД обязан особенностям
газовой турбины и прежде всего огромным мощностям,
которые могут быть получены в турбине при сравнительно
малых ее размерах и весе (рис. 15).
32
Турбореактивные двигатели при существующих ско-
ростях полета способны создавать огромные тяговые
мощности, намного превышающие мощности поршневых
двигателей. При этом сила тяги, создаваемая ТРД на
дозвуковых скоростях, мало меняется при изменении ско-
рости полета. Поэтому тяговая мощность ТРД возрастает
примерно пропорционально скорости полета, тогда как
тяговая мощность поршневого двигателя практически не
меняется.
На рис. 16 показан общий вид ТРД с осевым ком-
прессором.
За последние 10—12 лет турбореактивные двигатели
прочно вошли в авиацию. Достигнуты значительные
успехи в совершенствовании этих двигателей, и скорость
самолета в горизонтальном полете намного превысила
скорость звука. Для полета на сверхзвуковой скорости
требуется, чтобы силовая установка самолета имела тягу,
необходимую для преодоления огромного лобового сопро-
тивления. Наиболее простым методом повышения тяги
является увеличение расхода воздуха через двигатель.
При прочих равных условиях тяга прямо пропорциональна
расходу воздуха. Другой способ—'увеличение скорости
газов на выходе из двигателя. Достигается это повыше-
нием давлений и температур термодинамического цикла,
включая дополнительный подогрев газов за счет сжига-
ния дополнительного топлива в форсажной камере.
В настоящее время очень многие турбореактивные
двщатели для кратковременного увеличения тяги снаб-
жаются специальными устройствами — форсажными ка-
мерами. Форсажные камеры устанавливаются в задней
части двигателя за турбиной и снабжены дополнитель-
ными топливными форсунками. Когда нет необходимости
в увеличении тяги, то газы проходят через форсажную
камеру как через выхлопную трубу. Если необходимо
форсировать двигатель, увеличить его тягу, то через фор-
сунки форсажной камеры в поток газов, вытекающих из
двигателя и имеющих избыток кислорода, впрыскивается
дополнительное количество распыленного топлива. Топ-
ливо сгорает, температура газов в камере сгорания уве-
личивается. Скорость истечения газов из сопла возра-
стает, и тяга двигателя поэтому значительно повышается.
Такой способ увеличения тяги двигателя, как указано
выше, невыгоден при сравнительно небольшой скорости
3 Пономарев А Н.
33
з
полета. Но при увеличении скорости
полета (в этом случае увеличивается(
расход воздуха через двигатель)
этот способ форсирования ТРД вы-
годен для многих типов самолетов,
поскольку в тех же габаритах и при
сравнительно небольшом увеличении
веса резко возрастает тяга двига-
теля.
Так, например, при температуре
в форсажной камере 1730—1750° С
статическая тяга у земли при взлете
возрастает на 35%'. При скорости
полета, соответствующей скорости
звука, этот прирост составляет
69%; при двойной скорости звука —
105%, а при тройной — 219%. Это
увеличение тяги происходит в резуль-
тате возрастания разности между
скоростью истечения струи газа из
сопла при дожигании и скоростью
полета. Считают, что эффективность
применения турбореактивных двига-
телей с дожиганием можно ожидать
до скоростей полета, соответствую-
щих числам М = 3 и более. Следует,
однако, заметить, что по мере накоп-
ления новых знаний пределы по
скоростям и высотам полета для
различных силовых установок все
время изменяются и еще оконча-
тельно не установлены.
В газотурбинных двигателях всех
типов и особенно в турбовинтовых
и сверхзвуковых турбореактивных
главный фактор, ограничивающий
их характеристики, — максимально
допустимая температура газов на
входе в турбину. Хотя со времени
создания первого ТРД прошло отно-
сительно много времени, температура
газов на входе в турбину увеличи-
лась примерно на 100° С. В то же
35
время удельный вес реактивных двигателей уменьшился
в три и 'более раза, а удельная лобовая тяга увеличи-
лась в десять раз.
Дальнейшее повышение температуры будет еще более
трудным, поэтому потребуется изыскание новых методов
Рис. 17. Изменение оптимальной тем-
пературы газа при различных скоро-
и путей разрешения
возникающих трудно-
стей. Преимущества
повышения рабочей
температуры газов в
газотурбинном двига-
теле можно видеть из
графика на рис. 17. Он
показывает, что по ме-
ре увеличения скорости
полета температура га-
за, оптимальная по эко-
номичности двигателя,
непрерывно увеличи-
вается. Больше того,
при дальнейшем увели-
чении температуры, хо-
стях полета:
1 — наименьший вес двигателя + топливо
на 5 часов полета; 2 — наименьший удель-
ный расход топлива
тя экономичность не-
много ухудшается,
удельная тяга резко
возрастает, а вес ма<
шины, лобовая площадь и внешнее сопротивление мото-
гондолы уменьшаются. Поэтому оптимальная темпера-
тура газа в двигателе с учетом суммарного веса двига-
теля и топлива, необходимых для заданного полета, еще
выше, чем это показано на рис. 17.
В иностранных источниках указывается, что, например,
для крейсерского полета при7И= 2-4-2,5 оптимальная ра-
бочая температура газа перед турбиной должна на
100-4-300° С превышать температуру газа современных
газотурбинных двигателей.
Повышение температуры выгодно для двигателя
истребителя-перехватчика, особенно на режиме без дожи-
гания. Для турбовинтовых двигателей, как это будет
показано ниже, повышение температуры всегда выгодно.
Например, при повышении температуры газа от 1100
до 1400° абс удельная мощность ТВД при скорости по-
лета 720 км/час в стратосфере увеличивается на 50%, а
36
экономичность его не только остается на прежнем уровне,
но может незначительно улучшиться.
Какая основная и наиболее сложная проблема, от ре-
шения которой зависит развитие высокотемпературных
двигателей? Создание лопаток турбины, не меняющих
своих прочностных качеств при высоких температурах.
Для решения этой проблемы существуют два пути: раз-
работка новых жаропрочных конструкционных материа-
лов и эффективная система охлаждения лопаток тур-
бины.
Применение для лопаток никелевых и кобальтовых
сплавов, а также керамических материалов совместно с
металлами позволяет несколько повысить температуру
лопаток турбины без их охлаждения.
В последние годы большое внимание уделяется соз-
данию новых материалов на основе комбинаций метал-
лов с огнестойкими составляющими. Такие сплавы не
меняют своих свойств, если они нагреваются до рабочей
температуры и снова охлаждаются. Они достаточно
прочны, чтобы выдерживать при таких температурах на-
пряжения от центробежных сил, возникающих во враща-
ющихся частях турбины. Можно повысить также темпе-
ратуру газов, применив охлаждение лопаток турбины.
Известно несколько методов охлаждения: жидкостное,
комбинированное и воздушное. При жидкостном охлаж-
дении тепло, отводимое от лопаток, поглощается водой
или топливом. Комбинированное (жидкостно-воздушное)
охлаждение сводится к отводу тепла от лопаток жид-
костью, охлаждаемой в радиаторе, обдуваемом встречным
потоком воздуха или в теплообменнике. При воздушном
охлаждении тепло от полых лопаток турбины отводится
воздухом, отбираемым от компрессора.
Турбовинтовые двигатели. Стремление к повышению
экономичности двигателя на дозвуковых скоростях полета
при условии сохранения больших тяговых мощностей
привело к созданию турбовинтового двигателя — ТВД.
В этом двигателе газовая турбина приводит во вра-
щение, кроме компрессора, еще и воздушный винт через
специальный редуктор. Редуктор устанавливается для
уменьшения числа оборотов воздушного' винта, так как
современные турбины вращаются со скоростью до
15 000 об/мин. При вращении воздушного винта с такой
скоростью происходил бы срыв потока воздуха с лопа-
37
стей, и тяга поэтому значительно' уменьшалась бы. Совре-
менные воздушные винты ТВД работают эффективно в
пределах 1000-?-1500 об/мин, таким образом редуктор
уменьшает число' оборотов винта примерно' в 10 раз.
На рис. 18 приведена принципиальная схема ТВД.
Воздух в двигатель через входной канал подводится к
компрессору, сжимается и под повышенным давлением
поступает в камеру сгорания. В поток воздуха в камере
через форсунки непрерывно впрыскивается распыленное
топливо. После сгорания топлива горячие газы из камеры
Рис. 18. Принципиальная схема турбовинтового двигателя:
1 — воздухозаборник; 2 — компрессор; 3 — форсунки; 4 — камера сгорания;
5 — турбина; 6 — реактивное сопло; 7 — редуктор; 8—воздушный винт
через направляющий аппарат поступают в рабочее колесо
турбины и далее — в реактивное сопло, а затем — в атмо-
сферу. Мощность на вал винта передается от ротора дви-
гателя через редуктор.
Тяга двигателя в основном создается за счет воздуш-
ного винта и лишь частично за счет реакции струи газов,
вытекающих из сопла двигателя. Воздушный винт на ско-
рости полета до 800 ~ 950 км/час имеет высокий КПД.
Поэтому турбовинтовой двигатель в этих условиях яв-
ляется более экономичным по сравнению с ТРД.
По конструкции турбовинтовой двигатель сложнее и
тяжелее ТРД. Однако более высокая экономичность ТВД
по сравнению с ТРД (на 30 -4- 40% выше при дозвуковых
скоростях) делает его применение более выгодным на
пассажирских и транспортных самолетах, а также на са-
молетах, для которых возможно большая дальность
полета является главным требованием.
Самолеты с ТВД имеют более короткие разбеги при
взлете и пробеги при посадке. Коэффициент подъемной
38
силы при отрыве самолета с ТРД значительно меньше
вследствие отсутствия обдува от винта.
Из сделанного обзора видно, что в качестве силовых
установок современных самолетов применимы различные
типы двигателей.
На рис. 19 показаны примерные диапазоны скорости
полета, в которых эти двигатели могут быть наиболее
эффективно использованы. Эти диапазоны не являются
постоянными, характеристики двигателей меняются и
улучшаются. Характеристики силовой установки выби-
рают с учетом типа самолета и режимов его полета. Так,
например, двигатель для самолета-перехватчика с не-
большой продолжительностью полета, безусловно, будет
отличаться от двигателя для самолета-бомбардировщика.
Он должен иметь более сложное оборудование и систему
регулирования. Кроме того, чем выше скорость полета,
тем в большей степени сжатие воздуха осуществляется за
счет скоростного напора и все в меньшей степени с по-
мощью компрессора. Все это вынуждает проектировать
самолет и двигатель как одно целое.
ТРД
твд
П8РД
дтрд
РД
РПВРД
VZZZZZZZZZZZA
V77//A
TZZZZZZZZZZZZZZZZZZZZZZZZZ^
vzzzzzzzzzzzzz
РТРД \77777777//777Х
0 12 3 4
Число М полета
Рис. 19. Примерные диапазоны скорости
полета для различных типов двигателей
Подвод воздуха к двигателю и отвод газов становится
весьма важным для летательного аппарата. Проблема
входного устройства и изменения площади выходного
сопла связаны с необходимостью получения высокой
эффективности ТРД в широком диапазоне его работы —
от взлета самолета до сверхзвуковых скоростей полета на
большой высоте. Надо, чтобы реактивное сопло регулиро-
39
велось в зависимости от режимов работы двигателя и
условий полета.
Расположение двигателей и различное размещение
воздухозаборников на самолете является также предме-
том специальных исследований. Очевидно, что во всех
случаях чем короче и прямее ввод воздуха в компрессор
двигателя, тем меньше потеря на трение и меньше опас-
ность турбулентного или неравномерного движения воз-
духа при входе в двигатель. Рассмотрим различное рас-
положение входа воздуха в двигатель на самолете.
Лобовой вход является наиболее выгодным, если к
тому же имеется прямой короткий канал, при этом обес-
печиваются наименьшие потери на трение. Примером
такого входа являются воздухозаборники многих отече-
ственных и иностранных самолетов. Этот вход удовлетво-
ряет достаточно широкому диапазону скоростей, но не
является универсальным. Для сверхзвуковых скоростей
ему необходим еще центральный конус.. Он уменьшает
потери полного давления.
Хотя лобовой вход и является эффективным, но он не
всегда осуществим. Кроме того, такой вход приводит к
большим потерям на трение, если конструктивно необхо-
дим длинный канал. Улучшая обзор для летчика, приме-
няют слегка сплюснутый вход или вход треугольной
формы, сочетая этим самым хороший обзор с наличием
прямого канала.
Применение боковых заборников вызывается усло-
виями компоновки радиолокационного оборудования,
вооружения, а также улучшением обзора. Обычно такие
воздухозаборники имеют полукруглую форму. Несмотря
на незначительный ущерб в этих случаях, потери на пово-
ротах при неудачном их расположении могут достигать
50% общего сопротивления.
Заборники, расположенные в корне крыла, обладают
тем преимуществом, что совместное влияние фюзеляжа и
крыла при этом минимально. Кроме того, воздухозабор-
ники улучшают циркуляцию воздуха около корневой ча-
сти крыла. Увеличение строительной ее высоты не при-
водит к увеличению аэродинамической толщины крыла,
которая, как известно', ухудшает вредное сопротивление
самолета. Такой тип воздухозаборников особенно широко
применяется на английских самолетах-бомбардиров-
щиках.
40
Тормозные устройства самолетов. В связи с ростом
скоростей полета самолетов наблюдается увеличение его
посадочных скоростей. Поэтому возникла острая необхо-
димость в применении особых средств для уменьшения
пробега при посадке реактивных самолетов. Этими сред-
ствами в самолетах с реактивными двигателями являются
тормозные колеса и тормозные парашюты. Однако более
эффективное торможение при пробеге после посадки тор-
можением колес требует повышения мощности трения в
тормозных устройствах колес, а следовательно, вызывает
необходимость увеличить их размеры и одновременно
изыскивать износоустойчивость и хорошо теплопроводя-
щие материалы для тормозов и покрышек.
Для более эффективного использования тормозных
парашютов можно увеличивать их площади, вес и
прочность, а в связи с этим улучшать прочность тех мест
конструкции самолета, где прилагаются усилия при рас-
крытии тормозных парашютов.
Помимо этого, такие методы торможения имеют
весьма существенные недостатки. В частности, колесные
тормозы недостаточно эффективны при обледенении
взлетно-посадочной полосы (ВПП) или при ее большой
влажности. Тормозными парашютами также трудно поль-
зоваться при боковом порывистом ветре. Поэтому появи-
лась необходимость изыскивать новые более совершенные
методы торможения самолетов при посадке.
Одним из наиболее удачных способов уменьшения
пробега в настоящее время считается реверс тяги, то есть
создание обратной тяги двигателя. Работа реверсивных
устройств не зависит от величины и направления ветра,
а также и от состояния аэродрома, в том числе покры-
того слоем льда.
Современные реверсивные устройства позволяют об-
ратить в контртягу около 5010/о максимальной тяги, раз-
виваемой двигателем в нормальных условиях. Равнодей-
ствующая контртяги направлена вперед — в сторону дви-
жения. Газы при этом обычно выходят с двух сторон под
углом 45° к оси двигателя в сторону движения самолета
(рис. 20 и рис. 21).
Таким образом, с помощью реверсивного устройства
газовый поток после турбины турбореактивного двига-
теля поворачивается в сторону движения самолета, и
41
Рис. 20. Принципиальные схемы реверсивных устройств:
а — щитки реверса убраны в нейтральное положение — нормальная тяга; б —
щитки реверса повернуты в рабочее положение — происходит реверсирование
тяги; в — щитки кольцевого реверса поставлены по потоку — нормальная
тяга; г — щитки реверса повернуты в рабочее положение — происходит ревер-
сирование тяги; д — конструктивная схема реверса тяги
Рис. 21. Схема щелевого реверса тяги:
а — щитки убраны — нормальная тяга; б — щитки поставлены в рабочее по-
ложение — струя газов отклоняется на реверсирование тяги
42
этим создается отрицательная, или обратная тяга двига-
теля, вызывающая торможение самолета.
Вес реверсивного устройства незначителен и состав-
ляет около 6-4-8’°/о веса двигателя. Реверс тяги позволяет
уменьшать пробег самолета при посадке почти в два
раза по сравнению с пробегом в обычных условиях.
Реверс также дает возможность мгновенно или посте-
пенно переходить с режима максимальной тяги на режим
с измененным направлением газовой струи, создающим
существенную контртягу. В силу этого самолет может
снижаться на ВПП с небольшой вертикальной скоростью.
В этом случае возрастает точность посадки. В полете
механизм реверса может выполнять роль воздушного тор-
моза, облегчая пикирование под большими углами, по-
вышая этим маневренность самолета в бою. Помимо
указанных преимуществ, реверс позволяет быстро пере-
страивать самолеты в групповых полетах. Усилия конст-
рукторов поэтому направлены на разработку (не вызы-
вающих больших потерь и вредного сопротивления) лег-
ких и малогабаритных средств реверсирования тяги дви-
гателя, пригодных для использования в любых условиях.
Схемы реверсивных устройств могут быть весьма раз-
личными. Некоторые из этих схем, показанные на рис. 20,
21, 22 и 23, разрабатываются фирмами «Роллс-Ройс»,
«Дженерал-электрик», «Боинг», «Снекма» и другими.
Турборакетные двигатели. Широко обсуждаются
также проблемы полетов со скоростями, соответствую-
щими числам М порядка 3 и более, с точки зрения необ-
ходимых силовых установок. Считается, что эти скорости
вполне реальны для самолетов ближайшего будущего.
Поэтому многие иностранные специалисты рассмат-
ривают возможные типы двигателей для таких самолетов.
Конструкция этих двигателей определяется требуемыми
от них характеристиками. Обеспечить эти характеристики
предполагается путем создания так называемых «гибрид-
ных» силовых установок. Они представляют сочетание
известных двигателей различных типов. Чаще других ти-
пов двигателей рассматриваются возможности примене-
ния турборакетных и прямоточно-ракетных двигателей.
В турборакетном двигателе (рис. 24), разрабатывае-
мом фирмой «Аэроджет-Дженерал», турбина работает
на продуктах сгорания ракетного топлива. Мощность тур-
бины в этом случае не зависит от высоты и не подвер-
43
2
Рис. 22. Конструктивная схема цилиндри-
ческого реверса тяги в рабочем положении:
1 — реактивное сопло; 2 — цилиндрический щиток
реверса в рабочем положении; 3 — тяги щитка;
4 — дефлектор, отклоняющий струю газов на ре-
версирование тяги
жена ограничениям в отношении температуры воздуха на
входе. Эти ограничения обычно' связаны с полетом на боль-
ших числах М— порядка 4,5н-5>5, при этом температура
Рис. 23. Конструктивная схема кольцевого реверса
тяги в рабочем положении — щитки отклонены
44
торможения повышается за счет скоростного напора
давления воздуха на входе в компрессор и достигает
1020°4-1500° абс. В поток газов, выходящих из ком-
прессора и турбины в выхлопную трубу через специаль-
ные форсунки, может также подаваться соответствующее
топливо для форсирования тяги двигателя дожиганием
(см. рис. 24). Характеристики турборакетного двига-
теля: удельный вес, удельный расход топлива, удельная
Рис. 24. Схема турборакетного двигателя:
1 — компрессор; 2 — камера сгорания; 3 — турбина; 4 — канал
отбора воздуха; 5 — дополнительные горелки; £ —реактивное
сопло
лобовая тяга и самое главное изменение тяги с высотой
и скоростью полета — промежуточные между характери-
стиками ТРД и ракетного двигателя. Это происходит
потому, что уменьшение тяги ТРД с высотой полета мо-
жеть быть компенсировано увеличением тяги ракетного
двигателя. Соотношение изменения этих величин будет
зависеть от выбора относительных величин и размеров
различных частей двигателя.
В чем трудность создания такого типа двигателя?
В том, что вследствие большого давления и скорости
газов, выходящих из ракетного двигателя, окружная ско-
рость колеса турбины для получения удовлетворительного
КПД должна быть также значительной. Поэтому, чтобы
не создавать усложнений, связанных с введением редук-
тора между компрессором и турбиной, необходимо иметь
диаметр колеса турбины возможно большим, превышаю-
щим даже диаметр компрессора, или применить много-
ступенчатую турбину.
В одной из схем турборакетного двигателя NGTE
(рис. 25 журнал «Аэроплейн» за 1957 г.), обладаю-
щего минимальной лобовой площадью в сравнении с
другими двигателями этого типа, применены трехсту-
45
пенчатый осевой компрессор и двухступенчатая турбина.
Небольшое число ступеней компрессора может быть
признаком того, что он околозвукового или сверхзвуко-
вого типа со степенью повышения давления, как пола-
гают, равной около пяти. Последний ряд лопаток ком-
прессора двухъярусной конструкции. Поверх этих лопа-
ток установлены два ряда лопаток активной турбины с
Рис. 25. Схема турбаракетного двигателя NGTE:
/ — игла; 2 — газогенератор; 3 — труба подвода газа к турбине; 4 — компрес-
сор; 5 — газ; турбина; 7 — турбина с длинными лопатками; 8— форсунки;
9 — стабилизатор
двумя ступенями скорости. Оба ряда лопаток турбины
разделены рядом направляющих лопаток. В результате
такой конструкции средний радиус турбины существенно
больше компрессора (см. рис. 25).
Первичная камера сгорания расположена соосно с
компрессором внутри центрального конуса. Продукты
сгорания выходят из первичной камеры сгорания через
ряды трубок. Трубки пропускают газы через стойки вход-
ного канала и вдоль наружной поверхности компрес-
сора. Затем газы через короткие трубки, расположенные
в конце каждого из каналов, попадают в сопловой аппа-
рат турбины.
В качестве окислителя в первичной камере сгорания
используется перекись водорода. Предполагают, что
первичная камера должна работать на обогащенной
смеси, вследствие чего в выхлопных газах этой камеры,
46
проходящих через турбину во вторичную камеру сгора-
ния, будет находиться несгоревшее топливо, которое за-
тем будет догорать в воздухе, подводимом от компрес-
сора.
Во вторичной камере сгорания может быть также
установлен ряд топливных форсунок для впрыска доба-
вочного топлива; оно должно самовоспламеняться в связи
с высокой температурой газов, выходящих из первичной
камеры сгорания.
Более простая схема турборакетного двигателя без
вторичной камеры сгорания, тогда все топливо' сгорает
в первичной камере. В этом случае тяга создается только
воздухом, выходящим из компрессора, и газами, выте-
кающими из турбины.
По предположениям иностранных специалистов, турбо-
ракетные двигатели, выполненные в указанных схемах,
будут самозапускающимися для уменьшения необходи-
мого запаса топлива на самолете. Питание при запуске
двигателя может осуществляться из наземных баков.
Подобные турборакетные двигатели могут быть исполь-
зованы в качестве основной силовой установки самолета
или же в качестве вспомогательного двигателя. Как уже
указывалось выше, турборакетный двигатель, используе-
мый в качестве основной силовой установки, сочетает в
себе характеристики ТРД и ЖРД, а если применяется
вторичное сгорание, то и ПВРД.
Иностранные специалисты считают, что при соответ-
ствующих характеристиках основных частей турбора-
кетного двигателя и соотношения расхода топлива в пер-
вичной и вторичных камерах сгорания, расхода окисли-
теля, можно получить оптимальную силовую установку
для высотного скоростного самолета.
Более простой смешанной установкой считают ком-
бинацию ЖРД и ПВРД, то есть создание ракетно-пря-
моточного двигателя (рис. 26). При этом неспособность
ПВРД работать в статических условиях и при малых
скоростях полета преодолевается тем, что он сочетается
с ЖРД, создающим воздушный поток в ПВРД на этих
режимах.
Для этой цели в ракетно-прямоточном двигателе мо-
жет служить так называемый «холодный» ЖРД. Он ра-
ботает на высококонцентрированной перекиси водорода,
47
в связи с чем увеличивается количество кислорода для
сгорания в ПВРД.
Рассмотрим опубликованные в журнале «Америкен
авизйшн» схемы таких двигателей (рис. 27). Ракетно-
прямоточный двигатель состоит из ЖРД; выхлопные
Рис. 26. Схема ракетно-прямоточного двигателя:
1 — жидкости О' ракетный двигатель; 2 — прямоточный ВРД; 3 —
дополнительные горелки для впрыска топлива; 4 — реактивное
сопло
газы его проходят непосредственно через ПВРД и соз-
дают подсасывание большого количества воздуха, увели-
чивая этим тягу (см. рис. 27).
Прямоточно-ракетный двигатель не столь эффективен,
как предыдущий тип двигателя. В частности, ракетный
Рис. 27. Схемы комбинированных ракетных двигателей:
а — ракетно-прямоточный; б — прямоточно-ракетный; 1 — подвод пе-
рекиси водорода; 2 — жидкостно-ракетный двигатель; 3 — смеси-
тельная камера; 4 — подвод топлива; 5 — камера сгорания; 6 — диф-
фузор; 7 — стабилизаторы пламени; 8 — воспламенители
двигатель в этом случае расположен внутри струи газов
ПВРД и нуждается в специальной системе охлаждения.
Общая тяга этого двигателя равна сумме тяг составляю-
щих двигателей. При этом тяга изменяется при измене-
48
нии расхода топлива независимо одна от другой. Един-
ственное преимущество этого типа двигателя, помимо
увеличения тяги от обоих двигателей, вместо каждого в
отдельности — небольшое уменьшение донного сопротив-
ления в результате наличия струи газов из ЖРД.
Топливо воздушно-реактивных двигателей. С увели-
чением боевых высот современных самолетов возникла
необходимость более тщательного изучения видов топ-
лива, используемых в авиации. Известно, что керосин
кипит при температуре, соответствующей температуре
торможения при скорости полета, равной 2,3 скорости
звука в тропопаузе, и при двойной скорости звука у
земли. Бензин кипит при скорости полета, соответствую-
щей 0,8 скорости звука на высоте более 12 км, и при
1,5 скорости звука у земли.
Самолеты, летящие с двойной скоростью звука на
высоте 15 км в течение 2,5 -н 3 часов, могут потерять до
2010/о своего запаса топлива из-за испарения, если баки их
соединены с атмосферой. Помимо этого, при больших
сверхзвуковых скоростях топливо уже не только не мо-
жет быть использовано как теплопоглотитель, но даже
появится опасность его воспламенения. При скорости по-
лета, равной 3,5 скорости звука, температура обшивки
самолета может достигнуть 430°С. Если еще учесть, что в
воздухозаборниках и компрессоре возможен перепад
температур порядка 500°С, то упругость паров горючего
может стать чрезмерной. Это вызывает затруднение с
насосами, уплотнениями и автоматикой, особенно на
больших высотах, где давление окружающего воздуха
невелико (на высоте И км оно равно 0,23 кг/см2), а рас-
ход топлива относительно понижен. Таким образом,
применение легко испаряющегося .и сгорающего топлива
противоречит требованию его хранения в горячем баке и
подачи по горячим трубопроводам без испарения. По-
этому на сверхзвуковом самолете топливо может нуж-
даться в охлаждении. В ряде стран ведутся также ра-
боты по созданию новых топлив с увеличенной тепло-
творностью как весовой, так и объемной, поскольку это
имеет весьма важное значение для увеличения дальности
полета. Среди исследованных комбинаций на первое ме-
сто выдвинулся пентаборан (жидкий гидрид легкого ме-
талла бора), который легче бензина на 10%, а теплотвор-
ность его доходит до 16 000 кал/кг, или на 57% больше,
4 Пономарев А. Н. 49
чем у обычных углеводородных топлив (бензин, керосин
и др.)*
Весьма ценно в этом топливе — высокая скорость
распространения пламени, она в несколько раз выше, чем
у обычных топлив нефтяного и угольного происхождения.
Камеры сгорания двигателя при этом могут быть короче,
что позволит спроектировать более легкий двига-
тель.
Однако с применением новых видов топлив связано
много различных трудностей. В частности, характеристика
двигателя, работающего на пентаборане, улучшается
вследствие повышенной температуры горения, значи-
тельно превышающей температуру горения обычного
топлива. Это обстоятельство требует конструктивного из-
менения камер сгорания, предъявляет повышенные тре-
бования к их материалам и вызывает необходимость
перехода на камеры с керамическим покрытием.
Каков недостаток пентаборана? При сгорании его об-
разуются окислы бора. Эти окислы при современных тем-
пературах двигателей находятся в жидкой фазе и вызы-
вают нагарообразование на внутренних частях двига-
теля, в особенности на турбинных лопатках.
Существенный недостаток пентаборана, общий для
такого рода соединений бора, заключается еще и в том,
что выхлопные газы двигателя ядовиты.
В США применение топлива на основе пентаборана
предусматривается главным образом для сверхзвуковых
бомбардировщиков и дальних управляемых снарядов,
снабженных турбореактивными или прямоточными воз-
душно-реактивными двигателями.
В США, как это известно' из печати, разрабатывается
сверхзвуковой бомбардировщик, который должен иметь
значительно большую дальность полета за счет высоко-
калорийного топлива, чем самолет с таким же полетным
весом, но снабженный обычными турбореактивными дви-
гателями, работающими на применяемых в настоящее
время топливах. Вследствие токсичности выхлопа воз-
можно, что такой самолет с двигателями на высокока-
лорийном топливе будет иметь двойную топливную си-
стему. Обычное (углеводородное) топливо будет
применяться для взлета и посадки, а боросодержащее
топливо будет расходоваться в полете на высоте. Для
50
самолетов, имеющих двигатели с дожиганием топлива
при форсаже, боросодержащее топливо может быть ис-
пользовано только в системе дожигания на высотах. Это
не означает, однако, что проблемы токсичности выхлопа
и отложения бористых окислов на лопатках турбины не
могут быть в значительной степени уменьшены.
Иностранные специалисты считают, что для бомбар-
дировщика проблема топлива может быть облегчена за
счет предусматриваемого непродолжительного увеличе-
ния скорости над районом цели. Можно применять для
этого на таком самолете систему дожигания топлива в
форсажной камере. При этом вес потребного боросодер-
жащего топлива для применения дожигания будет значи-
тельно меньше, чем вес обычного топлива.
Сообщалось в печати также (журнал «Авиэйшн уик»,
ноябрь 1956 г.), что высококалорийные топлива проходят
испытания на прямоточных двигателях, управляемых сна-
рядах, а также на вертикально взлетающих самолетах.
Экспериментальный управляемый снаряд «Навахо», снаб-
женный прямоточным воздушно-реактивным двигателем,
сжигающим бороводородное топливо, совершил полет со
скоростью около 3000 км/час.
Некоторые иностранные специалисты считают в связи
с этим, что в основном только химия способна обеспечить
дальний сверхзвуковой полет с турбореактивным и пря-
моточным двигателем.
Для турбореактивных двигателей, имеющих тенден-
цию1 все к большему повышению рабочих температур, не
могут применяться также обычные сорта смазочных ма-
териалов. Поэтому изыскивают и новые синтетические
смазочные материалы, работающие при высоких темпе-
ратурах.
В области ракетных двигателей также ведутся ра-
боты по применению новых топлив и окислителей. Чаще
всего заменяют кислород как окислитель азотной кис-
лотой, перекисью водорода и озоном. В чем главный
недостаток озона? В том, что чистый 100% озон имеет
тенденцию к разложению со взрывом. Однако ведутся
работы по разработке методов производства чистого
озона в стабильной форме и способов обращения с ним.
Говоря о новых эффективных топливах, обладающих
огромным запасом энергии, необходимо указать на так
называемые свободные радикалы.
4*
51
Некоторые иностранные специалисты считают, что
межпланетные полеты станут делом близкого будущего,
если удастся от свободных радикалов получить половину
той энергии, которую они могут выделить. Высказывается
предположение, что топливо на основе свободных радика-
лов будет использоваться как горючее для ракет через
5ч-10 лет.
Свободные радикалы представляют собою электриче-
ски нейтральные осколки молекул: Н (атомарный водо-
род), NH (аминорадикал), ОН (радикал гидроксил). Та-
кие радикалы могут быть названы метастабильными, так
как они обладают большей энергией, чем в своем наи-
более устойчивом состоянии. Более устойчиво состояние
атома водорода, когда он находится в молекуле водо-
рода.
Другой известный пример метастабильного состоя-
ния — вода, перегретая на несколько градусов выше тем-
пературы кипения. Если опыт вести весьма осторожно,
то кипение воды (образование пара) можно задержать
до 120°С. Если равновесие этой системы будет нарушено,
то вода самопроизвольно со взрывом перейдет в пар, при
этом выделится большое количество энергии.
Если свободные радикалы не отделены друг от друга,
то они рекомбинируют (то есть соединяются) в моле-
кулу. Это является причиной того, что потребовалось
много усилий для их изоляции. По этой же причине
должны быть .приняты меры для стабилизации и хране-
ния свободных радикалов.
Обычно свободные радикалы существуют в течение
коротких промежутков времени в таких системах, как
горячие газы. Свободные радикалы имеются в продуктах
сгорания реактивных двигателей, и их энергия теряется,
если они не успевают рекомбинировать до момента вы-
хода газа из сопла.
Энергия, выделяемая при обычных химических реак-
циях, составляет от 1000 до 10 000 ккал/кг. При реакции
радикалов может выделиться более 55 000 ккал/кг.
По сравнению с современным уровнем развития ра-
кетных двигателей можно ожидать огромного увеличе-
ния дальности полета и грузоподъемности при использо-
вании топлив на основе свободных радикалов. С уверен-
ностью можно сказать, что будет достигнуто большое уве-
52
личение удельного импульса. Удельный импульс обратно
пропорционален удельному расходу топлива. Обычно он
выражается в секундах и определяется как отношение
реактивной тяги (в кг) к расходу топлива (в кг/сек).
Используемые в США стандартные ракетные топлива:
азотная кислота с анилином при давлении 0,35 кг/см2
дает удельный импульс 235 сек.; кислород со спиртом —
259 сек. при том же давлении; кислород с бензином —
264 сек. При использовании фтора в качестве окислителя
можно получить теоретически удельный импульс около
325 сек. Если бы в качестве топлива использовался 100%
атомарный водород, то удельный импульс в 5 -4- 6 раз
превышал бы удельный импульс, получаемый при работе
ракет на обычных топливах. Это значит, что дальность
полета снаряда была бы в 25-4-30 раз больше современ-
ной дальности полета.
Продолжающийся прогресс в производстве и примене-
нии высококалорийного топлива указывает на желание
сохранить еще сильно конкурентоспособные самолеты и
самолеты-снаряды с обычными двигателями по сравне-
нию с двигателями, работающими с использованием
ядерной энергии. В иностранных журналах указывается,
например, что затраты десятков миллионов долларов пра-
вительством США на проекты самолетов с ядерной уста-
новкой говорят о том, что достижение на ядерном само-
лете тех практических результатов, которые уже достиг-
нуты при помощи силовых установок, работающих на
высококалорийном топливе, потребуют еще значительных
усилий.
Значение силовой установки все более увеличивается
с ростом скоростей полета самолета, поскольку вес дви-
гателя и топлива увеличивается примерно с 25% от по-
летного веса самолета, спроектированного для полетов
при М = 0,5 (610 км/час), до 40% при 714=1,0
(1220 км/час) и более 60% для самолета, имеющего ско-
рость полета, соответствующую числу 714=1,5. Эти
цифры указывают на определенную тенденцию в соотно-
шении весов современного самолета и его силовой уста-
новки.
В эпоху сверхзвуковой авиации требуется, чтобы
двигатели были более эффективными и имели меньший
вес по отношению к развиваемой ими тяге по сравнению
с лучшими современными двигателями. Требования к
53
двигателю будущего возрастают и определяют лицо са-
молета еще и потому, что вес топлива и двигателя, как
указано выше, составит для больших скоростей полета
более 6010/о полетного веса самолета.
Поэтому, по мнению некоторых специалистов, для
сверхзвуковых боевых самолетов ближайшего будущего,
безусловно, должен быть создан новый тип турбореак-
тивного или комбинированного двигателя с достаточно
высокой тягой и низким расходом топлива для обеспе-
чения очень высокой скорости и большей дальности по-
лета на недосягаемых до сих пор высотах.
Атомные силовые установки. Атомный двигатель мо-
жет обеспечить самолету огромную, практически неогра-
ниченную, дальность полета на больших сверхзвуковых
скоростях и этим самым дать стратегической авиации но-
вые, более высокие летные качества.
В атомных силовых установках используется тепло,
выделяемое в процессе ядерных реакций. Теплотворная
способность 1 кг ядерного горючего составляет около
22,2 млрд, ккал, а при сгорании 1 кг керосина или бензи-
на освобождается всего лишь 10-4-11 тысяч ккал
тепла.
Для использования внутриядерной энергии в силовых
установках необходимо осуществлять управляемую реак-
цию деления ядер урана или другого делящегося веще-
ства. Такие управляемые реакции осуществляются, как
известно, в ядерных реакторах.
Использование атомной энергии в авиационных сило-
вых установках может осуществляться путем нагрева
рабочего тела теплом, выделяемым в процессе ядерной
реакции в реакторах. Рабочее тело нагревается или не-
посредственно в реакторе (рис. 28) или в теплообмен-
нике промежуточным теплоносителем (рис. 29), который
в свою очередь нагревается непосредственно в реак-
торе.
В чем основное отличие атомных силовых установок
от обычных? В том, что в атомных силовых установках в
качестве источника тепла применяется ядерный реактор.
Тепловая мощность его может быть сколь угодно боль-
шой. Менее одного килограмма урана 235 достаточно
для того, чтобы самолет мог совершить кругосветный
беспосадочный перелет. Обычного топлива для этого по-
требовалось бы 300 и более тонн. Это свидетельствует
54
о необычайной сложности проблем, связанных с осво-
бождением таких больших количеств энергии из столь
малых масс веществ.
Рис. 28. Схема турбокомпрессорного реактивного
двигателя, работающего на атомном топливе:
/ — компрессор; 2 —реактор (вместо камеры сгорания)
для нагрева воздуха; 3 —турбина; 4 — реактивное сопло
Во всех типах реакторов критическое количество рас-
щепляемого материала (такое количество, при котором
непрерывно поддерживается процесс деления ядер горю-
Рис. 29. Схема турбокомпрессорного реактивного дви-
гателя, работающего на атомном топливе:
1 — воздухозаборник; 2 — компрессор; 3 — теплообменник, где
воздух нагревается, отнимая тепло от промежуточного тепло-
носителя; 4 — турбина; 5 — реактивное сопло; 6 — реактор, где
нагревается промежуточный теплоноситель; 7 — экран реактора;
8 — насос для прокачки теплон'о’сителя
чего) может- находиться равномерно распределенным
внутри какого-то разбавителя. Это должно быть сделано
в такой форме, которая имеет достаточную площадь по-
верхности для передачи тепла к избранному теплоноси-
телю (рис. 30).
55
Одна из главных проблем применения атомной энер-
гии в авиации — защитная экранировка от излучения. До
настоящего времени в большинстве случаев экранировка
изготовляется из бетона из-за его дешевизны или пере-
межающихся слоев воды и стали, ввиду их компактности
и простоты. Ни одна из этих экранировок, очевидно, не
может быть применена на самолете. Видимо, наиболее
эффективная экранировка, как полагают специалисты, в
этом случае должна состоять из ряда различных мате-
риалов.
Рис. 30. Схема турбокомпрессорного реактивного двигателя, рабо-
тающего на атомном топливе:
1—воздухозаборник; 2 — компрессоры; 3 — промежуточный радиатор для ох-
лаждения воздуха после переднего компрессора; 4 —турбина; 5— реактивное
сопло; 6 — реактор; 7 — экран реактора
В качестве примера можно представить, что эта экра-
нировка состоит из толстого слоя свинца, служащего для
поглощения y-излучения и торможения быстрых нейтро-
нов. Причем в связи с большим тепловыделением этот
слой свинца должен охлаждаться. Затем располагается
несколько слоев нейтронного поглотителя, например,
бора или лития, перемежающихся со слоями железа или
свинца для поглощения y-излучения. Однако даже такая
экранировка будет обладать чрезмерными размерами и
весом, если она должна будет обеспечить снижение ин-
тенсивности излучения во всех направлениях до допу-
стимого для человека максимума при длительном излу-
чении.
Нормальные максимально допустимые дозы излуче-
ния определяются, исходя из непрерывного облучения.
56
Человек, однако, может получать без вреда более высо-
кие дозы при условии, что общая кумулятивная доза в
заданный промежуток времени не превосходит макси-
мально допустимой за этот промежуток. Какие повышен-
ные дозы допустимы в действительности, должно быть
установлено тщательными исследованиями. На самолете
основное — защита в полете экипажа и пассажиров, что
позволяет уменьшить экранировку в других направле-
ниях.
Помимо этого, должны приниматься специальные
меры по всесторонней экранировке при посадке само-
лета. Расчеты потребной экранировки весьма сложны. Но
создание экранировки, позволяющей установку реактора
на самолете, безусловно возможно.
В связи с большим весом реактора и его защиты он
должен быть установлен вблизи центра тяжести само-
лета. Кроме того, необходимо отметить, что масса реак-
тора не изменяется в полете, и самолет должен совер-
шать посадку при взлетном весе. Это связано с опреде-
ленными и специфическими требованиями к конструкции
самолета по сравнению с самолетом с обычными турбо-
реактивными двигателями, у которого посадочный вес,
вследствие выработки горючего в полете, примерно вдвое
меньше его взлетного веса.
Серьезная проблема — потребная взлетная мощность
для самолета с атомной силовой установкой, так как тяга
на взлете в 2 4- 3 раза превышает крейсерскую тягу, не-
обходимую на крейсерской скорости и высоте полета.
Поэтому иногда предлагается увеличение тяги с по-
мощью специальных включаемых при взлете легких дви-
гателей, работающих на химическом топливе, или ракет
(рис. 31).
Трудная проблема при использовании атомной энер-
гии на самолете может возникнуть при его аварии. Осо-
бенно, если она происходит при взлете, когда реактор
работает на максимальной мощности и уровень остаточ-
ной энергии очень большой. Точно так же разрушение
реактора, связанное с неудачной посадкой, вызовет рас-
сеяние высокорадиоактивных продуктов распада на боль-
шом пространстве.
О расходах ядерного топлива можно судить по та-
кому, например, сообщению журнала «САИ Джорнэл»
№ 9, 1957 г., что подводная лодка прошла 100 000 км и
57
израсходовала кусок урана 235 весом 3,77 кг и размером
менее колбы электрической лампы.
Если бы источником энергии было нефтяное горючее,
тогда его (вместо 3,77 кг урана) потребовалось бы
7 700 000 кг»
Рис. 31. Самолет с атомной силовой установкой, раз-
мещенной в хвосте самолета. Экипаж размещен в носу
фюзеляжа. Для взлета применены ускорители
Создание атомной силовой установки во многом
осложняется необходимостью иметь новые жаропрочные
материалы для стенок реактора, теплообменника и теп-
лоносителя, обусловливаемые высокими температурами.
Кроме того, нужны также новые, более легкие, мате-
риалы, способные надежно защищать экипаж от радиа-
ции. Для решения этих проблем необходима разработка
таких сплавов, которые сохраняли бы прочность при вы-
соких температурах и обеспечивали возможность нагрева
теплоносителя в реакторе до более высоких температур.
В частности, в печати указывается, что может быть
применен новый материал, так называемый борал —
смесь карбида бора с химически чистым алюминием.
Он изготовляется в виде листов, плакированных (покры-
58
тых) алюминием. Таким образом, борал сочетает в себе
легкость обработки, присущую алюминию, большую
твердость, тугоплавкость, легкий вес и химическую
инертность. Борал предназначается для экранировки от
радиоактивных излучений. Он может найти применение
при изготовлении защитных экранировок, внутренних
секций атомного реактора, контейнеров для храпения и
перевозки распадающихся материалов и других деталей
самолета с атомным двигателем, где необходима защит-
ная экранировка. Недостаток такого материала—его
хрупкость и небольшая прочность при разрыве. Но, не-
смотря на это, новый материал имеет большое значение
для ряда специфических областей.
Одна из возможных приемлемых схем для практи-
ческого осуществления атомной силовой установки на
самолете — применение турбокомпрессорного воздушно-
реактивного двигателя, камеры сгорания которого заме-
нены ядерным реактором (см. рис. 28). В чем принцип
работы такой установки? Воздух набегающего потока
поступает через воздухозаборник в компрессор, сжи-
мается и далее направляется в ядерный реактор, заме-
няющий камеры сгорания турбореактивного двигателя.
В реакторе воздух нагревается до высокой температуры
и проходит через турбину. Турбина приводит во враще-
ние компрессор и все агрегаты. После турбины нагретый
воздух попадает в реактивное сопло, где расширяется и
с большой скоростью выходит в атмосферу, создавая
тягу.
Рис. 32. Схема прямоточного ВРД с атомным реак-
тором:
1 — воздухозаборник; 2 — реактор; 3 — реактивное сопло.
4 — оперение; 5 — игла
Помимо этого, применение атомной энергии может
быть также и в других типах реактивных двигателей:
прямоточных, ракетных и турбовинтовых (рис. 32, 33
и 34).
59
Атомная энергия в самолетной силовой установке,
по-видимому, будет соперничать с силовой установкой
на химическом топливе в случаях, когда большая даль-
ность при высокой скорости полета является главным
критерием. Поскольку атомное топливо для одиночного
Рис. 33. Схема жидкостно-ракетного двигателя
с атомным реактором:
1 — бак с жидким водородом; 2 — редукционный клапан,
3 — реактор; 4 — оперение; 5 — реактивное сопло
полета обладает практически неограниченным запасом
энергии и почти не имеет веса, атомный двигатель был
бы наиболее приемлемым, если бы не тяжелое экрани-
рование, требующееся для защиты экипажа от радиации.
Рис, 34. Схема турбовинтового двигателя с атомным
реактором
Успехи в уменьшении веса экранирования могут корен-
ным образом улучшить использование атомной энергии
как источника мощности для движения самолетов.
Значительное снижение веса защитного экрана мо-
жет иметь место при создании атомного беспилотного
самолета. Однако и на беспилотных самолетах, когда
отсутствует необходимость экранировки экипажа, все же
потребуется защита оборудования и бомб. Чрезмерная
60
радиация может привести к возникновению реакции в
разделенных массах заряда атомной бомбы, и она может
не взорваться, когда части заряда соединятся вместе.
Весьма сложна эксплуатация самолета с ядерным
двигателем. Требуются большие взлетно-посадочные по-
лосы, так как самолет имеет одинаковый вес при взлете
и посадке. Возникают большие трудности обслуживания
и ремонта самолета с ядерным двигателем. Без надле-
жащего экранирования наземный персонал не сможет
приблизиться к двигателю. Имеется опасность загрязне-
ния аэродромов радиоактивными отходами во время
взлета и посадки. Таким образом, имеется много трудных
проблем на пути создания самолета с ядерным двига-
Рис. 35. Беспилотный самолет-буксировщик с атомной силовой
установкой
телем. В иностранной печати для дозвукового самолета
предлагают иногда установку реактора на беспилотном
самолете-буксировщике с буксировкой транспортных са-
молетов с пассажирами или грузами на длинном тросе
(рис. 35). В этом случае экранировка реактора может
быть значительно меньшей, чем было указано выше. Бук-
61
Рис. 36. Самолет «Утка» с размещением экипажа в носо-
вой части фюзеляжа и с расположением атомной силовой
установки в хвостовой части самолета
Рис. 37. Гидросамолет с атомной силовой установкой
Рис. 38. Самолет — летающее крыло, где на одном конце крыла
размещена атомная силовая установка, а на другом — экипаж
62
сируемые самолеты могут иметь собственные двигатели,
чтобы подниматься до атомного буксировщика и совер-
шать посадку у места назначения.
По форме атомные самолеты могут быть подобны
обычным самолетам с далеко вынесенной в носовую часть
фюзеляжа кабиной (рис. 36).
В связи с относительно большим посадочным весом
самолета с атомной силовой установкой и большой по-
этому нагрузкой на его шасси при посадке некоторые
иностранные специалисты отдают предпочтение гидроса-
молетам и считают, что такая летающая лодка — наибо-
лее рациональная конструктивная схема для данного
вида силовой установки (рис. 37).
Имеются и другие возможные схемы создания такого
самолета (рис. 38).
Для взлета самолета с атомным двигателем, как ука-
зывалось выше, могут быть использованы в качестве
ускорителей ракетные или обычные турбореактивные
двигатели. Атомный двигатель для безопасности, чтобы
не допустить заражения местности, может быть включен
в работу лишь на больших высотах.
ГЛАВА II
ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
1_Текоторые вопросы аэродинамики. Во всех случаях об-
* * текания сверхзвуковым потоком тел, поперечные раз-
меры которых не позволяют считать их как малые пре-
пятствия, впереди тела образуется так называемый скачок
уплотнения.
Как можно кратко объяснить возникновение скачка
уплотнения при обтекании какого-либо тела сверхзвуко-
вым потоком газа (воздухом), например, крыла самолета,
ракеты или пули?
Малые возмущения в газе (уплотнения), создавае-
мые каждым элементом поверхности тела, обтекаемого
сверхзвуковым потоком, накладываются друг на друга,
суммируются, в результате чего впереди этого тела об-
разуется уже сильное возмущение, скачок уплотнения.
Наибольшую интенсивность скачок уплотнения имеет
непосредственно перед телом. По мере удаления от тела
интенсивность вызванных им в газе (воздухе) возмуще-
ний под действием вязкости ослабевает, и вдали от тела
скачок уплотнения постепенно переходит в волну слабых
возмущений. В чем основная особенность скачка уплот-
нения? В том, что фронт его весьма узок, в связи с чем
происходит резкое ударное уменьшение скорости потока,
резкое возрастание давления, температуры и плотности
газа (воздуха).
Скачок уплотнения — граница, разделяющая поток
на две части: невозмущенную (перед фронтом скачка) и
возмущенную (за фронтом скачка). Между фронтом
скачка и передней лобовой поверхностью тела заключена
прослойка газа со значительно повышенным давлением.
Она представляет для набегающего невозмущенного
потока как бы внезапное препятствие, где поток претер-
певает на скачке газовый удар. Этот удар похож на удар
струи о твердую преграду, сопровождающийся внезап-
64
ной потерей нормальной к ней (преграде) скорости и
соответствующим увеличением давления. В чем разница
между этими двумя явлениями? В том, что при нали-
чии твердой преграды нормальная к ней скорость струи
теряется полностью, тогда как нормальная (перпен-
дикулярная) к скачку уплотнения скорость сохраняется
после прохождения скачка, хотя по величине она стано-
вится меньше. Можно, следовательно, сказать, что
сверхзвуковой поток внезапно как бы наталкивается на
препятствие, и его приспособление к форме тела, то есть
к обтеканию этого тела, начинается только за фронтом
скачка уплотнения. Если же тело обтекается газом с
дозвуковой скоростью, то создаваемое им возмущение,
связанное с торможением потока, распространяется в
виде волн давления против потока далеко вперед от
передней части тела. Это приводит к тому, что поток
газа еще задолго до подхода к телу начинает постепенно
деформироваться и приспосабливаться к его обтеканию.
Скачки уплотнения могут быть прямыми и косыми.
Прямым называется такой скачок, поверхность (фронт)
которого перпендикулярна к направлению скорости на-
бегающего невозмущенного потока, то есть составляет с
ней угол, равный 90°. Торможение потока на прямом
скачке оказывается столь значительным, что за ним ско-
рость потока всегда становится меньше скорости звука,
как бы велика она ни была перед скачком.
Косым называется такой скачок, поверхность которого
образует с направлением набегающего нсвозмущенногэ
потока острый угол.
При одной и той же скорости набегающего невозму-
щенного потока косой скачок всегда слабее прямого.
На косом скачке скорость снижается, а давление воз-
растает в меньшей степени, чем на прямом скачке. Ско-
рость потока воздуха или газа за косым скачком может
быть и меньше и больше скорости звука. В общем случае
сверхзвукового обтекания тупоносых тел образующийся
скачок уплотнения имеет криволинейную форму. В своей
передней центральной части он — прямой, а по мере
удаления от тела под влиянием вязкости угол наклона
скачка уменьшается, приближаясь к углу слабых возму-
щений.
Торможение потока на скачке уплотнения приводит к
тому, что часть его кинетической энергии необратимо
5 Пономарев А Н.
65
переходит в тепло. Потеря механической энергии, преоб-
разуемой в тепло на скачке уплотнения, — причина осо-
бого рода сопротивления, возникающего лишь при нали-
чии сверхзвуковых зон обтекания. Это сопротивление
называется волновым сопротивлением. Величина этого
сопротивления зависит от отношения скорости потока
или скорости полета самолета V к скорости звука а.
Это отношение называется числом М полета.
Разобранные явления происходят потому, что воздух,
как всякий газ, сжимается, то есть в нем под действием
возмущений могут возникать уплотнения и разрежения.
При малых скоростях полета также проявляется сжи-
маемость воздуха, но внешне это сказывается столь не-
значительно, что для таких скоростей можно считать воз-
дух несжимаемым газом. Только большие скорости по-
лета, соизмеримые уже со скоростью распространения
звука, заставляют учитывать влияние сжимаемости в
связи со значительным изменением аэродинамических
характеристик на таких скоростях.
Из сказанного выше можно, казалось бы, сделать вы-
вод, что большие сопротивления получаются, когда
самолет будет лететь со скоростью, превышающей ско-
рость распространения звука. Но такой вывод не будет
правильным. Опыт показывает, что бурное нарастание
сопротивления начинается на скоростях полета не-
сколько меньших, чем скорость распространения звука.
Отсюда и появился термин — звуковой барьер.
Предварительно следует указать, что на дозвуковых
и небольших сверхзвуковых скоростях основной источник
волновых сопротивлений — крыло.
Известно, что при обтекании крыла местные скорости
воздуха над крылом больше, чем скорость набегающего
потока. Если увеличивать скорость полета, то в некото-
рый момент местные скорости воздуха над крылом ста-
нут равны местной скорости распространения звука. Ско-
рость полета, при которой наступает указанное равен-
ство, называется критической скоростью, а соответст-
вующее ей число М называется критическим числом.
Увеличение скорости полета выше критической при-
ведет уже к образованию над крылом зон местных
сверхзвуковых скоростей, в которых возникнут местные
скачки уплотнения. В этом случае наступит так назы-
ваемый волновой кризис, и сопротивление самолета нач-
66
нет резко нарастать при дальнейшем увеличении скоро-
сти полета.
Было найдено, что изменение геометрических харак-
теристик профиля крыла может существенно повлиять
на величину критического числа М, то есть сдвинуть
резкое нарастание сопротивления на большие значения
числа М полета.
Так, уменьшение относительной толщины и кривизны
профиля, расположение наибольшей кривизны и тол-
щины профиля ближе к середине крыла способствуют
повышению критического числа М профиля, а следова-
тельно, и всего крыла.
Относительной толщиной профиля называется отноше-
ние его наибольшей толщины (с) к хорде (в). Чаще
всего относительную толщину выражают в процентах.
Если, например, с = 0,24 м, а в = 2,0 м, то относи-
тельная толщина равна (рис. 39, а)
Рис. 39. Определение относительной толщины и кривизны профиля
крыла:
а — относительная толщина; б — относительная кривизна
Относительной кривизной профиля называется отно-
шение наибольшей стрелы прогиба средней линии (f) к
хорде профиля (рис. 39, б); ее также обычно выражают в
процентах.
Следует отметить, что профили с меньшей относи-
тельной толщиной не только имеют большие критические
числа Mf но дают меньшее значение волнового сопро-
тивления на околозвуковых, звуковых и сверхзвуковых
скоростях полета.
Мощное средство, уменьшающее влияние сжимаемо-
сти воздуха на изменение аэродинамических характери-
стик крыла, — придание крылу стреловидной формы в
плане. Такое крыло при заданной скорости полета имеет
5* 67
меньшее волновое сопротивление по сравнению с крылом,
имеющим переднюю кромку, расположенную перпенди-
кулярно набегающему потоку. Чем это объясняется?
Напомним, что при обтекании прямоугольного крыла
потоком, направленным вдоль размаха под нулевым уг-
Рис. 40. Разложение по-
тока, обтекающего стре-
ловидное крыло
лом атаки, местные давления и
скорости во всех сечениях крыла
остаются равными атмосферному
давлению и скорости набегаю-
щего потока. На крыло в этом
случае действуют только силы
трения. Если же при этом размах
крыла расположить перпендику-
лярно к потоку, то местные дав-
ления и скорости будут отли-
чаться уже от атмосферного дав-
ления и скорости набегающего
потока. Изменение распределения
давления по профилю вместе с
силами трения и обусловливают
появление аэродинамических сил, действующих на
крыло.
Теперь представим себе изменение картины распре-
деления давления по поверхности крыла при косом его
обтекании. В этом случае вектор скорости набегающего
потока составляет некоторый угол с передней кромкой
крыла, отличный от прямого. Разложим этот вектор
скорости на два составляющих вектора: один из них
Vi направим вдоль размаха, а второй V2 — по перпенди-
куляру к размаху (рис. 40).
Из сказанного выше следует, что поток, движущийся
со скоростью Vi параллельно размаху крыла, не вызовет
изменения давления над крылом. Это изменение связано
только с потоком, движущимся со скоростью V2, кото-
рая меньше, чем скорость набегающего потока.
Таким образом, у крыла, расположенного под углом
к набегающему потоку, возникновение и развитие вол-
нового кризиса наступит позже и происходит более
плавно, чем у крыла, не имеющего стреловидность. Та-
кова в первом приближении физическая картина обте-
кания стреловидного крыла.
Стреловидное крыло имеет преимущества над прямым
крылом только до тех пор, пока передняя кромка стре-
68
ловидного крыла дозвуковая, то есть пока она находится
внутри конуса возмущения, как это показано на рис. 41.
Если же скорость полета такова, что передняя кромка
крыла сверхзвуковая, то стреловидное крыло не будет
уже иметь преимуществ по сравнению с прямым крылом.
Рис. 41. Дозвуковые передние кромки
крыла модели самолета при сверхзвуковой
скорости обтекающего потока
На рис. 42 показана сверхзвуковая передняя кромка
треугольного крыла.
Стреловидные крылья имеют существенное преиму-
щество по сравнению с прямыми благодаря малому ро-
сту сопротивления и незначительному изменению момен-
тов на больших скоростях. Однако стреловидные крылья
обладают меньшими критическими углами атаки и мак-
симальными коэффициентами подъемной силы.
Подъемная сила стреловидного крыла начинает умень-
шаться за счет раннего срыва потока в концевых сече-
ниях при меньших, чем у прямых крыльев, углах атаки.
Преждевременный срыв потока на концах крыла вы-
зывает отклонение аэродинамических характеристик от
их обычного линейного изменения. Для получения прием-
лемого протекания срыва используются: крутка крыла,
профили с кривизной или их комбинация.
69
Рис. 42. Передняя кром-
ка треугольного крыла
при сверхзвуковой ско-
рости обтекающего (по-
тока:
/ — передняя кромка крыла;
2 — скачок уплотнения
Область срыва, находясь позади центра тяжести са-
молета, вызывает при уменьшении подъемной силы изме-
нение продольного момента на кабрирование. Это приво-
дит иногда к неустойчивости само-
лета на больших углах атаки.
Концевой срыв ухудшает условия
работы элеронов. Чтобы устранить
этот недостаток стреловидных
крыльев, в концевых сечениях ста-
вят профили, имеющие большие
максимальные коэффициенты
подъемной силы. Это улучшает
также его моментные характери-
стики на больших углах атаки.
Управление пограничным
слоем (сдув и отсос) для предот-
вращения срыва потока с крыла
также дает положительные ре-
зультаты.
Для улучшения обтекания стреловидного крыла уста-
навливают на его верхней поверхности > перегородки и
гребни. Они меняют характер распределения давления по
размаху, что, кроме улучшения моментных характери-
стик, расширяет также диапазон используемых значений
коэффициента подъемной силы крыла.
В последнее время при переходе к сверхзвуковым
скоростям полета широкое применение, помимо этого, на-
шли специальные скоростные профили малой относи-
тельной толщины (тонкие профили).
Почему толщина профиля крыла играет решающую
роль для уменьшения сопротивления крыла на больших
сверхзвуковых скоростях полета? Потому, что волновое
сопротивление пропорционально квадрату относительной
толщины крыла, то есть если относительную ’ толщину
профиля крыла уменьшить вдвое, то волновое сопротив-
ление его уменьшится примерно на 7510/о. В связи с этим
современные конструкции имеют относительную тол-
щину профиля не 12 4- 1410/о, какой она была несколько
лет назад, а снижают ее до 3 4- 6°/о.
Необходимо указать, что применение тонких крыльев
связано с большими аэродинамическими, конструктив-
ными и производственными трудностями, особенно если
эти крылья имеют и значительную стреловидность. По-
70
этому наука исследует не только стреловидные крылья,
но также и треугольные с весьма малой толщиной про-
филя и малым удлинением.
Использование крыльев с малым размахом, но> с боль-
шой хордой, то есть крыльев малых удлинений, позволяет
также заметно уменьшить влияние волнового кризиса.
Крылья малых удлинений имеют еще и то достоинство,
что вследствие малого размаха они испытывают сравни-
тельно малые нагрузки от изгиба. Поэтому можно обес-
печить достаточную их прочность при малой толщине и
тем самым использовать дополнительно преимущества
тонкого профиля.
Рис, 43. Схема самолета с треугольным крылом и кони-
ческой кривизной
Многие современные самолеты имеют крыло с кони-
ческой кривизной (рис. 43). Применение ее, по мнению
некоторых иностранных специалистов, при правильной
аэродинамической компоновке увеличивает дальность и
потолок самолетов с треугольным крылом до 20%. Крыло
с конической кривизной составлено из профилей, кри-
визна носков которых прогрессивно увеличивается от
корневой части крыла к ее концевой части, захватывая
все большую и большую часть хорды (см. рис. 43). Кри-
71
визна является конической потому, что образована
лучами, идущими из некоторой вершины (напри-
мер, из вершины треугольного крыла). Примене-
ние конической кривизны имеет целью уменьшать индук-
тивное сопротивление самолета при высоких дозвуковых
и трансзвуковых скоростях без увеличения лобового
сопротивления при сверхзвуковых скоростях. Согласно
теории в указанном диапазоне скоростей наилучшее —
симметричное крыло с нулевой кривизной. Однако
продувки в аэродинамических трубах показали, что
сопротивление тонких симметричных крыльев на высоких
дозвуковых скоростях значительно выше расчетного.
Теория предполагает наличие большой отсасывающей
силы у носка профиля с нулевой кривизной, такой, что
здесь создается не сопротивление, а.тяга в направлении
полета. Практически, однако, силы у носка профиля
оказались значительно меньшими, так что равнодей-
ствующая аэродинамических сил отклонена больше назад
и лобовое сопротивление значительно больше расчет-
ного. Таким образом, эллиптическое распределение на-
грузки на крыло, дающее по теории минимальное индук-
тивное сопротивление с тонким симметричным профилем,
не достигается ввиду потери отсасывающей силы у носка
профиля. Эти потери объясняются тем, что воздух, обте-
кающий переднюю кромку, не может следовать вдоль
слишком крутого контура профиля и поэтому не разго-
няется до скорости, при которой получается теоретическое
значение величины разряжения.
В ряде стран в связи с разработкой самолетов с тре-
угольными крыльями были проведены исследования; они
привели к открытию преимуществ особой формы кри-
визны передней кромки — конической кривизны. Теоре-
тические расчеты показали, что лобовое сопротивление
крыла с конической кривизной больше, чем расчетное
сопротивление крыла с нулевой кривизной, но значи-
тельно меньше экспериментальной его величины.
Исследования в аэродинамических трубах подтверж-
дают, что коническая кривизна на треугольном крыле
снижает лобовое сопротивление в диапазоне скоростей,
соответствующих М = 0,94-1,3, и лобовое сопротивление
за. счет конической кривизны не возрастает до М = 1,7.
Большинство' исследований велось с треугольными
крыльями, имеющими удлинение 2, но выгоды конической
72
кривизны для этих крыльев распространяются на удлине-
ния, доходящие до 4. Исследовались крылья с конической
кривизной, имеющие относительную толщину 3% и 5%.
При дозвуковых режимах кривые лобовых сопротивлений
для них практически совпадали. Указывается также, что
для сверхзвуковых режимов крыло 5% толщины мало
пригодно, его волновое сопротивление в 3 раза больше,
чем у 3% крыла.
Для стреловидного крыла преимущества конической
кривизны ограничены и уменьшаются с уменьшением
стреловидности, и, как полагают иностранные специали-
сты, для крыла со стреловидностью в 45° коническая кри-
визна теряет преимущества при числах М несколько
меньше 1,4. На некоторых самолетах наряду с конической
кривизной применяется отгиб носка крыла, позволяющий
подбирать кривизну для дозвукового и сверхзвукового' по-
лета. Подчеркивается, что коническая кривизна не влияет
на характеристики крыла при малых скоростях. При этом
даже улучшается путевая устойчивость за счет устране-
ния срыва на концах крыла при больших углах атаки.
Рекомендуется избегать излишнего отгиба передней
кромки ввиду вредного влияния его на максимальных
скоростях полета.
Рассмотрим еще одно важное исследование, проведен-
ное с целью уменьшить сопротивление самолета в полете.
Как известно-, при приближении скорости самолета к
скорости звука его сопротивление резко возрастает, и при-
рост лобового сопротивления в околозвуковом диапазоне
скоростей может быть снижен путем увеличения стрело-
видности крыла, уменьшения его относительной толщины
и удлинения, а также применения оптимальной формы
фюзеляжа. Дополнительные систематические исследова-
ния в аэродинамических трубах показали, что значитель-
ная часть прироста лобового сопротивления получается
за счет взаимодействия друг с другом потоков, обтекаю-
щих фюзеляж, крыло и другие части самолета.
На основе результатов исследований взаимного влия-
ния потоков, обтекающих крыло и фюзеляж, было сфор-
мулировано так называемое «правило площадей». Со-
гласно этому правилу «комбинация крыла с фюзеляжем
будет иметь наименьшее сопротивление, если распреде-
ление по длине самолета сечений, нормальных к потоку,
имеет тот же характер, чго и у тела вращения наимень-
73
шего сопротивления». Практически это значит, что сече-
ния фюзеляжа на участке крыла должны быть умень-
шены, поджаты на величину, равную площади нормаль-
ного к потоку данного сечения крыла.
На рис. 44 показан самолет В-58, спроектированный
с учетом «правила площадей».
Рис. 44. Самолет, выполненный в соответствии
с «правилом площадей»
Поджатие фюзеляжа значительно уменьшает прирост
сопротивления при М = 1,0-4- 1,05; с увеличением числа
М полета выигрыш от поджатия фюзеляжа уменьшается
как для стреловидного, так и для треугольного крыла,
однако его положительное влияние сказывается до чисел
Л1, близким к 2. Для практической реализации потребова-
лось удлинение носовой части фюзеляжа, поджатие в
месте сочленения с крылом и увеличения сечения хвосто-
вой части фюзеляжа. По мнению некоторых специали-
стов, проектирование самолетов с учетом «правила пло-
щадей» дает выигрыш в летных- данных некоторых само-
летов до 15—25%.
Таким образом, «правило площадей» — очень простое
и полезное средство учета взаимного влияния частей са-
молета для уменьшения его лобового сопротивления при
околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета само-
летов.
74
Кинетический нагрев и пути его преодоления. После
того как был преодолен звуковой барьер и современ-
ные самолеты стали летать не только со скоростью звука,
но и значительно быстрее, конструкторы встретились с но-
вой трудностью — кинетическим нагревом. При неболь-
ших скоростях полета кинетическая энергия заторможен-
ного в пограничном слое воздуха, обращаемая в тепло,
была невелика, температура поверхности самолета оста-
1 — медь; 2 — никель; 3 — кобальт; 4 — железо; 5 — титан;
6 — хром; 7 — ниобий; 8 — молибден; Р —вольфрам
валась практически неизменной. При больших сверхзву-
ковых скоростях получаемое от торможения воздуха
тепло вызывает уже существенное увеличение темпера-
туры поверхности самолета. Так, при полете на больших
высотах со скоростью порядка 21500 км/час температура
поверхности самолета приближается к 200° С. Большая
часть применяемых до сих пор в авиации материалов мо-
жет работать при таких температурах, не теряя сущест-
венно своих механических качеств. На рис. 45 показаны
температуры плавления различных материалов, а на
рис. 46 приведены пределы прочности различных конст-
руктивных материалов в зависимости от температуры при
выдержке их в течение 1000 часов. При полете же на
75
еще больших скоростях борьба с последствиями кинети-
ческого нагрева становится сложной проблемой. При ско-
рости полета порядка 3000 км/час температура за счет
нагрева близка к 300° С.
Рассмотрим с этой точки зрения материалы, способ-
Температура °C
Рис. 46. Пределы прочности различных конструктивных
материалов в зависимости от температуры при 1000-часо-
вой выдержке (журнал «Америкен авиэйшн», октябрь
1956 г.)
1 — алюминий, полученный методом порошковой металлургии; 2 —
сплавы титана; 3 — сверхсплавы на основе железа; 4 — нержавею-
щая сталь; 5 — сверхсплавы на основе никеля; 6 — сверхсплавы на
основе кобальта; 7 — молибденовые сплавы; 8 — кермет
Алюминиевые сплавы наиболее известны из
применяемых в авиации вследствие их легкости и проч-
ности. Это незаменимые авиационные конструкционные
материалы. Эти сплавы способны без заметной потери
прочности выдерживать температуру до 180° С. Ведутся
работы над проблемой повышения теплостойкости алюми-
ния до 320° С. Поршневые сплавы на основе алюминия
способны выдерживать температуру до 350° С. Однако
чрезвычайная хрупкость ограничивает их применение.
76
Хотя температурный предел применения алюминия про-
должает увеличиваться, его преимущественное положение
как основного конструкционного материала в авиацион-
ной технике постепенно теряется.
Титановые сплавы выдерживают температуру
до 450° С, однако возможно повышение этого предела до
650° С. Титан — относительно новый материал, еще слабо
освоен, и имеются еще технологические проблемы, кото-
рые тормозят его применение.
По данным иностранной печати, усилия ученых в ряде
стран направлены на улучшение качества, прочности и
обрабатываемости титановых сплавов. Однако суще-
ствует мнение относительно недостаточной конкуренто-
способности этих сплавов с другими теплостойкими мате-
риалами.
Нержавеющие стали сохраняют свою проч-
ность до 550° С; ведутся работы по повышению этой
температуры до 650 н- 750° С.
Молибденовые сплавы — наиболее теплостой-
кие. Молибден по температуре плавления уступает
только температуре плавления вольфрама (2760° С).
Имеющиеся молибденовые сплавы выдерживают темпе-
ратуру до 860° С. Лучшим сплавом считают в настоящее
время титано-молибденовый сплав. Он значительно
меньше окисляется, и можно поднять температурный пре-
дел применения молибденовых сплавов до 1600° С. В чем
преимущество молибдена? В низком коэффициенте его
линейного расширения, что сводит к минимуму темпера-
турные напряжения в деталях. В настоящее время, как
указывается в печати, молибден широко применяется в
ракетных силовых установках.
Кера м-и ческие материалы. К ним следует
отнести чисто керамические материалы и так называемые
керметы, то есть керамико-металлические смеси. Эти ма-
териалы имеют очень высокую температуру плавления, но
большую хрупкость. Поэтому задача исследований в
этой области — увеличить вязкость таких материалов и
изыскать надежный способ соединения толстого слоя ке-
рамики с металлом.
Один из существенных недостатков новых материа-
лов—'их малая теплопроводность. Это приводит к пере-
греву отдельных участков конструкции и снижению их
прочности и, кроме того, вызывает значительные темпе-
77
ратурные напряжения. Например, в крыле, выполненном
из стали, при скорости полета, соответствующей М — 3,
температурные напряжения могут достигать 50 —
70 кг/мм2. Возникает также опасность деформации эле-
ментов конструкции.
Какие возможны способы преодоления конструк-
тивных трудностей, связанных с аэродинамическим
нагревом при больших скоростях? Это, например,
отвод тепла от более нагретых к менее нагретым
частям. В этом случае необходимо применять материалы
с большим значением коэффициента теплопроводности,
например алюминиевые сплавы. Для накопления тепла,
отводимого от нагретых частей конструкции, может ис-
пользоваться горючее. Однако эффективность этого ме-
тода снижается при больших скоростях и продолжитель-
ности полета ввиду значительного расхода топлива, а
также нагрева его. При дальнейшем увеличении скорости
полета необходимо будет идти уже по пути создания ле-
тательных аппаратов, способных выдержать высокие
температуры Это может быть сделано за счет примене-
ния соответствующих материалов для конструкции и
основных элементов самолета, в частности, за счет при-
менения сотового материала из нержавеющей стали, ти-
тана и других металлов, сохраняющих свои механические
качества при высоких температурах. Другой путь заклю-
чается в создании удобной системы охлаждения с приме-
нением в качестве охладителя той или иной жидкости.
Пои системе испарительного охлаждения используется
скрытая теплота парообразования жидкости, к которой
отводится тепло.
Возможно также жидкостное охлаждение через пори-
стую обшивку, хотя в этом случае возникает опасность
забивания пор.
В журнале «Аэронотикал инджиниринг ревью»
высказывается мнение, что весьма перспективным сред-
ством охлаждения для аппаратов, летающих на очень
больших сверхзвуковых скоростях, является использова-
ние скрытой теплоты сублимации. (Сублимация — это
переход вещества из твердого непосредственно в паро-
образное состояние, минуя жидкое.) При высоких темпе-
ратурах и давлениях сублимации подвержены такие ме-
таллы, как молибден, вольфрам, платина и золото. По-
этому не исключена возможность применения подобных
78
материалов для конусов носовой части фюзеляжа, перед-
ней кромки крыльев и оперений. Для охлаждения агре-
гатов радиоэлектроники, как полагают некоторые спе-
циалисты, применение золота может оказаться дешевле
других способов.
Идеальным способом охлаждения являлась бы пере-
дача избыточного тепла окружающему воздуху. Однако
температура, устанавливающаяся при этом на поверхно-
сти, обычно оказывается недопустимо высокой, особенно
для аппаратов, управляемых человеком. С ростом тем-
пературы поверхности самолета возрастает интенсивность
излучения тепла, которая увеличивается пропорционально
абсолютней температуре в четвертой степени.
Так, при температуре в 500° С энергия, излучаемая
одним квадратным метром черной поверхности, соот-
ветствует 5 л. с., а при температуре в 1500° С — 400 л. с.
Летные свойства самолетов. Каждый самолет и двига-
тель проходит большой и сложный путь при своем созда-
нии. Вначале машина рождается в конструкторском бюро,
делаются различные варианты компоновок и моделей са-
молета, производят их продувку в аэродинамических тру-
бах. Разрабатываются чертежи и производятся предвари-
тельные расчеты с тем, чтобы определить данные новой
конструкции самолета: какова будет его скорость, даль-
ность полета, наибольшая возможная высота полета, или
потолок самолета, полетный вес, взлетно-посадочные ка-
чества и условия эксплуатации на земле и в воздухе. Со-
вокупность всех этих качеств не может быть оптимальной
для самолетов всех назначений и различного применения.
Поэтому при конструировании самолета в зависимости от
его типа, назначения и в соответствии с предъявляемыми
к нему требованиями выбираются те качества, которые
являются для него определяющими. Например, наилуч-
шее сочетание скорости, маневра и скороподъемности
для одного самолета; дальности, скорости и высоты по-
толка для другого. В этих направлениях научная и кон-
структорская мысль ищет решения задач дальнейшего
совершенствования самолетов. В создании современного
самолета и двигателя участвуют люди самых различных
специальностей и квалификаций. Сложный путь прохо-
дит самолет, двигатель, его вооружение и оборудование,
прежде чем он будет создан и вступит в фазу испытаний,
а затем боевого или мирного использования. Создание
79
совершенной авиации требует для своего прогресса ис-
пользования всех достижений современной науки и тех-
ники. Без высоко развитой научной мысли и высокого
уровня производства нельзя представить себе современ-
ной авиационной техники. Аэродинамические проблемы
(с которыми связан полет самолетов и ракет с большой
скоростью в атмосфере) становятся особенно сложными,
когда решается вопрос о полетах космических. Для
спутника, управляемого человеком, или космического ко-
рабля возникает новая группа проблем пилотирования и
управления, а трудность летных операций множится, осо-
бенно! сложными являются вопросы приземления таких
аппаратов.
Чем определяются летные свойства реактивных само-
летов? Они определяются не только аэродинамическими
характеристиками, но и в значительной степени зависят
от тяговооруженности, высотных и скоростных характери-
стик и экономичности двигателей. Тяговооруженность
определяется количеством килограммов тяги, развивае-
мой двигателями, на каждый килограмм веса самолета.
Взлетные свойства. Время, затрачиваемое на
взлет, и длина взлетной дистанции самолета зависят от
скорости отрыва и ускорений при разбеге. Скорость от-
рыва самолета от земли определяется в основном нагруз-
кой на квадратный метр крыла и величиной коэффициента
подъемной силы при отрыве. Большая загрузка реактив-
ного самолета горючим, вооружением и боезапасом при-
водит в некоторых случаях к высоким нагрузкам на квад-
ратный метр крыла. Малонесущие скоростные профили
крыла, отсутствие обдува крыла винтами, малые размахи
крыльев и низкие тяговые качества турбореактивных дви-
гателей создавали трудности при взлете реактивных са-
молетов и увеличивали взлетные дистанции этих самоле-
тов по сравнению с самолетами с винтомоторной группой.
Однако возможность форсирования тяги, то есть увели-
чения ее на короткие промежутки времени, а также
применение стартовых ракет могут значительно увеличить
суммарную тягу на взлете без существенного увеличения
полетного веса. Все это улучшает взлетные характери-
стики современных самолетов (особенно истребителей).
Благодаря значительной тяговооруженности их взлет мо-
жет осуществляться на очень коротких дистанциях вплоть
до безаэродромного старта и вертикального взлета.
80
Применение стартовых ракет на самолетах-бомбарди-
ровщиках значительно увеличивает суммарную тягу на
взлете. Достаточно указать, что на одном из иностранных
бомбардировщиков (В-47) устанавливается 33 ракетных
ускорителя с тягой по 450 кг каждый. Обычно стартовые
ракеты включаются во второй половине разбега, а на
разгоне перед набором высоты выключаются, работая
непрерывно в течение 15-4-20 секунд.
На длину разбега влияют температура окружающего
воздуха и высота аэродрома над уровнем моря. Напри-
мер, при взлете указанного выше самолета-бомбарди-
ровщика с весом 77 т, высоте аэродрома над уров-
нем моря в 600 м и температуре воздуха 4° С длина раз-
бега составляет 2300 м; при повышении температуры до
26° С на том же аэродроме длина разбега увеличивается
до 3000 м.
Повышение уровня аэродрома на 300 м приводит к
увеличению длины разбега еще на 300 м. Попутный ветер
при взлете, наличие подъема взлетной полосы вызывают
дальнейшее возрастание длины разбега, и самолет может
не взлететь. Для компенсации возможных ошибок и обес-
печения соответствующей безопасности максимальный
допускаемый взлетный вес самолета иногда определяется
«критической длиной полосы». Эта дистанция необхо-
дима для разгона самолета до определенной скорости и
его взлета. В частности, для указанного выше самолета
при его взлетном весе 77 т, высоте аэродрома над уров-
нем моря 600 м и температуре воздуха 4,4° С критиче-
ская длина полосы равна 2750 м.
Посадочные характеристики — одни из
основных, особенно для боевого самолета. Упрощение по-
садки и повышение ее безопасности достигается плани-
рованием с малой вертикальной скоростью. В этом слу-
чае летчик сравнительно легко может определить тот
момент, когда следует переводить самолет из планиро-
вания к выравниванию; погашается вертикальная ско-
рость снижения, и самолет переходит на горизонтальный
полет у земли с уменьшением скорости (выдерживание).
Большой пробег после посадки реактивного самолета
вызывается высокими посадочными скоростями, интен-
сивное же торможение на пробеге ограничивается изно-
сом тормозов и пневматиков. Поэтому на современных
6 Пономарев А. Н,
81
самолетах устанавливают воздушные тормозы, посадоч-
ные парашюты, применяют также обратную тягу двига-
теля, включаемую при посадке (реверс тяги).
При рассмотрении посадки, например, тяжелых реак-
тивных самолетов указывается, что она должна выпол-
няться с более высокой точностью, чем посадка самоле-
тов с поршневыми двигателями. Это объясняется тем, что
приемистость реактивных двигателей хуже и скорость
при пробеге уменьшается медленнее, чем у самолетов
старого типа.
Для увеличения числа оборотов турбореактивного
двигателя, установленного на самолете от 40% (холостые
обороты) до 100%, требуется время — 12 ~ 20 сек. Боль-
шая часть этого времени расходуется на увеличение обо-
ротов до 55%. Желательно при снижении на посадку
поддерживать 55% максимального числа оборотов до тех
пор, пока летчик не будет уверен, что посадка будет вы-
полнена удачно. Однако для максимального увеличения
угла планирования самолета желательно, чтобы тяга
двигателей была минимальной. Дело в том, что увеличе-
ние скорости при выравнивании приводит к существен-
ному увеличению длины пробега.
В журнале «Аэронотикал инджиниринг ревью» в но-
ябре 1956 г. сообщалось о том, что за два года, с 1950 по
1952 гг., произошло 198 аварий на самолетах с поршне-
выми двигателями (В-29). Из них 68 аварий было при
посадке, что составляет 36% к общему их числу. За два
года, с 1952 по 1954 гг., на самолетах В-47 с реактивными
двигателями (основной тип дальнего реактивного бомбар-
дировщика США) было 75 аварий, из них 35 аварий, или
48%; произошло при посадке. Поэтому вопросам посадки
уделяется особенно большое внимание и при обучении
летного состава и при конструировании самолета.
В последнее время повсеместно стремятся упростить
взлет и посадку самолетов, особенно тактической авиации,
сделать их менее зависимыми от аэродромов. Это повы-
сит мобильность, возможность сосредоточения и рассре-
доточения таких самолетов. Проблему стремятся решить
различными путями. Сообразно с этим существуют и раз-
личные технические методы. Создаются вертикально
взлетающие и садящиеся самолеты, катапульты, различ-
ного рода задерживающие и тормозящие устройства, усо-
82
вершенствованные средства механизации самолета с при-
менением управления пограничным слоем или выхлопной
струи двигателей.
Взлет самолетов с ограниченным разбегом или верти-
кальный — одна из задач, решаемая довольно просто
современным самолето- и двигателестроением. Тем более,
что при современном состоянии техники вертикальный
взлет самолета не представляет больших трудностей. Для
этой цели необходимо
только, чтобы распола-
гаемая тяга была боль-
ше веса летательного
аппарата. Иными сло-
вами, необходимо иметь
очень большую тягово-
оруженно'сть. На рис. 47
показан вертикально,
взлетающий самолет с
ТВД.
Известны также в
США опыты по» запуску
истребителей с пуско-
вой тележки, или по1 так
называемому взлету
без разбега. В этом
случае для осуществле-
ния взлета самолет ус-
танавливается на не-
Рис. 47. Вертикально взлетающий
самолет с турбовинтовой силовой
установкой
подвижные или под-
вижные направляющие,
смонтированные на ав-
топрицепе. Затем за-
пускается двигатель,
установленный на самолете, и, когда тяга достигает евоей
максимальной величины, воспламеняется дополнительная
стартовая ракета (ускоритель). Самолет под действием
суммарной тяги двигателя и ускорителя отрывается в
воздух. Такие стартовые установки вначале использова-
лись для осуществления взлета управляемых с земли са-
молетов-снарядов, а затем и пилотируемых самолетов-
истребителей (рис. 48).
Применение такой установки обеспечивает возмож-
ность взлета самолетов также в гористой местности, в
6*
83
лесу и других Местах, куда может быть Доставлена на
автоприцепе подвижная пусковая установка;
В чем основной недостаток такого взлета? В том, что
самолеты после совершения полета с такой установки
обязаны производить посадку на обычные аэродромы,
если самолеты не имеют каких-либо добавочных устройств
для уменьшения пробега при посадке. Какие имеются
приспособления для уменьшения пробега? Могут быть
использованы тормозные парашюты, тормозные сетки или
Рис. 48. Самолет на взлете без разбега
применен так называемый реверс тяги (обратная по на-
правлению тяга) двигателей, он дает весьма ощутимые
результаты и уменьшает пробег самолета более чем на-
половину.
С точки зрения воздействия на конструкцию реверс
тяги наиболее приемлем — он дает заметно меньшие
ускорения, вызванные торможением. Кроме того, при
применении реверса тяги значительно уменьшается износ
покрышек колес шасси самолетов, обеспечивается боль-
шая безопасность самолетов и увеличивается оператив-
ная гибкость авиации. Правда, реверсивное устройство
увеличивает вес и стоимость самолета, усложняет его
конструкцию и даже несколько уменьшает тягу двига-
теля, установленного на самолете.
84
Наибольшую трудность представляет вертикальная
посадка, особенно для самолетов с турбореактивными
двигателями. Создание скоростного боевого самолета с
вертикальным взлетом и посадкой на тяге турбореактив-
ных двигателей, как уже указывалось, требует решения
ряда сложных задач. Одна из них — обеспечение устой-
чивости и управляемости при взлете и посадке, а также
при малых скоростях полета, когда нормальные аэроди-
намические рули работают весьма неэффективно. Однако
работы по созданию вертикально взлетающих аппаратов
ведутся. Примеры возможного конструктивного решения
подобных летательных аппаратов приведены выше.
Скороподъемность самолета — одна из
основных его характеристик, особенно для самолетов-
истребителей, и в частности для истребителей-перехват-
чиков. Для увеличения скороподъемности необходимо
иметь большие избытки тяги двигателей.
При больших избытках тяги набор высоты может
происходить даже с увеличением скорости по траекто-
рии, то есть набор высоты происходит с разгоном.
Скороподъемность самолета-истребителя в сочетании
с высокой скоростью полета обеспечивает ему быстрое
занятие исходной для атаки позиции и тем самым сокра-
щает время, необходимое для перехвата самолета против-
ника. Для других типов самолетов высокая скороподъем-
ность сокращает время набора высоты (наивыгоднейшей
по дальности и безопасности полета).
Потолок самолета зависит при прочих рав-
ных условиях от его тяговооруженности. Для истребите-
лей потолок — основное качество, важное для ведения
ими борьбы с бомбардировщиками противника.
Бомбардировщикам высокий потолок необходим для
затруднения борьбы с ними со стороны наземных и воз-
душных средств обороны противника, а также для ослаб-
ления влияния на полет неблагоприятных метеорологи-
ческих условий.
Скорость самолета — одно из главных и
основных качеств самолета, значение которого трудно
переоценить. Бомбардировщикам, разведчикам высокая
максимальная скорость полета необходима, чтобы обес-
печить внезапность появления, уменьшить время пребы-
вания над территорией противника и над целью, а также
для затруднения борьбы с ними наземных средств и
85
истребителей противника. Истребителям скорость и пре-
имущество в скорости, помимо этого, обеспечивает ини-
циативу в воздушном бою.
Под маневренностью самолета пони-
мается способность его к быстрому изменению своего по-
ложения в пространстве. Это достигается путем измене-
ния направления движения и скорости полета. Основные
характеристики вертикального и горизонтального ма-
невра— угловая скорость разворота и радиус кривизны
траектории.
Истребителям высокая маневренность необходима для
занятия выгодной позиции в воздушном бою, а бомбар-
дировщикам — для уменьшения их уязвимости путем осу-
ществления маневров, для защиты от действия наземных
и частично воздушных средств обороны противника. Для
повышения боевой эффективности высотного реактивного
самолета принимается ряд мер по улучшению его манев-
ренности и расширению диапазона скоростей полета.
Снижение удельной нагрузки на крыло, введение в
конструкцию специальной механизации крыла для манев-
рирования и установка аэродинамических тормозов рас-
ширяют возможности маневра боевого самолета.
В ряде стран большое внимание уделяется по-
тере эффективности органов управления вследствие
деформации их неподвижных частей, или так называе-
мому реверсу. Чаще других видов реверса встречается
реверс элеронов — потеря эффективности элеронов в
связи с закручиванием крыла. Происходит это под дей-
ствием приложенных нагрузок в полете, когда крыло в
полете изгибается и закручивается. При этом меняется
угол атаки крыла, и, как следствие, изменяется величина
и распределение аэродинамических сил.
На рис. 49 показана схема возникновения реверса
элеронов вследствие закручивания крыла. При отклоне-
нии элерона вниз увеличивается подъемная сила, дей-
ствующая на крыло на участке, где расположен элерон,
и центр приложения ее равнодействующей смещается
назад по хорде. Возрастает вследствие этого крутящий
момент крыла, что вызывает у недостаточно жесткого
крыла значительную деформацию кручения. Крутящий
момент, обусловленный изменением величины подъемной
силы и точки ее приложения, дополнительно деформируя
86
крыло, уменьшает углы атаки его сечении, что дает сни-
жение подъемной силы, полученной в результате откло-
нения элерона. На участке крыла, где элерон отклонен
вверх, происходит противоположное явление. Реверс эле-
ронов, то есть полная потеря эффективности элеронов,
наступает, когда изменение кренящего момента крыла,
обусловленного отклонением элеронов, полностью пога-
шается обратно направленным кренящим моментом
крыла от его закручивания, вызванного отклонением эле-
ронов.
Рис. 49. Схема возникновения реверса элеронов
у самолета В-47
Реверс элерона для прямого крыла может наступить
на большой скорости полета при недостаточной его жест-
кости на кручение, а для стреловидного крыла — при
недостаточной жесткости его на изгиб и кручение.
Наряду с реверсом элеронов существует реверс руля
высоты и руля направления. Реверс руля высоты — по-
теря эффективности руля высоты — может наступить
вследствие закручивания стабилизатора и изгиба фюзе-
ляжа.
Дадим некоторые пояснения к терминам, которые ча-
сто встречаются при анализе поведения самолета в воз-
духе.
Одним из распространенных видов вынужденных ко-
лебаний частей самолета в полете является их тряска
87
(бафтинг), вызванная потоком воздуха, завихренным при
обтекании впереди лежащих частей. Часто встречаются с
явлением бафтинга хвостового оперения. Завихренный
поток, попадая на оперение, создает воздушные ударные
нагрузки периодического характера, вызывающие колеба-
ние оперения.
Различают чаще всего два вида бафтинга хвостового
оперения. Нормальный бафтинг—тряска хвостового опе-
рения из-за периодического воздействия на него вихрей,
срывающихся с находящихся впереди частей самолета
при полете на небольших скоростях. Так, может произойти
срыв потока с крыла при полете на углах атаки, близких
к критическим, с различных надстроек на крыле или фюзе-
ляже, с неудачного по, форме сопряжения крыла с фюзе-
ляжем и т. д.
Другой вид бафтинга — это тряска хвостового опере-
ния при полете на больших скоростях. Вследствие возник-
новения волнового кризиса на крыле или на других ча-
стях самолета, расположенных впереди оперения, проис-
ходит срыв потока за скачком уплотнения.
Экспериментальные и теоретические исследования по-
казывают, что при нормальном и при скоростном баф-
тинге при срыве потока с крыла или с другой части само-
лета за ними образуется вихревая дорожка с шахмат-
ным расположением вихрей. При увеличении скорости по-
лета из-за сжимаемости воздуха высота завихренной зоны
растет. Особенно^ резкое увеличение высоты и интенсив-
ности вихревой дорожки происходит в момент возникно-
вения волнового кризиса. Бафтинг ощущается в виде уда-
ров по оперению почти правильного периодического харак-
тера и вызывает подергивание управления и вздрагивание
конструкции самолета. В случае интенсивного вихреобра-
зования, особенно когда частота вынужденных колебаний
близка к собственной частоте колебания оперения, ампли-
туды колебаний оперения и фюзеляжа могут быть
настолько большими, что будут происходить остаточные
деформации конструкции или даже ее разрушение.
Поэтому при проектировании самолета особое внимание
должно уделяться улучшению обтекания самолета, напри-
мер в местах сочленения крыла и фюзеляжа. Оперение по
возможности следует выносить из зоны действия вихрей.
При возникновении бафтинга рекомендуется изменить
режим полета. В частности, если бафтинг возникает на
88
большом угле атаки, то необходимо перейти на меньший
угол. Если бафтинг возникает на большой скорости по-
лета, то следует резко уменьшить скорость полета.
Самовозбуждающиеея колебания крыла и оперения но-
сят обычно название флаттера. Борьба с явлениями само-
колебаний является одной из важнейших задач, решаемых
при проектировании и постройке каждого скоростного
самолета.
Для борьбы с изгибно-элеронным флаттером крыла и
оперения увеличивают жесткость деформируемых при ко-
лебаниях частей конструкции, к которым крепятся эле-
роны и рули. Помимо этого, ставятся весовые балансиры,
чтобы предотвратить отклонения элеронов и рулей при
колебаниях конструкции, к которой они крепятся (крыло,
стабилизатор, киль). При их самопроизвольном отклоне-
нии будут создаваться аэродинамические силы, способ-
ствующие колебаниям.
Современные самолеты проектируются и строятся та-
ким образом, чтобы значения критической скорости для
всех видов флаттера заведомо превышали скорости, встре-
чающиеся в эксплуатации самолета. Однако в летной
практике известны случаи возникновения самоколебаний
в горизонтальном полете или при пикировании вследствие
повреждения балансировочных грузов, повреждения кон-
струкции или какой-либо иной причины. Во всех случаях,
если колебания возникли, летчик обязан резко погасить
скорость, быстро убрав газ и взяв ручку на себя.
Дальность полета для данного типа самолета
определяется километровыми расходами горючего. По-
этому улучшение экономичности всех реактивных двига-
телей дает пропорциональное увеличение дальности по-
лета, особенно на больших высотах полета. Самолеты с
реактивными двигателями на высотах 10 ч- 12 км имеют
дальность полета в 2 - 2,5 раза большую, чем у земли, в
то время как самолеты с винтомоторной группой на номи-
нальном режиме на высоте имеют дальность, практически
одинаковую с дальностью у земли.
Поэтому в отличие от прежних самолетов современные
реактивные самолеты при полетах на дальность летят на
больших высотах. Современные дозвуковые тяжелые бом-
бардировщики могут иметь дальности 10 000 -4- 15 000 км
без дозаправки топливом в полете.
89
О дальности полета сверхзвуковых бомбардировщиков
будет сказано' ниже, в разделе «Бомбардировщики».
Заправка топливом самолетов в воздухе значительно
повышает дальность их полета. Помимо этого, наряду с
увеличением дальности и продолжительности полета
с помощью заправки самолета в воздухе могут быть су-
щественно улучшены и другие его летные данные. Напри-
мер, рассматривается возможность применения дозаправки
в воздухе после взлета тяжелых бомбардировщиков и
транспортных самолетов для улучшения их взлетных дан-
ных. Преимущества послевзлетной заправки самолета мо-
гут быть показаны на примере одного из тяжелых само-
летов США. При применении тридцати трех ускорителей,
обеспечивающих дополнительную тягу около 15 000 кг, и
при тяге основных двигателей 19 000 кг длина разбега
самолета при взлете с перегрузочным'весом 90 т состав-
ляет 1800 м. Применение дозаправки самолета в воздухе
после взлета (около 22 т топлива) позволяет обеспечить
такую же длину разбега без ускорителей при взлете с
нормальным полетным весом 72,5 т. При взлете с весом
55 т и дозаправке самолета в воздухе около 40 т обеспе-
чивается длина разбега всего около 1000 м. Давление
колес самолета на грунт при этом уменьшается практи-
чески вдвое. Это сильно снижает требования к аэродро-
мам, покрытиям их и длине взлетно-посадочной полосы.
Для заправки самолетов в воздухе применяются раз-
личные системы. Одна из широко применяемых систем —
заправка с помощью телескопической трубы; она пред-
ставляет собой металлическую трубу диаметром 300 мм и
длиной 6 м. Общая длина телескопической трубы может
быть увеличена до 14 м. Труба крепится к фюзеляжу с
помощью шарнира, который дает ей возможность пово-
рачиваться в значительных пределах. Труба управляется
оператором; он находится в кабине внизу хвостовой ча-
сти фюзеляжа заправщика. Самолет (заправляемый) за-
ходит сзади под хвостовую часть фюзеляжа заправщика,
после чего оператор должен направить конец трубы в
приемник топлива, размещенный в верхней части фюзе-
ляжа заправляемого самолета (рис. 50).
При жесткой системе заправки обеспечивается боль-
шая производительность перекачки топлива. Основные
операции по контактированию выполняются оператором
90
самолета-заправщика. Маневрирование заправляемого
самолета при контактировании сведено к минимуму.
В чем недостатки такой системы заправки в воздухе?
В необходимости тесного строя полета самолетов при за-
правке и ограниченной зоне маневрирования самолетов
в строю.
Для ориентировки летчика в строю заправки исполь-
зуются сигнальные огни, они расположены снизу и слева
хвостового оперения самолета-заправщика.
Рис. 50. Заправка самолета топливом в полете по схеме
с телескопической трубой
На американских самолетах тактической авиации и на
самолетах английских ВВС применяется в основном за-
правка по системе «Конус» (рис. 51).
В чем сущность схемы «Конус»? Из самолета-заправ-
щика выпускается шланг длиной от 20 до 40 м. На конце
шланга установлен конус, он стабилизирует шланг и слу-
жит датчиком топлива. С этим конусом контактируется
приемная штанга заправляемого самолета.
При контактировании заправляемый самолет подходит
с принижением к заправщику, летчик прицеливается и на-
водит штангу в конус. Система «Конус» обладает преиму-
ществами; возможно значительное перемещение в строю
91
заправки. Однако для тяжелых самолетов контактировав
ние по такой системе значительно осложняется, и, кроме
того, из-за больших гидравлических потерь в длинном
шланге затрудняется повышение производительности пере»
качки.
По вопросу создания самолетов-заправщиков в печати
имеются различные взгляды. Высказывается, например,
в журнале «Америкен авиэйшн» за март 1958 г. сообра-
жение о необходимости создавать самолеты, проектируе-
Рис. 51. Заправка самолета топливом в полете по системе
«Конус»
мые специально с этой целью. В этом случае, как пола-
гают в основном американцы, может быть достигнута
наиболее высокая весовая отдача. Эти заправщики
могут служить для заправки нескольких типов самолетов.
При перевооружении самолетного парка они могут быть
использованы и для новых самолетов.
Существует другая точка зрения, что самолеты-заправ-
щики должны представлять собой модификацию бомбар-
дировщиков или истребителей с помощью легкосъемного
оборудования. В этом случае имеется большая однород-
ность самолетного парка, возможность применения их в
качестве боевых и заправщиков. При близости летных
данных заправщика и заправляемого самолета заправка
производится без существенного снижения скорости и вы-
соты полета.
В ВВС США используются специализированные и мо-
дифицированные самолеты, в Англии используются
только модифицированные самолеты.
92
При встрече тяжелых самолетов заправщик в боль-
шинстве случаев совершает полет по замкнутому кругу в
заданном районе.
Для успешного осуществления встречи используется
радиолокационная станция обеспечения встречи; она дает
возможность заправляемому самолету передать сигнал,
принимаемый такой же радиолокационной станцией за-
правщика.
После получения сигнала заправщик направляет за-
правляемый самолет в зону, обеспечивающую взаимную
визуальную видимость обоих самолетов. При подходе за-
правляемого самолета к заправщику на расстоянии около
90 км заправщик прекращает полет по замкнутому кругу
и начинает лететь по курсу заправляемого самолета.
При установлении между самолетами визуальной види-
мости заправщик устанавливает прямолинейный горизон-
тальный полет на запланированной высоте с определенной
скоростью и выпускает трубу или шланг. Подготовка к
заправке оканчивается подходом заправляемого самолета
сзади к заправщику до так называемого положения наб-
людения, из которого осуществляется подход до исходного
положения, расположенного на дистанции 9 м, после чего
производится контактирование.
Скажем несколько слов о весовых характеристиках,
поскольку они влияют на некоторые летные характери-
стики самолета.
Вес конструкции в самолетостроении всегда относился
к категории главных вопросов, которые в значительной
степени определяют качество вновь спроектированного
самолета.
В настоящее время, когда конструкторам приходится
создавать качественно новые самолеты или другие лета-
тельные аппараты, подход к весовым характеристикам
этих аппаратов становится еще более сложным.
Переход на сверхзвуковые скорости сам по себе нала-
гает весьма серьезные ограничения по весу, вызываемые
особенностями сверхзвуковой аэродинамики и, как след-
ствие, особенностями геометрии самолета. Кроме этого,
большой вес самолета приводит к увеличению нагрузки
на грунт, к росту взлетных и посадочных скоростей и ди-
станций, а это в свою очередь приводит к удлинению
взлетно-посадочных полос и необходимости расчета их на
большие удельные нагрузки. Помимо этого, ограничи-
93
вается использование самолетов для эксплуатации с грун-
товых аэродромов.
В качестве примера приведем, во что обходится излиш-
ний вес, неоправданно вложенный в конструкцию или обо-
рудование самолета. Например, по расчетам иностранных
специалистов, при утяжелении конструкции одного' дозву-
кового самолета-бомбардировщика на 100 кг для сохра-
нения неизменными его летных данных необходимо уве-
личить взлетный вес на 600—700 кг. Иначе говоря, для
каждого лишнего килограмма требуется не менее 6 кг
добавочного веса планера, горючего, двигателей. Иногда
эту цифру считают доходящей до 10 кг.
При увеличении веса конструкции или оборудования
на 1 % при неизменном взлетном весе дальность полета
уменьшится на 2 4-2,5%. Облегчение конструкции сверх-
звукового самолета с взлетным весом около 20 т на 5%
увеличивает дальность на 7% или вес полезной нагрузки
на 24% при неизменном полетном весе.
Истребители. Советский Союз располагает первокласс-
ной истребительной реактивной авиацией, способной ре-
шить любые задачи, которые возникнут перед ней в слу-
чае нападения агрессоров.
Мы видим, что развитие авиации характеризуется все
усиливающейся специализацией самолетов, в том числе
и истребителей. В ряде стран основную массу самолетов
тактической авиации составляют многоцелевые истреби-
тели, которые от истребителей-перехватчиков в основном
отличаются тем, что в зависимости от требований обста-
новки их можно применять как против воздушных, так и
против наземных целей. Это предусматривается при про-
ектировании самолета и обеспечивается главным образом
изменением его нагрузки.
В некоторых странах тактические истребители разде-
ляют на многоцелевые и истребители-бомбардировщики.
Многоцелевые истребители предназначаются в первую
очередь для ведения воздушного боя и во вторую — для
действия по наземным целям.
При разработке же истребителя-бомбардировщика
основное внимание уделяется обеспечению эффективности
его действий по наземным целям за счет наружной под-
вески реактивных снарядов и бомб при сохранении ка-
честв, необходимых для ведения воздушного боя, когда
наружная подвеска сброшена.
94
Для иллюстраций развития класса самолетов-истреби-
телей рассмотрим некоторые иностранные самолеты и в
частности «сотую» серию истребителей, которые состоят
на вооружении в США, должны быть запущены или за-
пускаются в серийное производство.
Первым запущенным в серию самолетом-истребителем
со сверхзвуковой скоростью полета был самолет F-100
(рис. 52, /). Этот самолет имеет пять модификаций: А,
В, С, D, F. Из них самолет F-100B был позже назван
F-107A, как имеющий весьма значительные отличия от
самолета прототипа F-100B.
Самолет модификации А — многоцелевой тактический
истребитель, самолеты модификации С и D — истреби-
тели-бомбардировщики и самолет модификации F — двух-
местный учебно-боевой истребитель, который может быть
использован и как истребитель-бомбардировщик.
Начало серийного производства самолета F-100A отно-
сится к 1954—1955 гг. Самолет имеет стреловидное
крыло с углом стреловидности 45°. Вход воздуха в дви-
гатель прямой — по центру фюзеляжа. Обводы входа
имеют слегка приплюснутую форму для улучшения обзора
из кабины летчика.
В варианте С этот самолет имеет турбореактивный дви-
гатель с тягой 4500 кг без дожигания и 6300 кг с дожига-
нием. Площадь крыла равна 35 м2, относительная тол-
щина крыла составляет 6% хорды. В варианте А самолет
имеет скорость, равную скорости звука, а в варианте С его
скорость достигает 1300 км/час на высоте 10 700 м. Прак-
тический потолок самолета более 15 000 м и дальность по-
лета 1600 км. Самолет имеет вооружение, состоящее из
четырех пушек калибра 20 мм и 90 неуправляемых реак-
тивных снарядов калибра 70 мм.
Второй истребитель «сотой» серии — это самолет
F-101 (рис. 52, 2), который имеет модификации в ва-
рианте разведчика дальнего действия, истребителя даль-
него сопровождения и перехватчика большого радиуса
действия. Самолет имеет стреловидное крыло с углом
стреловидности 35°. Воздухозаборники двигателя распо-
ложены по бокам фюзеляжа. На самолете установлен
двигатель с тягой 4540 кг без дожигания и 6300—7500 кг
с дожиганием. Площадь крыла самолета равна 33,5 м2
при относительной толщине профиля 4,5 4-5%. Вес само-
лета достигает 20 4- 22 т. Скорость полета самолета соот-
95
Рис. 52. Реактивные истребители:
1 — самолет F-100; 2 — самолет F-101; 3 — самолет F-102A; 4 — самолет F-104A; 5—самолет F-105B; 6 — самолет Р-106А
ветствует Л4 = 1,7 -н 1,9 и потолок самолета около
15 000 м. Вооружение состоит из четырех пушек калибра
20 мм, трех управляемых снарядов и шести неуправляе-
мых реактивных снарядов.
Третий истребитель «сотой» серии — самолет F-102A
(рис. 52, 5), который используется как одноместный
истребитель-перехватчик. Эти самолеты приходят на смену
устаревшим истребителям-перехватчикам F-94, F-86 и
F-89. Самолет имеет весьма тонкое треугольное крыло с
относительной толщиной профиля, равной всего 4%. По-
следняя модификация самолета спроектирована с учетом
«правила площадей», в результате чего получено' увеличе-
ние дальности и скорости полета по сравнению с первыми
вариантами самолета.
Силовая установка самолета представляет собой обыч-
ный турбореактивный двигатель, тяга которого равна
5670 кг без дожигания и 8000 кг с дожиганием. Вес само-
лета около 14 т. Скорость полета достигает скорости, со-
ответствующей М= 1,4, и потолок самолета около 18 000 м.
Дальность полета этого самолета равна 800 км. Воору-
жение самолета состоит из шести управляемых реактив-
ных снарядов. Перехватчики старого типа, имеющие до-
звуковые скорости полета и особенно сверхзвуковые, та-
кие, как F-102, оборудованы приборами, обеспечивающими
высокую степень автоматизации боевого полета, о чем бу-
дет сказано ниже.
Четвертый истребитель «сотой» серии F-103 разраба-
тывался одновременно с самолетом F-102 и одного с ним
назначения, ио не получил широкого распространения и в
серийное производство' не запускался.
Пятый самолет «сотой» серии — истребитель F-104A,
который имеет достаточно высокие летные данные и в от-
личие от других истребителей — малый полетный вес.
Самолет должен иметь скорость, соответствующую
Л4 = 2, и потолок более 18 000 м (гис. 52,4).
Самолет представляет собой одноместный однодвига-
тельный среднеплан с трапецевидным тонким крылом и
нормальным трехколесным шасси. Вес самолета равен
6800 кг. С подвесными баками вес увеличивается до
7700 -ь 8700 кг или даже 10 000 кг за счет большего коли-
чества подвесных подкрыльевых баков. Тонкое трапеце-
видное крыло самолета имеет относительную толщину
профиля, равную 3,4%.
7 Пономарев А. Н.
97
Авторы проекта самолета считают, что нестреловидное
крыло имеет ряд преимуществ по сравнению с треуголь-
ным крылом в части меньшего веса и устойчивости на
некоторых режимах полета.
Авторы полагают также, что лобовое сопротивление
среднерасположенного крыла меньше лобового сопротив-
ления низко расположенного крыла на 12%. Известно
также, что тонкое прямоугольное крыло является опти-
мальным только для режима больших сверхзвуковых ско-
ростей. Поэтому для улучшения характеристик крыла на
больших углах атаки может быть отклонена целая сек-
ция крыла по его размаху примерно на 20°. Это умень-
шает взлетно-посадочную дистанцию и дает возможность
совершать полет при нормальном полетном весе на малых
скоростях.
Крыло самолета выполнено из стали из соображений
кинетического нагрева и из условий прочности конструк-
ции. Фюзеляж самолета с большой длиной и с сильно
заостренной передней частью. Воздухозаборники двига-
теля расположены по бокам фюзеляжа и имеют специаль-
ную изменяемую площадь сечения в зависимости от ре-
жимов полета.
Кабина самолета герметическая, имеет систему над-
дува и кондиционирования. Сиденье самолета катапуль-
тируется вниз в следующем порядке: вначале перемеще-
нием ручки разгерметизируется кабина, затем отклоняется
ручка управления самолетом в крайнее переднее положе-
ние, после чего затягиваются плечевые парашютные за-
жимы на лодыжках и ножные закрепляющие устройства,
затем открывается аварийный люк на нижней поверхно-
сти фюзеляжа, в который катапультируется летчик. В воз-
духе сиденье автоматически отделяется от летчика и рас-
крывается парашют. Установка катапультируемого вниз
сиденья исключает возможность удара летчика о хвосто-
вое оперение, однако на малых высотах катапультирова-
ние, очевидно, затруднено.
Самолет имеет трехколесное шасси с давлением в пнев-
матиках колес до 21 кг/см2, что обязывает эксплуатиро-
вать этот самолет с ограниченного числа специально под-
готовленных аэродромов.
Силовая установка самолета состоит из одного турбо-
реактивного двигателя с тягой 6440 кг без форсажной ка-
меры и 7260 кг с форсажной камерой.
98
Топливные баки самолета размещаются в отсеке за
кабиной, вокруг каналов воздухозаборников и вокруг дви-
гателя. Запас топлива на самолете около 3000 литров, что
может обеспечить продолжительность полета до 45 минут.
Помимо этого, на концах крыльев могут быть установ-
лены довольно большие топливные баки емкостью
700 4- 900 литров каждый. Вооружение самолета состоит
из стреляющего механизма, имеющего шесть стволов ка-
либром 20 мм, расположенных симметрично, под углом
60° друг к другу. Вращение стволов происходит против
часовой стрелки, если смотреть с дульного среза стволов.
Снаряд выстреливается в положении ствола, соответствую-
щем положению стрелки часов «12 часов», стреляная
гильза выбрасывается в положении ствола «7 часов», за-
рядка второго ствола происходит в положении этого
ствола «5 часов». Общий темп стрельбы 6000—9000 вы-
стрелов в минуту.
По оценке иностранной печати, самолет имеет высо-
кие летные характеристики при полете на скорости, соот-
ветствующей М = 2. На меньших скоростях полета пото-
лок и другие характеристики будут заметно! ухудшаться.
По оценке иностранных специалистов, пушечное воору-
жение самолета и его высокие скоростные данные
находятся в очевидном противоречии. Летчик едва ли
может вести бой на скорости, соответствующей М = 2,
только с помощью оптического прицела с радиодально-
мером, установленным на самолете, какое бы управле-
ние с земли ни было ему обеспечено.
С другой стороны, если самолет будет атаковать цель,
движущуюся со скоростью, близкой к скорости распро-
странения звука, то ему необходимо значительно снизить
скорость, а следовательно, вести бой не на оптимальном
режиме данного самолета.
В печати отмечалось также, что отказ двигателя мо-
жет привести к неприятным последствиям. При заходе на
посадку с неработающим двигателем скорость едва ли мо-
жет быть ниже 340 км/час, в результате чего вертикаль-
ная скорость будет чрезвычайно большой, порядка
19 м/сек. Следовательно, маловероятно, чтобы самолет
мог совершать посадки с выключенным двигателем.
Шестой истребитель «сотой» серии представлен само-
летом F-105B (рис. 52, 5); он имеет стреловидное крыло
с углом стреловидности 45° и малым удлинением. Отно-
7*
99
ситетьная толщина профиля крыла равна 4%. Фюзеляж
самолета цилиндрической формы с острой носовой
частью. Самолет спроектирован в соответствии с «прави-
лом площадей». Горизонтальное оперение без руля вы-
соты расположено ниже крыла. Интересная особенность
самолета — наличие подфюзеляжного киля для улучшения
путевой устойчивости в полетах с большими углами атаки.
Оба колеса главного шасси убираются в корневые части
крыла. Силовая установка состоит из одного турбореак-
тивного двигателя. Он развивает тягу 6800 кг без дожи-
гания и 9'500—11 000 кг с включенной форсажной каме-
рой. Весь внутренний запас топлива размешается в фюзе-
ляже. Самолет используется в качестве истребителя-бом-
бардировщика и рассчитан для несения тактических атом-
ных бомб, обычных бомб и ракетных снарядов. Взлетный
вес самолета около 18 т. Максимальная скорость близка
к скорости, соответствующей числу М = 1,8 4- 2,0. Даль-
ность полета около' 3200 км, что, видимо, относится к пе-
регоночному варианту самолета с подвесными баками.
Седьмой самолет-истребитель «сотой» серии — F106A
(рис. 52, 6) представляет собой модификацию самолета
F-102 с более высокими летными данными и более совер-
шенной аэродинамикой, а также большей автоматизацией
по наведению и перехвату самолетов-бомбардировщиков и
самолетов-снарядов.
Восьмой истребитель «сотой» серии — модификация
самолета F-100, который получил наименование F-107 и,
как указывалось в печати, в ноябре 1956 года в гори-
зонтальном полете достиг большой скорости. Однако этот
самолет в серийное производство внедряться, видимо, не
будет.
Можно было бы продолжить описание самолетов-
истребителей различных назначений, находящихся на во-
оружении и строящихся в различных странах. Однако
общее в них — силовые установки, состоящие из турбо-
реактивных двигателей с форсажной камерой, а следова-
тельно, увеличением тяги за счет дожигания топлива за
турбиной. Это — весьма эффективное средство увеличе-
ния тяги двигателя, особенно' при больших скоростях по-
лета.
Такие самолеты имеют стреловидные, треугольные и
иногда прямые крылья с очень малой толщиной профиля
крыла, доходящей всего до 3% его хорды. Скорость по-
100
лета современных истребителей достигает скоростей, соот-
ветствующих числу М = 2 и более.
Описание некоторых истребителей позволяет пред-
ставить прогресс развития авиационной техники за по-
следние 10 лет. Из обзора видно, что в 1947 г. впервые
самолет перешел за скорость звука, а в настоящее время
эта скорость для самолетов, входящих в серийное произ-
водство', значительно увеличилась.
В качестве пилотируемых истребителей для целей про-
тивовоздушной обороны применяют специальные само-
леты. Этот тип самолета отличается от истребителей дру-
гого назначения в основном оборудованием и вооруже-
нием, позволяющим ему вести бой в любую погоду и
время суток. До последнего времени такими истребите-
лями являлись самолеты дозвукового диапазона скоростей
полета.
В числе этих истребителей были такие самолеты, как
F-94, F-86 и F-89. На смену этим «стареющим» самоле-
там приходят новые. Один ив них, указанный ранее, —
самолет «Мачетэ» F-102-. Это самолет -бесхвостой схемы
с тонким треугольным крылом, с углом стреловидности 60°.
Шасси самолета трехколеснсй схемы, убирающееся в фю-
зеляж. Силовая установка—турбореактивный двигатель
с форсажной камерой. Вес самолета около 12 т. На боль-
ших высотах F-102 % достигает максимальной скорости,
соответствующей числу М = 1,5. Его практический потолок
18 000 м, дальность полета около 960 км. Разрабаты-
вается модификация этого самолета, на которой предпо-
лагается установить более совершенное оборудование и
более мощный реактивный двигатель. Такой самолет
имеет обозначение F-106.
В журнале «Кэнэдиен авиэйшн» № 3 за 1957 г. ука-
зывалось, что в качестве примера одного из наиболее
современных истребителей-перехватчиков (который нахо-
дится еще в опытной постройке) можно привести двух-
двигательный самолет «Авро» CF-105. Самолет предна-
значен для перехвата сверхзвуковых бомбардировщиков
на дальних рубежах при действии в комплексе с цепями
радиолокационного обнаружения.
Самолет представляет собой бесхвостку с треугольным
крылом, имеющим относительную толщину профиля
немногим более 3%. Крыло имеет 'коническую кривизну
и наплывы на передней кромке.
101
Помимо этого, для улучшения обтекания крыла на
больших углах атаки имеется вырез на передней кромке
и невысокая перегородка. На задней кромке крыла смон-
тированы отдельно' элероны и рули высоты с тупыми зад-
ними кромками. Тупые задние кромки, как указывается,
обеспечивают увеличение эффективности рулей, имеющих
большую хорду, и ^слегка уменьшают лобовое сопротив-
ление.
Самолет сделан с учетом «правила площадей», хотя по
внешнему виду фюзеляж и не имеет заметной «талии». По
бокам фюзеляжа расположены воздухозаборники, рассчи-
танные на большие скорости полета.
Вооружение самолета состоит из управляемых снаря-
дов, они располагаются внутри фюзеляжа в большом
съемном контейнере, длина и ширина его весьма значи-
тельны и примерно соответствуют, как указано' в печати,
бомбоотсеку тяжелого бомбардировщика.
Тяга двигателей, установленных на самолете, на фор-
сажном режиме должна достигать 27 000 кг. Взлетный
вес самолета приближается к 30 т. Практический потолок
выше 20 км, максимальная горизонтальная скорость по-
лета более 2000 км/час. Экипаж самолета состоит из двух
человек.
Особенность самолета такого типа заключается в обо-
рудовании, обеспечивающем высокую степень автоматиза-
ции боевого полета.
Для автоматического управления самолетом и воору-
жением спроектирована специальная комплексная элек-
тронная система, которая одновременно — навигационная
и связная.
После взлета самолет направляется к цели с помощью
наземной станции наведения, управляющей истребителем
посредством автопилота. При сближении на достаточное
расстояние с целью истребитель занимает исходное поло-
жение для атаки автоматически с помощью бортовой
поисковой установки. Автоматически он открывает и огонь
по цели. После атаки наземная станция наведения выво-
дит истребитель на базу для посадки. На долю летчика
приходятся, видимо, только взлет и посадка, которые, если
нужно, могут выполняться по приборам. В остальном лет-
чик лишь наблюдает за работой оборудования и вмеши-
вается в управление в том случае, если нарушается его
нормальное функционирование. В чем особенность воору-
102
жения этого типа истребителей? В широком использова-
нии в последнее время управляемых реактивных снаря-
дов класса «воздух — воздух», предназначенных для пора-
жения воздушных целей.
Появление современных реактивных бомбардировщи-
ков обусловило необходимость значительного улучшения
характеристик истребителей не только по скорости, нои
по высоте полета. В этой связи все большее внимание
уделяется истребителю с малым радиусом действия, но
с большими вертикальными и горизонтальными скоро-
стями.
Некоторые специалисты предполагают, что на истре-
бителях такого класса целесообразно применять средства
кратковременного увеличения тяги, обеспечивающие рез-
кое улучшение характеристик при выполнении боевых
задач.
Полагают, что жидкостный ракетный двигатель, кото-
рый характеризуется не уменьшением тяги с высотой, а
некоторым даже ее увеличением, дает самолету большую
скороподъемность и высокое ускорение при разгоне, воз-
можность взлетать и перехватывать цель на высоте при
минимальном времени предупреждения о нападении про-
тивника. Однако большой расход топлива ЖРД ограни-
чивает полет такого самолета до весьма непродолжитель-
ного времени. В силу этого самолет с ЖРД может быть
эффективнее всего использован лишь в зоне, непосред-
ственно прилегающей к обороняемому объекту.
Делались попытки создать истребители со смешанными
силовыми установками.
Благодаря невысокому расходу топлива турбореактив-
ным двигателем увеличивается радиус действия и продол-
жительность полета по сравнению с самолетом, имеющим
только ЖРД. Некоторые иностранные специалисты
считают, что только смешанная силовая установка смогла
бы радикально улучшить характеристики истребителя-
перехватчика. Истребители этого типа будут, как ука-
зывается иногда в иностранной печати, возможно, послед-
ними пилотируемыми самолетами, которые станут ис-
пользоваться для противовоздушной обороны, перед тем
как их полностью заменят ракеты типа «земля — воздух».
Авторы проекта считают, что когда основная силовая
установка — жидкостный реактивный двигатель, то само-
лет, имея преимущества по высоте ц скороподъемности,
103
обладает преимуществами в продолжительности полета и
дальности за счет использования ТРД и его форсажной
камеры. Однако дальность полета такого истребителя, ве-
роятно, была бы недостаточной для удовлетворения всех
требований обороны. Появились сообщения в печати о
самолете, у которого взлетная тяга турбореактивного дви-
гателя на 100—150% больше тяги ракетного двигателя.
Достигается это путем дополнительного дожигания топ-
лива за турбиной в форсажной камере. Большая тяга
ТРД с дожиганием у земли означала бы, что и на боль-
шой высоте она будет достаточной для полета в течение
длительного периода с высокой скоростью без примене-
ния ракетного двигателя с повышенным расходом топлива.
Такой самолет имеет более выгодные летные характери-
стики, чем самолет с преобладающей (по тяге) ракетной
силовой установкой.
Как и в предыдущем случае, турбореактивный двига-
тель применяется для возвращения самолета на базу;
дальность полета такого самолета может быть увеличена
за счет большой начальной высоты1 истребителя-пере-
хватчика.
Для установки на истребитель используется также
турборакетный двигатель, позволяющий получить весьма
хорошие характеристики. Он представляет собой
по существу турбореактивный двухконтурный двигатель,
в котором весь воздух, поступающий в компрессор, минует
турбину.
Турбина, приводящая компрессор, вращается вслед-
ствие разложения однокомпонентных составов; продукты
разложения вместе с воздухом используются для сжигания
топлива в выхлопной трубе. Таким образом, создается
тяга, сравнимая с тягой турбореактивного двигателя с
форсажной камерой. Кривая тяги турборакетного двига-
теля по высоте носит промежуточный характер между кри-
выми для турбореактивного и ракетного двигателей.
Предполагается, что вес этого двигателя с необходи-
мым для него топливом будет меньше суммарного веса
смешанной силовой установки. Об этом типе двигателя
подробнее рассказывалось выше.
В качестве истребителя-перехватчика, имеющего уста-
новку ракетных и турбореактивных двигателей, можно
привести французский самолет «Тридан». По мнению ино-
странных специалистов, этот самолет при достаточной
104
продолжительности полета позволяет одновременно по-
лучить высоту и скорость полета, необходимые для обес-
печения перехвата бомбардировщиков, действующих на
высотах 12 0004-18 000 м, со скоростями полета, близкими
к скорости звука или несколько большими.
Этот самолет — одноместный истребитель с тонким
прямоугольным крылом, трапецевидным оперением и длин-
ным фюзеляжем круглого поперечного сечения. Силовая
установка самолета состоит из двух турбореактивных дви-
гателей, установленных на концах крыла, и одного
жидкостно-реактивного двигателя, помещенного в хвосто-
вой части фюзеляжа.
На рис. 53 приведена компоновочная схема этого само-
лета. Существенная особенность самолета — отсутствие
элеронов. Управление самолетом осуществляется при по-
мощи трех целиком поворотных поверхностей оперения.
При этом горизонтальное оперение состоит из двух от-
дельных поверхностей, которые создают момент тангажа
(тангаж — угол между продольной осью самолета и гори-
зонтальной плоскостью) и момент крена, заменяя собой
элероны.
Вооружение самолета состоит из одного самонаводя-
щегося ракетного снаряда класса «воздух — воздух»; сна-
ряд весит 150 кг. Снаряд подвешивается под фюзеляжем
самолета. Тактическое применение самолета представ-
ляется возможным в нескольких вариантах. Так, в случае
необходимости немедленного' перехвата атакующего бом-
бардировщика самолет взлетает и набирает высоту при
работе всех двигателей. При этом высота 15 000—18 000 м
может быть достигнута в течение короткого времени, но
запас топлива для выполнения атаки останется очень
небольшим. В другом случае самолет взлетает, набирает
высоту и значительное время патрулирует в зоне предпо-
лагаемой встречи с бомбардировщиком при работе
только ТРД, сохраняя к началу атаки полный запас топ-
лива для ЖРД. Как указывается, самолет достигал ско-
рости 1915 км/час на высоте 18 000 м и совершал полеты
при работе только ТРД на расстоянии до 550 км.
На самолете широко использованы современные ме-
тоды технологии, включающие применение металлических
сотовых конструкций и склейки металлических элементов
между собой. Полный полетный вес этого' самолета
около 5200 кг.
105
106
Другим самолетом также
со смешанной силовой установ-
кой является самолет SR-53.
Основной двигатель его —
ЖРД с тягой 3630 кг, в каче-
стве вспомогательного двига-
теля используется ТРД с тягой
800 кг (рис. 54).
Самолет имеет треугольное
крыло с небольшой стреловид-
ностью и обрезанными конца-
ми и треугольным подвижным
горизонтальным оперением,
смонтированным на вершине
киля.
Профиль крыла не очень
тонкий и имеет закругленную
переднюю кромку. Топливо раз-
мещено в основном в фюзеля-
же за кабиной. В задней части
фюзеляжа смонтированы воз-
душные тормоза, посадочный и
противоштопорный парашюты.
В нижней части заднего отсека
фюзеляжа смонтирован ЖРД,
выше монтируется ТРД. Этот
самолет предназначен для ис-
следований на значительных
высотах и для исследований
влияния больших скоростей по-
лета на нагревание деталей са-
молета.
Во многих странах ведутся
работы по созданию беспилот-
ных истребителей ПВО для пе-
рехвата не только самолетов,
но и управляемых снарядов,
обладающих большой даль-
ностью и высотой полета. Со-
здание пилотируемого истреби-
теля для выполнения этой
задачи связано с трудностями
107
Рис. 54. Самолет SR-53
из-за очень большой скорости и высоты полета при воз-
можной маневренности этих летательных аппаратов.
Кроме того, атака снаряда, несущего атомный заряд,
представляет дополнительные трудности для летчика-
истребителя, если его самолет не вооружен управляе-
мыми снарядами с большой дальностью полета и не
обладает высокой маневренностью для ухода от цели.
Поэтому для этих целей предполагается использование
беспилотных перехватчиков или зенитных управляемых
снарядов класса «земля — воздух».
В качестве такого беспилотного снаряда класса
«земля — воздух» можно привести беспилотный перехват-
чик «Боумарк» (рис. 55). Он предназначен для поражения
самолетов противника на дальних подступах к обороняе-
мым объектам. По внешнему виду снаряд «Боумарк»
представляет собой самолет с треугольным крылом и ци-
линдрическим корпусом (фюзеляжем) длиной 14 м, в ко-
тором размещаются баки с горючим, система наведения и
боевая головка со всеми вспомогательными системами.
Силовая установка состоит из укрепленных на пилонах
двух прямоточных реактивных двигателей диаметром
711 мм. Вертикальный старт снаряда осуществляется с
помощью однокамерного жидкостного реактивного дви-
гателя, подвешенного на шарнире, за счет чего обеспечи-
вается управление и стабилизация снаряда на небольших
скоростях полета до того момента, пока аэродинамиче-
ские рули управления не становятся эффективными.
Самолет-снаряд управляется при помощи треугольных
концевых элеронов, а также треугольных рулей поворота
и высоты. Управление полетом самолета-снаряда осу-
108
Рис. 55. Беспилотный перехватчик «Боумарк»:
1 — на стенде; 2 — в полете
ществляется по системе крена и -поворота, то есть по нор-
мальной самолетной схеме. Два прямоточных реактивных
двигателя обеспечивают снаряду крутой набор высоты
па сверхзвуковой скорости до высот 24 4- 26 км и сверх-
звуковой горизонтальный маршевый полет. Все оборудо-
вание самолета, за исключением силовой установки, раз-
109
Мещается в большом цилиндрическом фюзеляже, спроек-
тированном с учетом «правила площадей»,
Некоторые варианты этого самолета-снаряда должны
быть вооружены управляемыми снарядами класса «воз-
дух — воздух». В этом случае такой самолет-снаряд будет
беспилотным перехватчиком многоразового применения.
В журналах сообщается, что .во время запуска этих
снарядов по прямой без системы наведения была достиг-
нута максимальная дальность полета в 320 км, однако ее
предполагается увеличить до 480 км. Вес самолета-сна-
ряда около 6800 кг, скорость полета достигает
2650 км/час. Такие снаряды в ряде стран предполагается
использовать на вооружении подразделений противовоз-
душной обороны и располагать на базах ПВО.
Как указывается в печати, ввиду того что радиолока-
ционное оборудование ПВО позволяет обнаруживать
цели на большем удалении, фирма «Боинг», возможно,
разработает снаряд «Супер Бомарк» с двигателями, ра-
ботающими на высококалорийном топливе. Этот снаряд
будет обладать большей дальностью полета. Текущая же
программа испытаний этой системы включает исследова-
ние влияния ядерного взрыва и радиации на полупровод-
ники системы наведения, испытание термопрочности кор-
пуса снаряда и моделирование условий полета снаряда в
условиях дождя.
Бомбардировщики. Советский Союз располагает пер-
воклассными реактивными стратегическими бомбардиров-
щиками. способными решать любые задачи, которые воз-
никнут перед ними в случае нападения агрессора.
Известно, что стратегическая авиация, так же как и
истребительная, уже значительное время во многих стра-
нах имеет на вооружении реактивные самолеты.
В качестве примера такого самолета можно привести
самолет стратегической авиации В-52. Он имеет взлетный
вес более 182 т, размах крыльев 56,4 м, длину 47,8 м при
площади крыла 400 м2. Максимальная скорость самолета
равна 1050 км/час и практический потолок — 15 км. Даль-
ность полета самолета более 10 000 км. На самолете уста-
новлено восемь турбореактивных двигателей с тягой по
5000 кг каждый. Оборонительное вооружение самолета
состоит из четырех пушек калибра 20 мм (рис. 56).
Представление о конструкции самолета дает приво-
110
Рис, 56. Самолет В-52
димый на рис. 57 схематический чертеж общего вида са-
молета В-52.
Крыло самолета имеет прочную кессонную часть, обра-
зованную двумя главными лонжеронами, связанными нер-
вюрами, к которым крепятся силовые панели с продоль-
ным стрингерным набором.
Правая и левая отъемные части крыла по бортовым
нервюрам стыкуются с кессоном средней части крыла, за-
нимающим всю высоту фюзеляжа.
Основная нагрузка на фюзеляж передается с толстой
обшивки крыла через стыковые болты, стягивающие
пояса-гребенки па концах панелей кессонов. Передний и
задний лонжероны кессонов фиксируются мощными фи-
тингами на середине их высоты. Через фитинги переднего
лонжерона передается также вес крыла и силовых устано-
вок на мощную раму, к которой крепятся передние стойки
шасси.
Фюзеляж представляет собою серию отдельных частей,
прикрепленных к кессону средней части крыла. Кессон
этой части состыкован с передним отсеком центральной
части фюзеляжа. Передние и задние стойки шасси кре-
пятся к мощным рамам. Отсеки задней части фюзеляжа
несут хвостовое оперение и кормовую герметическую ка-
бину. Последняя соединяется с передней герметической
кабиной негерметическим лазом, идущим по правой сто-
роне фюзеляжа, и заканчивается дверью в задней стенке
передней кабины.
111
7—аварийные люки; 8 — передняя и задняя
стенки
кессона;
г.
26
шасси,
10 — сервокомпенсаторы; // — контейнер ленточного тормоз-
воздуха в кабине; 13 —
Рис. 57. Компоновочная схема самолета В-52:
1— сбрасываемые подвесные баки емкостью 11 000 л; 2 и 3 — турбореактив-
ные двигатели J -57 (8 шт.); 4—альтернаторы с воздушно-турбинным при-
водом (4 шт.); 5 — приборная доска летчиков, 6 — входной и аварийный люки:
9 — подкрыльные
стойки
кого парашюта; 12— агрегаты кондиционирования
колеса шасси и тормоза; 14 — фотоаппарат или оборудование для создания
помех; 15— фотоаппараты; 16— электронный отсек; 17— стыковые гребенки
разъема; 18 — топливные баки — отсеки (на самолетах позднейшей модифи-
кации); 19 — антенна обзорного радиолокатора; 20 — электронный пульт; 21 —
бомбардировочно-навигационный оптический прицел; 22 — топливные баки
(6 шт.); 23 — пулеметы калибра 12,7 мм (4 шт.); 24 — обзорный радиолокатор,
25— оптический прицел; 26 — турбулизаторы на верхней поверхности; 27 —
схема топливной системы самолета
Вертикальное оперение самолета сделано складываю-
щимся вправо, чем обеспечивается возможность использо-
вания ангаров стандартных размеров.
Горизонтальное оперение с корневой хордой, по раз-
мерам немногим уступающее хорде крыла, может пово-
рачиваться относительно задних узлов подвески с по-
мощью гидропровода.
Соединенный с передним лонжероном кессона меха-
низм управления стабилизатором имеет две гайки, наво-
рачивающиеся на вертикальный ходовой винт с противо-
положной резьбой.
Гайки и винт приводятся во вращение гидромоторами,
включенными в не зависящие друг от друга цепи, так что
отказ одной из них только уменьшит скорость поворота
стабилизатора.
Указывается, что при полном отказе гидросистемы ба-
лансировка самолета все еще возможна: воздушный стре-
лок может управлять стабилизатором вручную. Поверх-
ности управления имеют очень узкую хорду и приводятся
вручную с помощью серворулей.
Поперечное управление осуществляется с помощью
небольших элеронов (установленных на середине полу-
размаха и эффективных только при больших индикатор-
ных скоростях) и чрезвычайно мощных спойлеров \ со-
стоящих из шести расположенных на верхней поверхности
крыла секций.
Для создания максимальной скорости крена на одном
полукрыле отклоняются одновременно все шесть секций
спойлеров. Спойлеры используются также для уравнове-
шивания моментов, возникающих при отказе двигателей.
Тормозной эффект, получающийся от одновременного от-
клонения всех секций спойлера на правом и левом полу-
крыле, используется для быстрого снижения на посадку,
при посадке и пробеге. Взлетно-посадочные закрылки са-
молета имеют очень большую площадь, подвешены на
монорельсах, вдоль которых они могут скользить.
На самолете применяется велосипедное шасси. В чем
его особенность? В том, что вес самолета воспринимается
1 Спойлер, или пластинка, выдвигаемая из верхней поверхности
крыла, которая служит для создания момента аэродинамических сил,
действующих в поперечном направлении при ее выдвижении на одной
половине крыла или при их выпуске на обоих половинах крыла
для торможения самолета.
8 Пономарев А. Н.
113
четырьмя стойками со спаренными колесами, закреплен-
ными по углам центральной части фюзеляжа; она рассчи-
тана на нагрузки, получающиеся при посадке с макси-
мальным посадочным весом на любую переднюю стойку
плюс на любую заднюю стойку.
Каждая стойка в своей вильчатой верхней части кре-
пится к мощной фюзеляжной раме. Каждая стойка имеет
две рулевые машины, которые обеспечивают управление
разворотом колеса в пределах +20°. Для посадки с боко-
вым ветром предусмотрен синхронный разворот всех стоек
в одном направлении. Летчик перед посадкой разворачи-
вает колеса на угол скоса в соответствии со своим поса-
дочным весом.
Для обеспечения поперечной устойчивости при движе-
нии по земле самолет снабжен подкрыльевыми стой-
ками.
На самолете установлено восемь двухвальных двига-
телей; они смонтированы попарно по обеим сторонам вер-
тикальной противопожарной перегородки, переходящей в
длинный, изготовленный из титана и нержавеющей стали
пилон, который выводит двигатель в положение перед
передней кромкой крыла.
На самолете, помимо маслобаков, имеются баки с во-
дой для впрыска ее в двигатель с целью повышения тяги
при взлете. Вода для впрыска подается специальной пом-
пой. Если взлет производится с полным полетным весом,
то при этом расходуется до 1100 л воды.
Топливо на самолете размещается в мягких топлив-
ных баках, защищенных прорезиненным материалом.
Общая емкость внутренних баков составляет 132 000 л.
Противообледенительная система крыла и хвостового
оперения основана на пропускании горячего воздуха под
обшивкой. Горячий воздух подается также на входы дви-
гателей и маслорадиаторов.
В герметической кабине на высотах до 15 000 м под-
держивается давление, соответствующее высотам между
2000 и 3000 м. В кабине для всех членов экипажа име-
ются катапультируемые кресла, причем расположенные
на нижней палубе кресла катапультируются вниз. Кресла
обоих штурманов сдвигаются вперед и катапультируются
через главный входной люк.
На самолете установлена специальная бомбардиро-
вочно-навигационная система весом 660 кг; она имеет
114
более 300 электронных ламп. Кроме радиолокационного
прицела, штурман-бомбардйр обеспечен оптическим бом-
боприцелом.
Система оборонительного вооружения самолета, по-
мимо четырех пушек калибра 20 мм или четырех пулеме-
тов калибра 12,7 мм, имеет систему радиопротиводей-
ствия, состоящую из пакетов дипольных отражателей.
На самолете действует связная станция, расположен-
ная в герметизированном контейнере с дистанционным
управлением от пилота, которая и обеспечивает телефон-
ную связь.
Указывается, что переучивание каждого летного эки-
пажа занимает 10 недель, а всего переход с поршневого
самолета В-36 на В-52 занимает примерно 5 месяцев.
Несмотря на большие межремонтные сроки службы
двигателей, большинство из них снимается преждевре-
менно, главным образом из-за попадания посторонних
предметов (20%), чему способствует, конечно, расположе-
ние двигателей на пилонах под крылом.
Последние модификации самолета В-52Д имеют дви-
гатели с тягой почти по 6000 кг каждый, на самолеты
подвешиваются баки с горючим емкостью 11 000 л.
Первый самолет В-52 вышел из сборочного цеха за-
вода в нодбре 1951 года. Однако его первый полет со-
стоялся через 11 месяцев. Второй образец этого самолета
совершил первый полет 15 апреля 1952 года.
В течение 1956 г. самолет В-52 прочно вошел в экс-
плуатацию стратегической авиации США. При этом было
довольно много катастроф и аварий.
Один самолет был потерян зимой 1955 г. около авиа-
базы Трэвис, второй разбился в 1956 г. из-за разрушения
диска турбины привода генератора, вызвавшего взрыв в
фюзеляжном топливном баке. В середине 1956 г. в резуль-
тате неисправности электросистемы загорелся в воздухе и
разбился самолет, базирующийся в Кэстле. 30 ноября
1956 года произошла еще одна катастрофа самолета в
Кэстле и, наконец, в декабре 1956 г. на двух самолетах
произошли пожары в воздухе с потерей обоих самолетов,
а на третьем самолете на посадке взорвался турбогидро-
агрегат.
Следует указать, что 21 мая 1956 года с самолета
В-52 была сброшена водородная бомба на атолле Бикини.
Отклонение ее от цели было равно 6,4 км. При сбрасыва-
8*
115
нии применялся следующий маневр: полет со снижением
с максимальной высоты на максимальной скорости с по-
следующим включением автомата, переход в крутое каб-
рирование с перегрузкой, равной четырем, и переворотом;
при этом бомба сбрасывалась в процессе набора высоты,
а к моменту взрыва самолет уже находился от эпицентра
на расстоянии около 32 км.
Основным средним бомбардировщиком в США счи-
тают самолет В-47; взлетный вес последних образцов его
составляет 92 т, а взлетная тяга четырех двигателей
20 000 кг (рис. 58). На самолете могут применяться
Рис. 58. Самолет В-47
также ускорители взлета, суммарная тяга которых дости-
гает 15 000 кг. Скорость полета этого самолета прибли-
жается к 1000 км/час, потолок доходит до 12 км, а даль-
ность полета более 7000 км. В качестве истребителя со-
провождения этого самолета применяется самолет F-84,
обладающий дозвуковой скоростью полета и дальностью
до 4000 км.
Основными дальними бомбардировщиками в Англии
являются самолеты серии «V»: «Вулкан», «Виктор» и
«Вэлиент» (рис. 59). Летно-тактические данные этих само-
летов отличаются весьма незначительно. Рассмотрим один
из них — самолет «Вэлиент».
Этот самолет представляет собой цельнометалличе-
ский моноплан с верхнерасположенным крылом, стрело-
видным оперением и убирающимся трехколесным шасси,
с носовым колесом. Четыре турбореактивных двигателя
размещены в корневой части крыла.
116
Рис. 59. Дальние бомбардировщики:
/ — самолет «Вулкан», 2— самолет «Виктор», 3 — самолет
«Рэлиент»
117
В чем отличие конструкции самолета «Вэлиент»?
В конструкциях самолетов США применяются тонкие
крылья с относительно небольшой площадью и малыми
строительными высотами, а также двигателями, подве-
шенными на пилонах, что, по утверждению конструкторов
США, дает ряд преимуществ. Самолет «Вэлиент» имеет
большую строительную высоту крыла, в котором разме-
щены двигатели и шасси; площадь крыла относительно
большая. Некоторые специалисты считают, что размеще-
ние двигателей в крыле дает меньшее сопротивление, чем
их размещение на пилонах под крылом.
При увеличенном расстоянии ст двигателей до земли
возможность повреждения их посторонними предметами
становится значительно меньшей.
Размещение колес шасси в крыле дает возможность
применять шасси обычного трехколесного типа. Это облег-
чает взлет и посадку самолета по сравнению с взлетом и
посадкой самолетов, имеющих шасси велосипедного типа,
хотя вес шасси при этом несколько увеличивается. Форма
крыла в плане этого самолета трапецевидная с углом
стреловидности 37°. Площадь крыла составляет 210 м2 и
имеет довольно большую относительную толщину про-
филя, равную 10 4- 12%.
Благодаря хорошей механизации крыла (состоящей из
закрылков и щитков с большой эффективностью), по мне-
нию англичан, посадочная скорость самолета «Вэлиент»
равна 70% посадочной скорости самолета того же типа
В-47.
Фюзеляж самолета овального сечения имеет хорошую
обтекаемую форму. В носовой части фюзеляжа располо-
жена кабина, закрытая фонарем каплевидной формы в
плане. Под кабиной выступает обтекатель антенны радио-
локационного прицела.
В средней части фюзеляжа расположены топливные
баки и бомбоотсек. Створки бомболюков для уменьшения
влияния сопротивления воздуха открываются внутрь. Опе-
рение самолета стреловидное. Силовая установка само-
лета состоит из четырех турбореактивных двигателей.
Максимальная статическая тяга каждого двигателя равна
4540 кг. Воздухозаборники двигателей расположены в
передней кромке корневого участка крыла. Для облегче-
ния эксплуатации агрегаты двигателей, нуждающиеся в
постоянном обслуживании, ставятся снизу. На нижней
118
поверхности крыла -г- большой люк, обеспечивающий хо-
роший доступ к двигателям. Двигатели располагаются в
изолированном отсеке, что позволяет локализовать по-
жар, возникший в силовой установке.
С целью увеличения энерговооруженности самолета
при взлете в обтекателях шасси могут быть установлены
взлетные реактивные ускорители. При установке двух ра-
кет взлетная дистанция самолета может быть уменьшена
на 20% или допущено увеличение взлетного веса само-
лета на 10%.
Полетный вес самолета находится в пределах
70 -4- 80 тонн. Максимальная дальность полета самолета
составляет 8000 км. Максимальная скорость близка к
1000 км/час, потолок над целью равен 15 000 м.
Дальнейшее развитие стратегической авиации ведет к
увеличению высоты и особенно скорости полета. Основ-
ные современные бомбардировщики, состоящие на мас-
совом вооружении, летают со скоростями, близкими к зву-
ковым. Скорость звука была раньше доступна только
истребителям. Причем она обычно достигалась на очень
короткое время. Бомбардировщики же со сверхзвуковой
скоростью должны лететь многие часы.
Для бомбардировщиков переход на сверхзвуковые ско-
рости полета связан с трудностью получения необходимой
дальности полета. Объясняется это следующим.
Назовем коэффициентом дальности дробь, где в чис-
лителе стоит максимальное значение аэродинамического
качества (К), а в знаменателе — отношение удельного
расхода топлива Се к числу М полета.
Дальность полета прямо пропорциональна указанному
коэффициенту. Если на дозвуковых скоростях полета этот
коэффициент был равен 14 -4- 18, то в диапазоне чисел М
от единицы до двух он меньше этого значения в 2—3 ра-
за. Это связано с резким падением аэродинамического ка-
чества при переходе от дозвуковых скоростей полета к
сверхзвуковым. При дальнейшем увеличении сверхзвуко-
вой скорости аэродинамическое качество меняется незна-
чительно, но отношение удельного расхода топлива ТРД
к числу М полета уменьшается. В связи с этим вновь воз-
растает коэффициент дальности, а следовательно, и сама
дальность полета. Свое максимальное значение порядка
10-4-12 коэффициент дальности достигает на числах М
полета, равных 2,5 3,0.
119
Таким образом, при скоростях полета, незначительно
превышающих скорость распространения звука, дальность
резко падает по сравнению с дальностью дозвукового са-
молета. Для получения же дальности полета, соизмеримой
с дальностью полета дозвуковых машин, необходимо пе-
реходить на скорости полета, в 2,5—3,0 раза превышаю-
щие скорость распространения звука. Но на этих скоро-
стях полета, как об этом уже говорилось, встречаются
трудности, связанные с кинетическим нагревом.
Кроме того, большая удельная нагрузка на сверхзву-
ковое крыло, определяющая'запас топлива на самолете с
заданными размерами, приводит (ввиду плохих несущих
характеристик сверхзвукового крыла) к таким скоростям
отрыва, что взлет превращается в весьма сложную проб-
лему. Конечно, с имеющимися средствами в виде старто-
вых ракет можно разогнать самолет даже на земле до
сверхзвуковой скорости, что, однако, потребует соответ-
ствующих аэродромов и шасси. Современные самолетные
пневматики допускают максимальную скорость отрыва
порядка 400—450 км/час, что уже является предельной
величиной, но она может быть недостаточной для взлета
сверхзвукового бомбардировщика. Однако, несмотря на
все эти трудности, возникающие при проектировании но-
вых самолетов, на смену дозвуковым бомбардировщикам
идут сверхзвуковые самолеты, создаваемые как со стрело-
видным, так и с треугольным крылом.
В качестве примера такого самолета можно привести
самолет В-58 «Хаслер». Это самолет бесхвостой схемы с
тонким треугольным крылом, фюзеляжем с большим удли-
нением и четырьмя турбореактивными двигателями, тяга
каждого из которых достигает 10 000 кг (рис. 60).
Самолет имеет сильно заостренную носовую часть фю-
зеляжа, в которой размещается экипаж и основное обо-
рудование. Экипаж состоит из трех человек. Двигатели
установлены на пилонах под крылом. Часть гондол, пи-
лоны, нижняя часть крыла и элероны имеют обшивку из
нержавеющей стали.
Самолет может применяться в качестве дальнего бом-
бардировщика и разведчика. На этом самолете возможно
также использовать управляемые снаряды класса «воз-
дух— земля» или «воздух — воздух». Такой самолет мо-
жет служить также для создания помех радиолокацион-
ным станциям противника. В соответствии с тактическим
120
назначением самолета изменяется используемое на нем
оборудование и вооружение. Самолет может нести в спе-
циальных контейнерах, подвешиваемых под фюзеляжем,
необходимое вооружение и оборудование. Указывается,
что для этого самолета были сконструированы специаль-
ные снаряды. Они, видимо, будут применяться как бес-
пилотные перехватчики с большой дальностью действия
Рис. 60. Самолет «Хаслер» В-58
и входить в систему обороны самолета. Их использова-
ние мыслится и в качестве ложных целей, выпускаемых
с самолета для отвлечения на себя неприятельских уп-
равляемых зенитных снарядов класса «земля — воздух».
Для заправки в полете топливом этого бомбардиров-
щика предназначается специальный самолет-заправщик.
В качестве тактического бомбардировщика в ряде
стран используется самолет типа «Канберра», скорость
его достигает 1000 км/час и дальность полета порядка
2500 км. Высота полета этого самолета в рекордных
полетах достигала более 20 000 м. Имеется разведы-
вательный вариант самолета «Канберра», который пред-
назначен для дальней разведки с больших высот. На нем
установлены более мощные турбореактивные двигатели
и увеличена несущая площадь крыла, что дает ему воз-
можность совершать дальние полеты на больших высотах
(рис. 61).
Оборонительное вооружение бомбардировщика.
Взгляды на оборонительное вооружение самолетов-бом-
121
Рис. 61. Самолет «Канберра»
бардировщиков в различных странах весьма противоре-
чивы. Существует взгляд, согласно которому наилучшие
шансы дойти до цели и выполнить задание имеет
невооруженный бомбардировщик, спроектированный для
полета на большой высоте и с большой скоростью
(английская точка зрения). В основе этого взгляда лежит
положение, что полетный вес самолета без вооружения
будет меньше, чем вес бомбардировщика с вооруже-
нием. Ясно, что летные данные у такого самолета будут
лучше, чем у вооруженного. Следовательно, он менее
уязвим для пилотируемых и беспилотных перехватчиков
вследствие, уменьшения размеров и увеличения потолка
и скорости.
Английские самолеты-бомбардировщики, например,
как правило, не имеют оборонительного вооружения, за
исключением оборудования для борьбы с радиотехниче-
скими средствами противника.
По другой концепции иностранных специалистов,
дальний бомбардировщик должен иметь только кор-
мовое вооружение, которое в связи с переходом перехват-
чиков к реактивному вооружению также должно быть
реактивным. При этом возможность атак перехватчиков
в передней полусфере не отрицается, но активная оборона
бомбардировщика против таких атак признается нецеле-
сообразной. Есть предложение о вооружении бомбарди-
ровщиков, так же как и перехватчиков, управляемыми
снарядами. Существует также мнение о необходимости
обороны передней и задней полусфер. Сторонники такого
взгляда исходят из того, что истребитель всегда будет
122
иметь превосходство в скорости над бомбардировщиком.
Исход боя будет определяться сравнительной мощностью
вооружения. Разоружить бомбардировщик в интересах
увеличения скорости нерационально. Для дальнего бом?
бардировщика оборонительное вооружение не менее
важно, чем бомбардировочное.
В последнее время за рубежом уделяется большое вни-
мание широкому применению пассивных средств обороны
против управляемых снарядов противника путем отвлече-
ния последних на всякого рода имитации целей, создания
помех радиолокационным средствам и т. д. Предполагают
даже в состав частей стратегической авиации ввести спе-
циализированные самолеты; они будут предназначаться
исключительно для борьбы с радиотехническими сред-
ствами противника путем активного подавления их.
Особенностью' бомбардировочного вооружения яв-
ляется возможность применения самонаводящихся и уп-
равляемых бомб. Это дает возможность бомбардировщику
атаковать цель, а самому находиться вне досягаемости
беспилотных перехватчиков противника.
Самолеты-снаряды. Требование повысить эффектив-
ность поражения цели, а следовательно, увеличить и веро-
ятность ее поражения (при меньшей уязвимости самолета-
носителя от огня наземных средств противовоздушной
обороны) привели в авиации к применению не только
управляемых бомб, по и управляемых ракет класса «воз-
дух — земля» или самолетов-снарядов.
Самолеты-снаряды сбрасываются на достаточно боль-
шом удалении от цели, где эффективность средств ПВО
ослаблена. Управляемый самолет-снаряд должен обла-
дать способностью самостоятельно, независимо от ско-
рости сбросившего его самолета, развивать большую ско-
рость в течение всего времени полета к цели. Для этого
он имеет двигатель, обеспечивающий заданный режим
движения на всей траектории полета. Цели самолетов-
снарядов весьма различны, но, как правило, при его при-
менении самолет-носитель, находясь на боевом курсе, дол-
жен быть вне досягаемости огня зенитной обороны про-
тивника. По схеме и конструкции самолеты-снаряды
близки к самолетам. Один из таких снарядов, построен-
ный в США на базе экспериментального самолета Х-1,
должен будет транспортироваться в район цели в бомбо-
вом отсеке самолета-бомбардировщика. Пуск будет про-
123
изводиться на боевой высоте самолета-носителя. Этот
снаряд относится к типу самолетов-снарядов с жидкостно-
реактивным двигателем, тяга которого равна 2700 кг.
Запуск снаряда производится с самолета-носителя на вы-
соте 12 4- 15 тысяч метров на расстоянии 90 4- 240 км
до цели.
Рис. 62. Управляемый снаряд «Раскел»:
1 — снаряд «Раскел» на транспортере; 2 — снаряд «Раскел»
на самолете-носителе В-47
Несколько секунд после отцепления снаряд планирует
с выключенным двигателем. Затем включается двигатель,
с помощью которого снаряд набирает высоту до 30 км,
после чего пикирует на цель со скоростью, соответствую-
щей числу М = 3. Указывается, чго снаряд может иметь
боевую головку с обычным или атомным зарядом.
Первоначальное направление при пуске снаряда за-
дается навигационной системой бомбардировщика-носи-
124
теля. Дальнейшее управление осуществляется автоном-
ной, возможно, инерциальной системой управления сна-
ряда. Снаряд такого типа, как, например, «Раскел», снаб-
жен программным устройством, определяющим характер
маневров при подходе к цели. Опытные запуски этого
самолета-снаряда производились с дальнего' бомбарди-
ровщика В-47 (рис. 62). Самолеты, предназначенные для
вооружения этими снарядами, имеют наименование
ДВ-47Е. Они несут снаряд «Раскел» под фюзеляжем
самолета. Для подвески на самолеты В-52 также отра-
батываются самолеты-снаряды. Имеются сообщения, что
английские ВВС разрабатывают управляемый снаряд
класса «воздух — земля» для вооружения бомбардиров-
щиков серии «V», т. е. «Виктор», «Вулкан», «Вэлиент».
Трудности, связанные с достижением большой дально-
сти полета при сверхзвуковых скоростях, заставили обра-
тить внимание на развитие стратегических беспилотных
бомбардировщиков и управляемых снарядов.
Основное требование к этому виду оружия — большая
дальность полета; она должна обеспечить достижение
другого континента и необходимую точность полета до
цели. Один из таких беспилотных бомбардировщиков,
самолет-снаряд «Снарк», имеет крыло со стреловид-
ностью 45°. Скорость полета этого бомбардировщика
900 4- 960 км/час. В конце полета самолет достигает вы-
соты 15 000—18 000 м. Силовая установка бомбардиров-
щика состоит из турбореактивного двигателя с тягой
около 5000 кг.
Самолет взлетает при помощи ракетной тележки, дви-
жущейся по рельсам, или со стартовой рамы при помощи
стартовых ракет, работающих на твердом топливе. Эти
стартовые ракеты с общей тягой в 30 т работают в тече-
ние 2,2 сек. Затем ускорители сбрасываются, и бомбарди-
ровщик идет на турбореактивных двигателях, набирая
высоту по мере выработки топлива. Над целью бомбарди-
ровщик переходит в пикирование и достигает сверхзву-
ковой скорости. Наведение на цель осуществляется при
помощи автоматических приборов астронавигации.
Другой (разрабатываемый) межконтинентальный само-
лет-снаряд, беспилотный бомбардировщик «Навахо», снаб-
жен прямоточными двигателями (рис. 63). До скорости,
при которой смогут начать работать прямоточные двига-
тели, снаряд разгоняется при помощи ракетного ускори-
125
теля, работающего на Жидком топливе и имеющего тягу
около 26 000 кг. Старт снаряда вертикальный. Ускоритель
доставляет снаряд на высоту 15 000 м, после чего он сбра-
сывается, и дальнейший набор, высоты снаряда осущест-
вляется с помощью прямоточных двигателей до высот
25 ~ 30 км с плавным переходом в горизонтальный полет
на скорости, соответствующей М = 2,5 -4- 3. После выгора-
Рис. 63. Беспилотные бомбардировщики:
/ — «Снарк» ; 2 — «Навахо»
ния горючего снаряд планирует на цель, переходя на
большие скорости. Указывается, что дальность полета
этого снаряда 6500 н- 8000 км, а продолжительность
полета 2,5 н- 3 часа. Предполагают, что у этого снаряда
имеется комбинированная инерциальная и навигацион-
ная система, которая приводит снаряд к цели. Считают,
что стартовый вес снаряда близок к 50 000 кг.
В конце 1956 года в США начались летные испыта-
ния снаряда. Однако первый запуск, как сообщают, про-
шел неудачно, и самолет-снаряд взорвался. Имеются
также сообщения о возможном прекращении работ над
этим самолетом-снарядом.
126
В последнее время все большее развитие получают
самолеты-снаряды для действия на поле боя. По своим
данным и конструкции они весьма близки к самолетам.
Запуск их производится обычно со стартовой рамы. Само-
лет-снаряд может иметь автономное управление или теле-
управление. В зависимости от способа управления по сиг-
налу с командного пункта .или самостоятельно он сни-
жается на цель и взрывается на заданной высоте.
Рис. 64. Самолеты-снаряды:
1 — «Матадор»; 2 — «Регюлес»
Прототип зарубежных самолетов-снарядов — немецкий
снаряд V-1 применялся ео второй мировой войне и имел
взлетный вес 2.750 кг, вес боевого, заряда — 700 кг, ско-
рость — 640 км/час и дальность — 300 км.
В настоящее время на вооружении в армиях ряда
стран имеются самолеты-снаряды различного назначения.
Один из них — снаряд «Матадор» (рис. 64) с дальностью
полета 800 ™ 900 км, скоростью 1100 км/час. Стартовый
127
Вес его 5450 кг при боевом заряде в 1360 кг. Этот снаряд,
по 'мнению иностранных специалистов, может быть исполь-
зован как оружие для поражения целей в плохую погоду
и для хорошо защищенных целей. Этот тактический бес-
пилотный бомбардировщик имеет размах крыльев 8,7 м и
длину 12 м. Силовая установка его состоит из одного
турбореактивного двигателя. Запуск осуществляется с
помощью пороховой стартовой ракеты, тяга которой до-
стигает 25 000 кг. При взлете «Матадор» за 2 сек. наби-
рает скорость 320 км/час. Стартовая ракета сбрасывается
на высоте около 30 м. Снаряд наводится на цель с по-
мощью наземного радиолокатора, а для обеспечения
устойчивости на нем установлен автопилот. Стартовая
установка размещается на специальном автоприцепе. Пе-
ред запуском снаряд устанавливается под углом 15° с по-
мощью двух передних опор установки. Задняя опора
представляет собой болт; он удерживает снаряд от сдвига.
После того как основной двигатель развил полную мощ-
ность, загорается стартовая ракета. Болт задней опоры
срезается, и снаряд взлетает (см. рис. 64).
Недостаток этого снаряда (по мнению иностранных
специалистов) — сравнительно' малая скорость; он может
быть уязвим со стороны истребителей. Такие снаряды
предполагается использовать во взаимодействии с так-
тической авиацией и сухопутными войсками. Основными
объектами для ударов таких средств считаются: аэро-
дромы, склады атомного оружия, стартовые площадки
управляемых снарядов и сосредоточение войск.
Как указывается в иностранной печати, осуществлен
успешный запуск тактического управляемого снаряда
«Мартин-76А», представляющего собой усовершенство-
ванную модификацию снаряда «Матадор» с уменьшен-
ным размахом крыла, удлиненным фюзеляжем и новой
системой наведения. Снаряд пролетел расстояние около
1100 км. В отличие от снаряда «Матадор», который уп-
равлялся с земли с помощью электронного устройства,
новая система полностью автономна.
Другой тактический самолет-снаряд — «Регюлес». Он
предназначен для вооружения авианосцев, крейсеров,
подводных лодок, а также может быть запущен с бере-
говых баз (см. рис. 64).
Дальность полета этого самолета-снаряда около
800—900 км. Скорость полета самолета-снаряда — дозву-
128
ковая. Имеются сообщения об установке на нем более
мощного турбореактивного двигателя-и получении снаря-
дом__сверхзвуковой скорости полета. Управляется самолет-
снаряд в начальный момент по проводам, затем по радио
с наземной установки или сопровождающего самолета.
Запуск самолета-снаряда производится также со старто-
вой установки или с наклонных направляющих. Во время
старта используются два ускорителя с твердым топливом
с общей тягой 20 т. При применении самолета-снаряда на
подводной лодке на ней оборудуется герметический кон-
тейнер для его размещения, а также стартовая установка
и аппаратура наведения. Для удобства хранения и пере-
возки на кораблях и лодках крылья снаряда склады-
ваются.
Самолеты военно-транспортной авиации. Современные
военно-транспортные самолеты могут быть тяжелыми,
средними и легкими.
Рис. 65. Военно-транспортные самолеты:
/ — С-97; 2 — С-124
9 Пономарев А. Н.
129
В ряде стран тяжелые самолеты имеют полезную на-
грузку в 23 т, средние — в 11 т и легкие — 3,5 4- 4,5 т.
Максимальная дальность полета для первого типа — по-
рядка 8000 км и для средних — 5600 км. Пол грузовой
кабины расположен на уровне платформы грузового авто-
мобиля, и поэтому схема самолета должна быть с высоко-
расположенным крылом. Ширина фюзеляжа достаточна
для размещения в нем габаритных грузов, и по бортам
фюзеляж имеет такое количество люков, которое обеспе-
чивает одновременную и быструю загрузку отсеков грузо-
вой кабины.
Типичными представителями военно-транспортных
самолетов, хотя и достаточно устаревшими, являются
самолеты С-97 и С-124 (рис. 65). Эти самолеты с двух-
палубными фюзеляжами большой емкости. Причем на
одном из самолетов пол верхней палубы состоит из от-
дельных панелей, откидывающихся наверх при перевозке
очень высоких грузов. Самолеты с уменьшенной полезной
нагрузкой имеют дальность около 7000 км. По- данным
иностранной печати, разрабатываются самолеты с че-
тырьмя или шестью двигателями большой мощности.
Взлетный вес этих самолетов будет достигать 238 т при
максимальной полезной нагрузке в 45,4 т. Крейсерская
скорость самолета с турбовинтовыми двигателями будет
достигать 800 км/час и дальность — 2500 4- 6500 км.
Десантные военно-транспортные самолеты обычно от-
личаются повышенной живучестью и возможностью
эксплуатации с неподготовленных площадок.
О размерах кабин военно-транспортных самолетов
дают некоторое представление фотографии, из которых
видно и то многообразие техники, которое может перево-
зиться по воздуху.
Для подъема грузов в кабине военно-транспортных са-
молетов, а также для перемещения этих грузов внутри
кабины применяются различные подъемные и погрузочные
механизмы. Часть этих механизмов входит в оборудова-
ние самолетов, а остальные — в аэродромное оборудова-
ние. В одном из самолетов по потолку проложен моно-
рельс. При помощи его груз может быть поднят с земли
через открытый задний люк. При втаскивании грузов при-
меняются лебедки с системой блоков или электрические
подъемники. При погрузочных работах широко исполь-
зуются различные типы автопогрузчиков. Для погрузки
130
более мелких грузов часто применяют ленточные транс*
портеры.
Следует отметить, что состоящие на вооружении за
границей военно-транспортные самолеты имеют прямые
крылья и снабжены поршневыми двигателями. Макси-
мальные скорости этих самолетов не превышают
600 км/час.
За последнее время наметился переход на турбовин-
товые и даже турбореактивные двигатели. Реактивный
транспортный самолет стал реальностью.
В чем основные особенности военно-транспортных са-
молетов? В наличии у них вместительных кабин с полом,
рассчитанным на размещение тяжелых грузов. Вместе с
усилением конструкции пола приходится увеличивать
прочность всего фюзеляжа. Конструирование герметизи-
рованных кабин транспортных самолетов связано с до-
полнительными особенностями, кабины транспортных са-
молетов имеют большие объемы, чем у бомбардировщи-
ков. Наиболее специфические требования предъявляются
к конструкции десантных самолетов, которые должны со-
вершать посадку и на неподготовленные аэродромы-.
Стремление увеличить быстроту погрузочно-разгрузоч-
ных операций привело к попытке создать военно-транс-
портный самолет с подвесной, легко съемной грузовой
кабиной. При подвесной кабине сокращается простой са-
молета под разгрузкой и погрузкой. Для отделения под-
весной грузовой кабины требуется мало времени. Тип ка-
бины может меняться в зависимости от перевозимого
груза и использоваться для перевозки груза (снаряжения,
мастерской, радиолокационной станции, бака для перевоз-
ки топлива), а также солдат. Мыслится создание грузовой
кабины, пригодной для транспортирования по дорогам. Та-
кая кабина может нагружаться в различных складах и тя-
гачом доставляться на аэродром для подвески к само-
лету.
При проведении воздушнодесантных операций произ-
водится сбрасывание парашютистов-десантников, пара-
шютных контейнеров и более тяжелых грузов. В одном из
построенных за границей самолетов парашютисты выбра-
сываются через две двери, имеющиеся в створках заднего
грузового люка. Перед прыжком парашютисты, выстроив-
шись в два ряда, пристегивают карабины вытяжных строп
парашютов к двум леерам, натянутым вдоль кабины.
9*
131
Для обеспечения парашютйо-десантПЫх войск воору-
жением, боеприпасами и снаряжением применяются пара-
шютные контейнеры. Такие контейнеры применяются
также для снабжения группировок окруженных войск. Во
время войны в Корее две дивизии американских интервен-
тов, попавшие в окружение, в течение двух недель снаб-
жались по воздуху с самолетов, ежедневно сбрасывав-
ших сотни тонн продовольствия, вооружения и снаряжения.
В случае применения контейнеров они могут быть под-
вешены на рельсе, расположенном на потолке кабины по
ее оси. В полу грузовой кабины, в центре, имеется люк,
створки его открываются посредством электропривода.
Контейнеры подводятся по рельсу к отцепляющему меха-
низму, расположенному непосредственно над люком; ме-
ханизм срабатывает, и контейнер выбрасывается из само-
лета. В момент выбрасывания парашют автоматически
раскрывается с помощью вытяжного троса, соединенного
с леером, протянутым параллельно рельсу. Все контейнеры
соединены друг с другом цепочкой во избежание чрезмер-
ного разброса их по земле. При такой системе груз об-
щим весом 2,5 т, заключенный в контейнеры, может быть
сброшен с самолета за 8 сек.
Чтобы дать представление о размахе перевозок по воз-
духу во время военных действий, приведем следующие
данные. В период войны с Кореей с июня 1950 г. до конца
1953 г. интервенты на самолетах вывезли с Дальнего Во-
стока в США 66 000 больных и раненых из состава войск,
участвовавших в боевых действиях против Корейской
Народной Республики.
В качестве тяжелого реактивного военно-транспорт-
ного самолета за границей собираются применить рейсо-
вый пассажирский самолет «Боинг-707» при соответ-
ствующей его модификации. Этот самолет с четырьмя
турбореактивными двигателями с тягой по 4500 кг каж-
дый должен иметь дальность 5600 км и максимальную
скорость полета 945 км/час. Взлетный вес его около
120 тонн. Этот самолет отработан также и в варианте
заправщика.
Большое количество опытов проводится в США по
сбрасыванию с самолетов крупногабаритных и тяжелых
грузов, снабженных несколькими парашютами.
Для сбрасывания тяжелых грузов на полу грузовой
кабины обычно монтируются две роликовые дорожки.
132
Сбрасываемый груз (автомашина или артиллерийское
орудие) устанавливается и закрепляется на специальной
платформе с полозками. Сбрасываемый груз может вытя-
гиваться из самолета под действием собственного веса
либо с помощью вытяжного парашюта. Количество пара-
шютов над грузом может быть различным — от одного
до 4 -4- 6.
На одном из учений, в котором участвовало 40 само-
летов С-119, с каждого самолета на шести 30,5-м пара-
шютах было сброшено оборудование весом до 10,5 т. В со-
став груза входили: гусеничный трактор с бульдозером
весом 9,5 т, автопогрузчик, грейдер, самосвал, скрепер.
Подобная операция была проведена с целью проверки
возможности построить посадочную площадку для боль-
ших транспортных самолетов на передовой линии.
Все военно-транспортные самолеты могут приме-
няться как санитарные; в кабинах их могут устанавли-
ваться носилки, кресла.
Имеется, например, санитарный вариант военно-транс-
портного самолета С-131 А. В кабине самолета устанавли-
вается 27 носилок; имеется его вариант, где с одной сто-
роны размещаются носилки, а с другой стороны — кресла.
В кабине другого транспортного самолета, также обо-
рудованного в санитарный, устанавливается 88 носилок,
которые подвешиваются на ремнях. В ином варианте
этого самолета 54 раненых размещаются на носилках и
60 — в креслах. И, наконец, на самолете С-124 может
быть размещено 127 раненых на носилках и еще 52 чело-
века, в том числе сидячие раненые и лица медицинского
персонала. В помещении верхней палубы носилки распо-
лагаются в два яруса по оси самолета, а часть носилок
ставится по бокам прямо на пол. В помещении нижней
палубы носилки размещаются в два ряда и в четыре
яруса. Носилки подвешиваются на легкосъемных стойках.
Пассажирские самолеты. В нашей стране в ряду бле-
стящих побед в науке и технике достижения в области
самолетостроения занимают одно из виднейших мест.
В качестве примера высокого уровня развития отече-
ственной авиационной техники можно привести скорост-
ной реактивный пассажирский самолет ТУ-104 (рис. 66).
Он совершает регулярные рейсы по внутренним и меж-
дународным трассам с конца 1955 года, демонстрируя
перед всем миром свои замечательные летные качества
133
Много хорошего1 было сказано, об этом самолете в нашей
и иностранной печати. Созданием этой машины вписана
славная страница в историю нашей авиации. Ведь не
только успехи СССР в запуске спутников или баллисти-
ческих ракет свидетельствуют об отставании США от
СССР в развитии техники. В настоящее время к этому
можно добавить и затянувшуюся в США доводку пасса-
жирского реактивного1 самолета, ожидаемого авиацион-
ными компаниями Запада.
Рис. 66. Советские пассажирские самолеты:
1 -- ТУ-104А; 2 - ТУ-110
Много красивых фотографий, схем и богато изданных
описаний реактивных пассажирских самолетов приведено
в заграничной печати. Некоторые самолеты были проде-
монстрированы на международных авиационных выстав-
ках. Однако ни английский самолет «Комета», ни фран-
цузский самолет «Каравелла», ни американский «Боинг»
не совершают регулярных рейсов на воздушных трассах.
134
Рис. 66а. Советский пассажирский самолет ТУ-110
До конца 1958 года в регулярной эксплуатации на
зарубежных авиационных линиях не было> пассажирских
самолетов с турбореактивными двигателями. Только
осенью 1958 года в ограниченных масштабах начались
полеты на самолетах «Боинг-707» и «Комета-4» для на-
копления опыта эксплуатации.
Приходится согласиться с высказываниями, которые
были в иностранной печати, что американские, англий-
ские и французские реактивные пассажирские самолеты
все еще находятся в стадии доводки и не скоро начнут
использоваться на воздушных линиях.
Несколько позже самолета ТУ-104 на воздушных маги-
стралях нашей страны начал летать второй турбореактив-
ный отечественный самолет ТУ-104А. Он превосходит пер-
вый самолет по скорости и грузоподъемности, что достиг-
нуто за счет усовершенствованных двигателей, которые
установлены на этом самолете. Этот самолет может пе-
ревозить 70 пассажиров и совершать беспосадочные по-
леты на расстояние до 3000 км. Максимальная скорость
его достигает 950 км/час.
Пассажирская кабина самолета ТУ-104А состоит из
2 купе по 8 мест и общей кабины, рассчитанной на
54 кресла туристского типа. Кроме того, в самолете обо-
рудованы помещения для буфета, гардероба, кухни и дру-
гих подсобных 'Служб. Под пассажирской кабиной рас-
положены специальные багажные помещения. Еще
более совершенный 100-местный пассажирский самолет
ТУ-104Б,
135
Создан самолет ТУ-110, он имеет четыре турбореак-
тивных двигателя. В самолете ТУ-110 можно разместить
в просторном фюзеляже до 100 пассажиров. Дальность
его полета до 3500 км. В этом самолете три пассажир-
ские кабины — на 15, 30 и 55 мест. В самолете есть все
необходимые подсобные и служебные помещения (см.
рис. 66а).
Как известно, самолеты с турбореактивными двигате-
лями обладают околозвуковыми скоростями полета и
предназначены для скоростных полетов по дальним трас-
сам. Они могут совершать посадки и взлеты только с
аэродромов, имеющих специальные бетонированные по-
лосы больших размеров. Оборудование этих аэродромов
не всегда и не везде возможно и требует больших эконо-
мических затрат. Поэтому одновременно отечественное са-
молетостроение решало задачу по созданию пассажир-
ских самолетов с турбовинтовыми двигателями. Они
более экономичны по расходу топлива и требуют значи-
тельно меньшей длины посадочной полосы. Эксплуатация
таких самолетов экономически более выгодна, а следова-
тельно, доступнее широкому кругу пассажиров.
Один из таких летательных аппаратов — самолет
Ан-10. На нем установлены четыре турбовинтовых двига-
теля. Самолет на высоте до 8 ч- 9 тыс. м может летать с
крейсерской скоростью! до 600 км/час. Самолет может
разместить до 80—100 пассажиров в просторных салонах.
При нормальной нагрузке длина разбега этого самолета
при взлете и посадочная скорость позволяет его эксплуа-
тировать на небольших аэродромах. Особая конструкция
шасси позволяет ему делать посадки на недостаточно
оборудованных грунтовых аэродромах (рис. 67).
В небе Советского Союза недавно появился еще один
новый многоместный пассажирский самолет — Ил-18
(см. рис. 67).
По уровню технического совершенства новый пассажир-
ский лайнер превосходит английские и американские са-
молеты такого же класса, которые находятся еще в ста-
дии доводочных испытаний.
Самолет Ил-18 оборудован четырьмя мощными турбо-
винтовыми двигателями, особенностью их является малый
вес и низкий часовой расход топлива. Турбореактивный
самолет расходует в час в 2,6 раза больше топлива и раз-
вивает при этом скорость только на 25% выше по сравне-
136
Рис. 67. Советские пассажирские самолеты:
/-Ан-10; 2 —Ил-18
нию со скоростью турбовинтового самолета. Следует
иметь в виду, что это преимущество в скорости ведет к
увеличению стоимости перевозок. Помимо этого, самолет
с турбореактивным двигателем при полетах на большие
расстояния должен делать промежуточные посадки для
пополнения запасов топлива, что доставляет неудобства в
эксплуатации.
Самолет Ил-18 (см. рис. 67) предназначен для пере-
возки 75 или 100 пассажиров, 8 тонн багажа и имеет
крейсерскую скорость до 650 км/час. Пассажирская ка-
бина разделена на 5 отделений, по бокам ее располо-
жены полки для мелкого багажа. Дальность полета само-
лета достигает 5000 км. Благодаря своим особенностям и
турбовинтовым двигателям самолет может совершать по-
садки на полосы с небольшой длиной. Это позволяет его
эксплуатировать в качестве основного транспортного
средства для перевозки пассажиров, почты и грузов как
137
на внутренних, так и на международных трассах. Четы-
рехдвигательная схема обеспечивает безопасность эки-
пажа и пассажиров, так как позволяет в случае отказа
одного из двигателей продолжать полет на рабочей вы-
соте 8000 м без потери высоты и дальности полета. При
неисправности одного или двух двигателей возможно' про-
должение полета. Если отказ одного из двигателей про-
изойдет при взлете, самолет может продолжать взлети
выйти на заданную высоту, имея при этом достаточный
запас вертикальной скорости, гарантирующей безопас-
ность полета.
Самолет имеет надежную и высокоэффективную про-
тивообледенительную систему.
Все кабины самолета герметизированы и оборудованы
системой искусственного климата. В кабинах поддержи-
вается постоянная температура 20° С, влажность 40% и
давление на высотах до 5200 м, равное земному. На вы-
сотах до 10 000 м в кабинах поддерживается давление,
соответствующее давлению на высоте 2400 м. Непрерыв-
ный обмен воздуха в кабине происходит до 23 раз в час.
Самый грандиозный воздушный пассажирский корабль,
равного которому еще не было создано в мире, — самолет
ТУ-114 (рис. 68).
Рис. 68. Самолет ТУ-114
Самолет представляет собой свободнонесущий моно-
план со стреловидным крылом и оперением. По своим
внешним формам он несколько напоминает своих предше-
ственников, но отличается от них своими огромными раз-
мерами. На нем, так же как и на других отечественных
турбовинтовых пассажирских самолетах, установлено че-
тыре двигателя большой мощности (см. рис. 68).
J38
По мощности эти двигатели превосходят в два раза
современнее турбовинтовые двигатели, установленные
на зарубежных самолетах и в сочетании с хорошими
аэродинамическими качествами самолета обеспечивают
ему большую скорость.
Самолет ТУ-114 — самый быстроходный пассажирский
самолет с турбовинтовыми двигателями. Этот корабль
предназначен для перевозки пассажиров, багажа, почты
и других грузов на магистралях Советского Союза и на
международных линиях. В своем обычном варианте
корабль поднимает на борт 170 пассажиров. В этом слу-
чае они располагаются в трех салонах и нескольких купе.
В переднем салоне установлено 41 кресло, в среднем са-
лоне расположен ресторан на 48 мест и в заднем — 54
кресла. Между салонами — четыре купе на 24 места для
сиденья или три купе на 12 спальных мест. Кроме того,
имеется трехместная комната. При дальних межконтинен-
тальных полетах самолет может принять на борт 120 пас-
сажиров, а при полетах на меньшее расстояние число
пассажиров может быть увеличено до 220 человек.
Фюзеляж самолета выполнен в двухэтажном варианте.
Верхний этаж занимают пассажиры, а нижний предна-
значен для груза и багажа.
На этом межконтинентальном пассажирском воздуш-
ном корабле, как и на других отечественных самолетах,
установлены новейшие средства навигационного, радио-
навигационного и автоматического пилотирования, позво-
ляющие совершать полеты в любое время суток. Кабины
самолета имеют хорошую тепло- и звукоизоляцию. Си-
стема наддува кабин, поддержание постоянного давления,
влажности и температуры воздуха в кабине обеспечат
пассажирам полет на огромные расстояния, продолжаю-
щийся 10 4- 12 часов.
Экипаж самолета, включая обслуживающий персонал,
состоит из 10 человек.
Огромная грузоподъемность воздушного корабля,
большая дальность полета и скорость позволяют значи-
тельно снизить стоимость полета на нем и довести ее до
стоимости проезда по> железным дорогам.
Этот советский самолет по своим размерам, по коли-
честву пассажиров и грузоподъемности — самый большой
пассажирский самолет в мире.
139
Пассажирский самолет ТУ-114Д по своей конструк-
ции является одной из модификаций машины ТУ-114.
Он предназначен для перевозки небольшого числа пасса-
жиров, а также багажа, почты и других грузов на даль-
ние расстояния. По своей внешней форме новая машина—
свободнонесущий моноплан со стреловидным крылом и
таким же оперением.
ТУ-114Д оснащен четырьмя турбовинтовыми двига-
телями большой мощности конструкции Героя Социали-
стического Труда Н. Д. Кузнецова.
Внутри фюзеляжа расположены комфортабельные пас-
сажирские кабины с надежной теплозвукоизоляцией и
удобными креслами. В кабинах поддерживается неизмен-
ное давление воздуха, а также нормальная температура и
влажность воздуха.
Конструкция ТУ-114Д обеспечивает длительный по-
лет на высоте десять — двенадцать с половиной тысяч
метров, то есть выше области выпадения дождей, гроз,
снегопадов. Полет на большие расстояния происходит в
условиях, при которых пассажиры не будут испытывать
какого-либо переутомления.
Машина оборудована опускающимся на стоянках тра-
пом.
При постройке самолета широко использованы синте-
тические материалы. Применены различные детали из
пластических масс, органического стекла, синтетической
рёзины.
На ТУ-114Д установлены новейшее навигационное
и радионавигационное оборудование, современные сред-
ства автоматического пилотирования. Все это облегчает
самолетовождение и работу экипажа, позволяет совер-
шать полеты в любое время суток.
В создании и постройке нового самолета принял уча-
стие большой коллектив конструкторов, инженеров и ра-
бочих.
Воздушный корабль ТУ-114Д сочетает огромную
дальность беспосадочного полета с высокой-крейсерской
скоростью. В кратчайший срок он может покрыть боль-
шое расстояние, например пролететь без посадки с запада
на восток, из конца в конец нашей страны. Это подтвер-
дили рейсы, совершенные новым самолетом.
Первый перелет был сделан по маршруту Москва —
140
Иркутск — Москва без посадки. Командир корабля
В. К. Бобриков рассказывает:
— В седьмом часу утра мы стартовали с подмосков-
ного аэродрома и пошли на восток с набором высоты. До
Иркутска и обратно летели на высоте десять — двена-
дцать с половиной тысяч метров. Погода нам благоприят-
ствовала, на большей части пути под нами облаков не
было, и мы любовались с большой высоты картинами род-
ной земли, сравнивали карту с тем, что по мере стреми-
тельного движения открывалось нашим глазам.
Надо сказать, что машина ТУ-114Д имеет современ-
ное оборудование и различные приборы, облегчающие
самолетовождение. Весь полет, в том числе набор вы-
соты, полет по курсу, разворот над Иркутском, произво-
дился с помощью автопилота.
Над Иркутском мы не снижались. Хорошо видели го-
род, Байкал и горы, окружающие это озеро. Обратный
полет протекал без каких-либо осложнений. Все время
держали радиосвязь с Москвой. Мы сели на тот же са-
мый аэродром, с которого взлетели, когда еще далеко
было до сумерек. Вернулись домой очень быстро. Весь
путь, а он был равен 8600 километрам, проделали со
средней скоростью около 800 километров в час.
Бортинженер Н. Т. Теплов добавляет:
— После приземления в баках оставалось горючего
еще на полторы — две тысячи километров полета. Скажу
также, что все сложное оборудование, двигатели в дли-
тельном полете работали безупречно.
Интересные подробности этого выдающегося беспоса-
дочного полета сообщает штурман Н. С. Зацепа:
— До Иркутска, а также обратно мы летели вне обыч-
ной трассы, по которой курсируют другие пассажирские
самолеты. Мы проложили маршрут напрямую — по крат-
чайшему расстоянию1 и строго выдерживали его. Когда
летели над Европейской частью страны, еще видели неко-
торые города. А как пересекли Уральские горы, пошли
над безлюдными местами, тайгой и тундрой, гораздо се-
вернее Транссибирской железнодорожной магистрали.
Навигационное оборудование позволило вести машину
строго по заданному курсу.
Полет до Владивостока происходил на больших высо-
тах и с той же крейсерской скоростью, как и во время
141
Первого рейса. Погода на этот раз на большей части пути
была неблагоприятной. Из Москвы ТУ-114Д вылетел в
четыре часа дня. Шел дождь. Пришлось пробивать ярус
за ярусом облака. Над Уралом встретили сильную грозу.
Но она бушевала ниже: самолет шел выше облаков, силь-
ные грозовые разряды были зафиксированы радиолокато-
ром. Как и первый раз, летели над безлюдными местами,
в стороне от городов и обычных трасс по кратчайшей ли-
нии, соединяющей Москву с Владивостоком.
Над этим городом самолет ТУ-114Д появился через
девять часов после вылета из Москвы. Был час ночи по
московскому времени, а на берегу Тихого океана — восемь
часов утра. Это был первый рейс пассажирского самолета
по маршруту Москва — Владивосток без посадки.
Участники полета рассказывают, что через несколько
часов после посадки самолета во Владивостоке туда при-
был пассажирский поезд, который за девять суток до
этого вышел из Москвы.
Самолет после приземления, как всегда, был осмотрен
со всей тщательностью. Он был найден в полном порядке.
Чтобы тронуться в обратный путь, оставалось только за-
лить в баки керосин для двигателей.
В обратном рейсе с Дальнего Востока в Москву само-
лет встретил очень сильный ветер, господствовавший над
просторами Сибири. Скорость ветра доходила до двухсот
километров в час. Но и в этом случае полет совершался
быстро. Машина летела с востока на запад «вдогонку» за
солнцем.
— Мы почти не замечали, как склоняется солнце к за-
паду. Это происходило непривычно медленно, — говорит
летчик-испытатель В. А. Иванов. — От него «отстали»
только на три часа. Позавтракав во Владивостоке, мы по-
спели к обеду в Москве...
Опытный летчик-испытатель хорошо отзывается о ка-
чествах машины ТУ-114Д:
— Самолет, несмотря на свой солидный вес, отры-
вается от земли после небольшого разбега. На взлете он
устойчив. При посадке пробег у него также короткий. Он
останавливается, пробежав примерно треть аэродромной
дорожки. Управление машиной при всем ее сложном обо-
рудовании простое. Средства радиосвязи — мощные и на-
дежные...
142
Дальние полеты ТУ-114Д — свидетельство новых
достижений советской авиационной науки и техники, оте-
чественной конструкторской мысли.
9 июля 1958 г. в газете «Правда» указывалось, что
на пассажирском самолете ТУ-114Д конструкции гене-
рального конструктора академика А. Н. Туполева был
совершен сверхдальний скоростной перелет.
Весь полет, включая три промежуточные посадки, про-
должался 77 часов. Из этого времени самолет находился
в воздухе 48 часов 30 минут и при средней скорости по-
лета 710 км/час, на высоте 10 000—12 000 метров покрыл
расстояние 34 400 километров, что значительно превышает
длину пути вокруг земного шара по параллели Москвы.
Полет проходил по следующим маршрутам:
1. Москва — о. Диксон — Тикси — мыс Тайгонос —
Хабаровск — Владивосток. Расстояние 9000 километров.
2. Владивосток — Комсомольск-на-Амуре — Петропав-
ловск-Камчатский— Ташкент. Расстояние 8753 кило-
метра.
3. Ташкент — Сталинабад — Фрунзе — Алма-Ата —
Омск — о. Диксон — Архангельск — Минск. Расстояние
8050 километров.
4. Минск — Ленинград — Таллин — Рига — Виль-
нюс — Киев — Кишинев — Тбилиси — Ереван — Баку —
Ашхабад — Ростов — Москва. Расстояние 8597 кило-
метров.
Промежуточные посадки были произведены во Влади-
востоке, Ташкенте и в Минске. Самолет ТУ-114Д про-
летел над пятнадцатью столицами всех союзных респуб-
лик. Материальная часть самолета, двигатели и оборудо-
вание работали хорошо. Внешняя и внутренняя связь в
течение всего полета была надежная.
Полет выполнялся экипажем в следующем составе:
командир корабля В. К. Бобриков; штурман Н. С. Зацепа;
ведущий инженер Н. Г. Жуковский; второй летчик
В. С. Кипелкин; бортрадист В. С. Попов.
На борту самолета находились 24 пассажира.
Полет проходил местами в сложных метеорологических
условиях с пересечением грозовых фронтов, над мало-
ориентирной местностью и над водными пространствами.
Намеченный маршрут перелета был точно выдержан.
Одновременно на втором экземпляре самолета
ТУ-114Д был осуществлен беспосадочный полет Мо-
143
сква — район озера Байкала — Москва общей протяжен-
ностью 9600 километров, при средней скорости 740 кило-
метров. Командиром этого корабля был летчик Н. Н. Ха-
ритонов.
Вертолеты. Трудно переоценить значение сравнительно
нового типа летательных аппаратов — вертолетов. Они
одинаково успешно могут быть широко использованы в
народном хозяйстве и в военном деле. Всем извеетньгсме-
лые рейды отечественных вертолетов во время работы
научно-исследовательских станций в Арктике и в Антарк-
тиде, а также их использование во время геологоразведоч-
ных работ по открытию и разведке новых полезных иско-
паемых. Самый легкий вертолет конструкции Н. И. Ка-
мова отличается оригинальностью и простотой конструк-
ции. Большую популярность завоевали вертолеты средней
грузоподъемности конструкции М. Л. Миля, широко при-
меняемые в-нашем народном хозяйстве. Наиболее круп-
ной машиной этого типа является вертолет конструкции
А. С. Яковлева. Вертолет может брать на борт (благо-
даря большим грузовым -люкам) разнообразные грузы
весом до четырех тонн. Новый турбореактивный верто-
лет конструкции М. Л. Миля установил мировой рекорд
по поднятию груза весом более 4000 кг на высоту свыше
2000 м.
Приведем примеры военного использования США вер-
толетов. Так, во время войны в Корее легкие вертолеты,
которые применялись американскими войсками для связи
и спасательных работ, эвакуировали из зоны боевых дей-
ствий много раненых. Вертолеты использовались также
для прокладки телефонных линий и доставки особо важ-
ных грузов в труднодоступные районы.
В ряде случаев небольшие пехотные подразделения
перебрасывались на вертолетах с-одного места поля боя
на другое в течение нескольких минут.
Вертолеты с успехом могут быть использованы также
для быстрого сосредоточения или рассредоточения войск,
что часто может потребоваться в современных условиях.
Наряду с широким размахом строительства легких,
средних и тяжелых вертолетов с поршневыми двигателями
ведутся работы по созданию вертолетов с турбовинто-
выми и турбореактивными двигателями.
Тяжелые реактивные вертолеты и вертолеты-краны
пригодны также для перевозки грузов и боевой техники,
144
Вертолет с турбовинтовыми двигателями — Ми-6
является крупнейшим советским вертолетом. Недавно на
нем установлено два мировых рекорда грузоподъемности
и одновременно высоты полета с грузом (рис. 69).
Рис. 69. Вертолет Ми-6
Вертолет Ми-6 разработан на базе конструкторского
и эксплуатационного опыта, полученного на двух серий-
ных машинах Ми-1 и Ми-4. Однако новый вертолет от-
личается не только габаритами и грузоподъемностью, но
и оригинальностью конструкции и силовой установкой.
Вертолет снабжен двумя мощными турбовинтовыми дви-
гателями. Вертолеты подобной схемы имеют один несу-
щий винт, а поэтому для уравновешивания реакции этого
винта сзади на балке установлен хвостовой винт.
В чем трудность создания вертолета, особенно боль-
ших размеров? В том, что в отличие от самолета, крылья
которого жестко заделаны и неподвижны относительно
фюзеляжа, лопасти винта вертолета не только вращаются,
но и машут во время полета; они шарнирно закреплены
во втулке. Концы лопастей таких вертолетов движутся со
скоростями, достигающими 1000 км/час. Поэтому созда-
ние прочных и надежных лопастей составляет основную
сложность в вертолетостроении.
Благодаря особенностям работы лопастей вертолета,
которые испытывают так называемые усталостные на-
грузки, обычные методы для повышения прочности здесь
не применимы.
Увеличение сечения или прочности применяемого ма-
териала в данном случае не всегда достигает цели. По-
Ю Пономарев А. Н. 145
этому обеспечение усталостной прочности деталей требует
новой совершенной технологии, сводящейся к созданию
длинных труб с переменным диаметром и толщиной
стенок.
Применение специальных клеев для склеивания метал-
лов и особых методов для повышения поверхностной твер-
дости лопастей винта также создает необходимые прочно-
стные их качества. Помимо этого, борьба с вибрациями
является также особой заботой конструктора. Несущий
винт, которого нет на самолетах, представляет собой
огромный маховик, возбуждающий вибрации на верто-
лете.
Вертолет Ми-6 может вместить в своей кабине до 120
пассажиров. Полет на поднятие груза им был совершен
с коммерческим грузом 12 004 кг. Это вдвое превышает
американский рекорд, когда на вертолете Сикорского был
поднят в воздух груз весом 6010 кг.
Летательные аппараты нового типа и эксперименталь-
ные самолеты. Рассмотрим вначале вертикально взлетаю-
щие аппараты. Это самолет с нормальным крылом и
крестообразным оперением. На самолете установлены тур-
бовинтовые двигатели с тягой, почти в 1,5 раза превыша-
ющей вес самолета. На стоянке, при взлете и посадке
самолет стоит в вертикальном положении с помощью- взлет-
но-посадочных стоек шасси, укрепленных на концах опе-
рения. Кресло летчика в таком самолете дает пилоту воз-
можность при горизонтальном полете сидеть в обычном
положении, а на вертикальных режимах — под углом 45°
к вертикали. Максимальная скорость такого самолета
равна 800 — 900 км/час. Самолет взлетает вертикально,
набирает высоту, затем, перемещаясь горизонтально по-
добно вертолету, увеличивает поступательную скорость и
постепенно переходит в горизонтальный полет.
Другой тип вертикально взлетающего аппарата имеет
фюзеляж небольшого удлинения и треугольное крыло
(рис. 70). Вертикальное оперение состоит из большого
киля и двух килевых шайб на концах крыла. На самолете
установлен турбореактивный двигатель с тягой 4540 кг.
Взлетный вес самолета 3630 кг, то есть меньше, чем тяга
двигателя. Вертикальный взлет и посадка самолета про-
изводятся при вертикальном положении фюзеляжа. Управ-
ление на этих режимах обеспечивается с помощью
146
Рис. 70. Экспериментальный вертикально взлетающий
самолет Райан Х-13
10*
147
газовых рулей и реактивных сопел на концах крыла. В го-
ризонтальном полете самолет управляется с помощью
обычных рулей. Особенностью конструкции этого самолета
является отсутствие шасси. Для взлета и посадки само-
лета используется специальная тележка с поворачиваю-
щейся платформой. Перед полетом самолет устанавли-
вается на платформу, располагаемую горизонтально, и
прикрепляется к ней с помощью крюка, смонтированного
в носовой части фюзеляжа. С помощью гидравлических
домкратов платформа вместе с самолетом поворачивается
и устанавливается в вертикальном положении.
При взлете летчик увеличивает тягу двигателей, и са-
молет отделяется от платформы. При посадке самолет за-
висает в воздухе возле платформы. Летчик, управляя тя-
гой двигателя и газовыми рулями, приближает самолет к
платформе, пока он не зацепится крюком за прицепное
устройство на платформе.
Подобные самолеты, несмотря на длительность их от-
работки, до сих пор широкого распространения не полу-
чили, хотя летчики, их испытывавшие, как сообщалось в
иностранной печати, заявляли, что «летать на нем не
труднее, чем на всяком современном истребителе, а
взлет и посадка требуют меньшего внимания, чем на ско-
ростном истребителе».
Небольшие одноместные самолеты могут взлетать из
вертикального положения, а затем постепенно переходить
Рис. 71. Конвертоплан Белл XV-3
148
в горизонтальный полет. Тяжелым же самолетам трудно
изменить положение продольной оси фюзеляжа и перейти
из вертикального положения в горизонтальный полет. По-
этому многие конструкторы занимаются разработкой так
называемых конвертопланов (рис. 71). У них оси воздуш-
ных винтов устанавливаются в вертикальное положение
при вертикальном взлете и посадке, а при переходе в го-
ризонтальный полет винты поворачиваются на 90°. Для
изменения режима полета такого самолета-вертолета ис-
пользуется поворот только одних винтов вместо поворота
всего самолета.
Рис. 72. Вертикально взлетающий аппарат
Преимущество такого летательного аппарата по срав-
нению с вертолетом состоит в возможности получения
большей скорости полета. У подобного типа аппаратов
на концах крыла установлены два трехлопастных винта;
они приводятся во вращение поршневыми двигателями,
149
установленными в фюзеляже. На вертикальных режимах
аппарат управляется подобно вертолету, а на горизонталь-
ных режимах — подобно самолету. Наклон винтов при
переходе конвертоплана на самолетный режим осуществ-
ляется с помощью специального механизма, приводимого
в движение электродвигателями.
Рис. 72а. Вертикально взлетающий аппарат с другим расположе-
нием кабины и оборудования по сравнению с рис. 72
При разработке этих аппаратов, видимо, встретятся
трудности с отработкой винта, хорошо' работающего на
вертикальном и горизонтальном режимах полета. Кроме
этого, вопросы устойчивости и управляемости таких аппа-
ратов требуют тщательных исследований и отработки.
Помимо указанных исследований, направленных на
создание аппаратов для безаэродромного взлета и по-
садки, ведутся работы по созданию летающих платформ,
которые взлетают и садятся вертикально. Летчик на этом
аппарате стоит на небольшой платформе и движением
корпуса своего тела должен управлять аппаратом.
Необходимая для полета таких аппаратов тяга со-
здается воздушным винтом или реакцией вытекающего из
специального соплового насадка воздуха. Разрабатывает -
150
ся и летает вертикально взлетающий аппарат; он в основ-
ном предназначен для исследования работы турбореак-
тивных двигателей на вертикально' взлетающем само-
лете.
На аппарате применена система управления с помо-
щью газовых рулей, установленных в выхлопной трубе.
Аппарат (рис. 72) имеет цилиндрический корпус, снаб-
женный четырехстоечным шасси с масляновоздушной
амортизацией. В качестве двигательной силы, создающей
реакцию струи, установлен реактивный двигатель с тягой
в 3000 кг. Запас топлива для работы двигателя разме-
щается в кольцевом баке. Для путевого управления ис-
пользуются газовые рули, с помощью которых создается
момент, поворачивающий аппарат в требуемом направле-
нии1 11. Результаты испытаний этого аппарата, видимо, дол-
жны быть положены в основу проектирования эксперимен-
тального самолета с кольцевым крылом, называемого в
зарубежной печати колеоптером. В колеоптерах имеет ме-
сто соединение двигательной установки с конструкцией
аппарата таким образом, что двигатель является органи-
ческой составной частью самого летательного' аппарата,
представляя собой и двигатель, и фюзеляж, и крыло.
На рис. 73 показан один из вариантов колеоптера.
Рис. 73. Колеоптер фирмы «Снекми»
В варианте истребителя-перехватчика такой аппарат
имеет внутри кольцевого крыла фюзеляж, установленный
с помощью четырех подкосов. В носовой части фюзеляжа
1 Имеются вертикально взлетающие и садящиеся самолеты иной
схемы, нежели описанные выше (рис. 72а).
151
размещается кабина летчика, радиолокатор, вооружение и
оборудование. В центральной части фюзеляжа установлен
турбореактивный двигатель. Этот двухконтурный двига-
тель использует внутренний контур для малых скоростей
и внешний контур для больших скоростей. Топливные баки
располагаются в фюзеляже и в кольцевом крыле. Управ-
ление при взлете должно осуществляться рулями, нахо-
дящимися в струе турбореактивного двигателя, а при до-
стижении больших скоростей — с помощью отклоняемых
поверхностей на кольцевом крыле.
Работы по созданию аппаратов с кольцевыми крыль-
ями не вышли, видимо, из стадии проектирования. Необ-
ходимо указать, что кольцевое крыло имеет ряд преиму-
ществ по сравнению с обычными крыльями. У кольцевого
крыла меньший вес и большая жесткость. Оно проще в
изготовлении благодаря своей симметричности.
Сочетание турбореактивного двигателя с прямоточным,
увязанное с компоновкой самолета, дает значительные
преимущества для получения большой скороподъемности.
Этим типом аппарата наиболее полно решается за-
дача вертикального взлета и посадки, а также горизон-
тального полета, когда при развороте, например, нет не-
обходимости создавать крен благодаря полной его аэроди-
намической симметрии.
Для полного решения задачи создания безаэродром-
ной авиации потребуется разрешить много различных
сложных технических проблем. Однако достигнутые ре-
зультаты позволяют считать эту задачу практически раз-
решимой.
В иностранной печати появились сообщения о том,
что совершил полет семнадцатитонный пассажирский са-
молет, представляющий собой комбинацию вертолета и
самолета с жестко закрепленным крылом (рис. 74).
Новый самолет должен поднимать 40 пассажиров.
Строится самолет такой конструкции с фюзеляжем боль-
ших размеров, на 48 пассажиров или 4,5 т груза, с даль-
ностью полета до 640 км и крейсерской скоростью по-
рядка 280 км/час.
Для вертикального взлета используется не механиче-
ски вращаемый ротор, а приводимый во вращение реак-
тивными соплами, установленными на его концах. В гори-
зонтальном полете тяга создается обычными воздушными
152
Рис. 74. Самолет-вертолет
винтами, приводимыми в действие двумя турбовинто-
выми двигателями, установленными по одному на каж-
дом жестко укрепленном крыле. Для подъема аппарата
в воздух из двигателей подается сжатый воздух; он про-
ходит через лопасти ротора и сжигается вместе с топли-
вом в реактивном аппарате.
За счет вращения четырехлопастного ротора возникает
подъемная сила, которая поднимает машину, как верто-
лет. При достижении достаточной высоты двигатели на-
чинают вращать воздушные винты и летательный аппарат
переходит в горизонтальный полет, как обычный самолет.
При горизонтальном полете ротор вращается свободно и
принимает на себя часть нагрузки жестко' закрепленных
крыльев. При посадке последовательность операций осу-
ществляется в обратном порядке.
Из иностранной печати также известно, что построен
экспериментальный самолет, свободнонесущий моноплан
с прямым крылом и однокилевым хвостовым оперением.
Его силовая установка состоит из одного турбовинтового
двигателя мощностью 825 л. с., расположенного под фю-
зеляжем. На каждой консоли крыла установлены по два
соосных винта диаметром 2,85 м, соединенных с двига-
телем механической трансмиссией. Для осуществления
вертикального взлета крыло самолета поворачивается на
153
90° относительно поперечной оси самолета таким обра-
зом, чтобы плоскости вращения воздушных винтов заняли!
горизонтальное положение. При переходе на горизонталь-
ный полет крыло поворачивается так, что плоскости вра-
щения воздушных винтов занимают вертикальное поло-
жение (рис. 75).
Рис. 75. Экспериментальный самолет с поворачивающимся
в полете крылом
Для обеспечения управляемости и устойчивости само-
лета в процессе вертикального взлета в горизонтальном и
вертикальном оперениях установлены дополнительные воз-
душные винты. Они расположены в кольцевых каналах.
Управление самолетом осуществляется за счет изме-
нения общего шага этих винтов. Это влечет за собой из-
менение их тяги. Взлетный вес самолета достигает
1575 кг. Вес полезной нагрузки 360 кг. Размах крыла
самолета — 7,2 м.
Помимо разработки опытных самолетов с вертикаль-
ным взлетом и посадкой, ведутся также исследования по
созданию других экспериментальных самолетов различ-
ных схем и назначений. Нужно учесть, что никакие теоре-
тические исследования и продувки моделей самолетов в
аэродинамических трубах не дают еще полного ответа на
вопрос, как создать новые самолеты с резкими измене-
ниями по скорости и высоте полета по сравнению со
своими предшественниками.
154
Полеты экспериментальных самолетов проводились и
проводятся с целью исследования условий полетов на
больших высотах и при больших числах М. Если рассмот-
реть, например, иностранные самолеты, то, как указы-
вается за границей, вначале основные препятствия были
связаны с вопросами устойчивости и управляемости, а
затем сопротивлением самолета на больших скоростях
полета. По мере увеличения скорости возникли новые
трудности, в частности так называемый тепловой барьер
и пределы физиологической выносливости летчика.
Работа над экспериментальными самолетами началась,
когда стало очевидным, что при помощи имевшихся в то
время средств нельзя произвести надежные измерения в
аэродинамических трубах в области околозвуковых ско-
ростей. Для этой цели были сделаны самолеты, снабжен-
ные жидкостно-реактивными двигателями.
Поскольку для испытательных полетов с земли продол-
жительность работы ЖРД была слишком незначительна,
оказалось необходимым запроектировать запуск самолета
в воздухе. С этой целью в США был модифици-
рован четырехмоторный бомбардировщик для подвески
экспериментального самолета в бомбовом отсеке. Бомбар-
дировщик поднимал экспериментальный самолет на вы-
соту, достаточную для безопасного сброса. Во время на-
бора высоты летчик находился на самолете-матке. По
достижении высоты 3000 м он через маленькую дверь в
борту фюзеляжа спускался по лестнице в кабину подве-
шенного самолета. На высоте 9000 м после отделения от
носителя начинался полет с работающим ЖРД, длив-
шийся несколько минут. При полетах было установлено',
что для этого самолета критическое число М равно 0,88
при относительной толщине крыла около 8%.
На самолете более поздней постройки было увеличено
время полета до 4 мин. и изменена аэродинамическая
компоновка самолета. В частности, новое крыло имело
относительную толщину всего 4%.
Затем был построен самолет со стреловидным крылом,
имеющим весьма малые размеры. Крыло и оперение само-
лета были изготовлены из нержавеющей стали, толсто-
стенный фюзеляж — из никелевой стали. На этом само-
лете было замерено, что при числах 7И = 2-?-3 обшивка
нагревается до 120—350° С, несмотря на низкие темпе-
ратуры окружающего воздуха на больших высотах (от
155
—50 до —60° С). Поэтому даже для фонаря кабины этого
самолета, с острыми углами, потребовалось специальное
жаропрочное стекло. В отличие от первых самолетов ка-
бина этого самолета имела теплоизоляцию и систему кон-
диционирования, а в систему управления были введены
бустера.
В случае аварии кабина самолета, установленная па
взрывных болтах, целиком могла отделяться от фюзеляжа
и опускаться на ленточном парашюте до высоты, на кото-
рой летчик может безопасно воспользоваться индивиду-
альным парашютом.
По данным иностранной печати, исследования прово-
дились также на бесхвостом самолете со стреловидным
крылом и на самолете, на котором мог изменяться угол
стреловидности в полете. Правда, оба самолета, построен-
ные по этой схеме, потерпели аварии, как и некоторые
другие экспериментальные самолеты. В дальнейшем ве-
лись и ведутся работы над экспериментальными самоле-
тами с очень большими скоростями и высотами, достига-
ющими более чем 100 км. В этом случае предполагается
вначале использовать беспилотные самолеты, управляе-
мые на расстоянии. Трудно обеспечить необходимые жиз-
ненные условия для экипажа при столь огромных высотах
и скоростях полета.
На рис. 76 приведена фотография экспериментального
самолета Х-3 «летающий карандаш». Длина его 20,4 м
при размахе крыльев в 6,9 м. На этом самолете установ-
лены два турбореактивных двигателя. Самолет имеет
посадочную скорость, превышающую 350 км/час. Посадка
его весьма сложна и требует большого искусства от лет-
чика. В чем особенность этого самолета? Его носовая
часть охлаждается топливом, которое циркулирует под
обшивкой.
По данным иностранной печати, для исследования
верхних слоев атмосферы, необходимых для обеспечения
возможности создания спутников Земли с экипажем,
сверхдальних бомбардировщиков и других летательных
аппаратов, предназначенных для полета на очень больших
высотах, проектируются специальные высотные экспери-
ментальные самолеты. Один из проектов таких самолетов
должен иметь высоты полета от 80 км и выше на скоро-
стях соответственно от 4800 км/час и выше. Диапазон
156
Рис. 76. Экспериментальный самолет Х-3
скоростей и рабочих высот такого самолета будет исклю-
чительно велик, что требует иного подхода к его1 проек-
тированию. Во время возвращения в нижние слои атмо-
сферы и спуска на землю скорость самолета должна быть
достаточно малой для поддержания плавного обтекания
и предотвращения чрезмерного нагревания конструкции
и в то же время достаточно большой для обеспечения
эффективности органов управления самолета.
В журнале «Фляйт» указывается, что в ряде стран уде-
ляется внимание созданию так называемого планера со
сверхзвуковой скоростью. Как полагают некоторые спе-
циалисты, этот планер будет одной из последних ступеней
на пути перехода от самолета к межпланетному кораблю.
Первая часть полета сверхзвукового планера будет, веро-
ятно, напоминать полет баллистического снаряда. Планер
израсходует горючее, набрав высоту с работающим двига-
телем, и выйдет за пределы атмосферы. Этот быстрый
набор высоты создаст большое приращение потенциаль-
ной и кинетической энергии планера. Влияние лобового
сопротивления будет уменьшено в результате ограничен-
ного времени пребывания в атмосфере. После израсходо-
вания горючего планер будет продолжать движение по
баллистической траектории, определяемой весом планера,
157
направлением тяги и направлением движения в момент
выключения двигателя. После того как планер снова вой-
дет в земную атмосферу и вновь будет иметь подъемную
силу, он может отклониться от баллистической траекто-
рии (рис. 77).
Рис. 77. Схемы сверхзвуковых планеров
Для остальной части пути полета планера предложены
два метода использования накопленной энергии. Первый
из этих методов предполагает, что подъемная сила и ки-
нетическая энергия планера будут использованы для но-
вого подъема планера за пределы атмосферы, и набор
высоты может быть повторен несколько раз, пока планер
будет обладать достаточным запасом кинетической энер-
гии. Траектория полета будет напоминать траекторию
движения камня, брошенного со скольжением вдоль глад-
кой водной поверхности.
Второй метод предусматривает переход на планиро-
вание со сверхзвуковой скоростью сразу же, как только
158
планер начнет отклоняться от баллистической траекто-
рии. Это позволило бы планеру оставаться на большой
высоте в течение максимально продолжительного периода
времени и его скорость уменьшилась бы до безопасной
величины, прежде чем планер достиг плотных слоев атмо-
сферы. Такой способ обеспечивает также максимальную
дальность полета. После таких маневров планер должен
приземлиться нормальным способом при небольшой ско-
рости полета.
Этот сверхзвуковой планер должен летать в различ-
ных диапазонах скоростей и высот полета. Условия его
полета будут изменяться от движения за пределами атмо-
сферы на скоростях, соответствующих 7И=10 до полета
при малых скоростях у земли. Одна из основных проблем
для такого самолета (планера) — выбор крыльев. Они
должны иметь, видимо, большую стреловидность, чтобы
уменьшить аэродинамическое сопротивление и нагрев, а
также очень тонкий профиль, чтобы сопротивление в
сверхзвуковом полете было минимальным. Вопросы проч-
ности крыла для таких условий полета являются также
весьма сложными.
Другая проблема — создание фюзеляжа; он должен
быть длинным и тонким, чтобы иметь минимальное сопро-
тивление при больших сверхзвуковых скоростях.
Чтобы была возможность взлететь и находиться за
пределами атмосферы достаточно долгое время, подобный
планер должен иметь двигатели с общей тягой, как пола-
гают, равной примерно 45 000 кг. Это значительно больше
той тяги, которой обладают двигатели на современных
пилотируемых самолетах.
Наиболее серьезные проблемы устойчивости для та-
кого планера будут при движении в атмосфере. Эти про-
блемы будут осложнены рядом новых трудностей по срав-
нению с современными самолетами.
Основная задача состоит в том, чтобы при изменении
скорости, меняющей характер обтекания, а следовательно,
и картину распределения давления, ограничить переме-
щение центра давления фюзеляжа и несущих поверхно-
стей, часто достигающее очень большой величины. Много-
кратное увеличение скорости полета, несомненно, услож-
нит проблему управления летательным аппаратом при
различных высотах и скоростях полета. Летчик должен
иметь возможность быстро нейтрализовать любое колеба-
159
ние планера, которое может возникнуть при использова-
нии органов управления и от порывов потоков воздуха
или других внешних возмущений.
На этом летательном аппарате могут быть применены
различные комбинации высоты и скорости полета.
Движение по баллистической траектории будет в
основном происходить за пределами атмосферы, и здесь
управление должно быть обеспечено каким-либо механиз-
мом, в частности шарнирной подвеской двигателей, как
на высотных ракетах, или газовыми рулями. Весьма ве-
роятно, что управление сверхзвуковым планером во время
движения по баллистической траектории и при входе в
земную атмосферу будет обеспечиваться не летчиком, а
какими-либо приборами. Вход в атмосферу будет происхо-
дить после периода невесомости. Этот период будет иметь
значительно большую продолжительность, нежели достиг-
нутый в экспериментальном порядке в настоящее время.
Влияние невесомости на человеческий организм и на ско-
рость восстановления ориентировки у летчика являются
совершенно неизвестными величинами. Очевидно, управ-
ление в этих случаях должно быть максимально автома-
тизировано с помощью радиолокационной системы наве-
дения и автопилотом.
Проблема для аппарата, летающего с такой большой
скоростью, — аэродинамический нагрев. Считается, что
при правильно подобранной стреловидности крыла и пра-
вильных обводах фюзеляжа можно значительно умень-
шить степень аэродинамического нагрева и ограничить
потребность во внутреннем охлаждении планера. Поверх-
ностями, которые будут нагреваться наиболее интенсивно,
видимо, будут носок фюзеляжа и передняя кромка крыла,
и для них потребуется внутреннее охлаждение.
Как предполагают, не исключена возможность созда-
ния дальнего ракетного самолета; он совершает верти-
кальный взлет, а затем по программе вводится в балли-
стическую траекторию. Активный участок полета закан-
чивается на высоте в 160 км, а вершина траектории лежит
на высоте 480 км и на расстоянии около 1000 км отточки
старта на поверхности земли. Через 16 минут после старта
самолет снова войдет в плотные слои атмосферы. Его
крылья создадут подъемную силу, и на расстоянии
1900 км от точки старта, на высоте около 43 км после
вывода из пикирования самолет перейдет в планирование
160
йй большой сверхзвуковой скорости. Дальность этого уча-
стка траектории составит 2900 км. Посадка самолета со-
вершается обычным способом.
Фюзеляж его будет иметь монококовую конструкцию.
Причем стенки баков должны, где это возможно, служить
и внешней обшивкой. Шасси велосипедного типа нужно
только для посадки. Старт машины — вертикальный.
Двигатель жидкостно-реактивный при тяге в 54 000 кг
должен весить около 900 кг. В течение первых секунд
активного полета аэродинамические средства управления
самолетом совершенно неэффективны. Управление на этом
участке предполагается обеспечить с помощью поворот-
ной камеры двигателя. Стартовый вес такого аппарата
считают возможным получить в пределах 30 т, из них
19,5 т придется на долю топлива.
И Пономарев Л. Н.
ГЛАВА III
ВООРУЖЕНИЕ
Современное авиационное вооружение — это атомное
и термоядерное оружие, обычное бомбардировочное во-
оружение, а также пушки, управляемые и неуправляемые
реактивные снаряды. Помимо этого, по данным иностран-
ной печати, на вооружении авиации могут быть БРВ \
бактериологическое, химическое оружие и другие сред-
ства массового уничтожения.
Атомное и термоядерное оружие придали самолетам
большую ударную мощь. Калибры ядерных бомб раз-
личны: начиная от малых атомных бомб, средних атом-
ных бомб и, наконец, водородных бомб с тротиловым
эквивалентом в миллионы тонн1 2, которые транспорти-
руются самолетами стратегической авиации. Они спе-
1 Боевыми радиоактивными веществами (БРВ) называют спе-
циально приготовленные для боевого использования радиоактивные
вещества. Они могут применяться в виде жидкостей или порошков,
которыми снаряжаются авиационные бомбы и ракеты. Поражающее
действие боевых радиоактивных веществ основано на вредном влия-
нии радиоактивных излучений на живые организмы. Этими вещест-
вами можно заражать местность, различные предметы и воздух с
целью поражения людей.
2 Мощность атомного взрыва принято характеризовать троти-
ловым эквивалентом, то есть весом тротилового заряда, энергия
взрыва которого равна энергии данного атомного взрыва. В зави-
симости от мощности атомного заряда атомные бомбы, снаряды
делят на калибры: малый, средний и крупный. Чтобы получить
энергию, равную энергии взрыва, например, атомной бомбы малого
калибра, нужно взорвать несколько тысяч тонн тротила. Тротиловый
эквивалент атомной бомбы среднего калибра составляет десятки
тысяч, а бомбы крупного калибра — сотни тысяч тонн. Еще большей
мощностью обладают образцы термоядерного (водородного) оружия.
Их тротиловый эквивалент достигает миллионов тонн.
162
циально приспособлены и доработаны для обеспечения
безопасности самолета-носителя от действия взрывной
волны и теплового излучения сброшенной им бомбы.
Для тактической авиации необходим подход к цели
на малой высоте, особенно для уменьшения зоны дей-
ствия радиолокационных станций предупреждения. Раз-
работан, по данным печати (журналы «Авиэйшн уик»,
июль 1957 г., «Америкен авиэйшн», июль 1957 г.), метод
сбрасывания бомб с низко летящего самолета с кабриро-
вания или с полупетли «через плечо».
Рис. 78. Бомбометание с малых высот
Выбор способа бомбометания с крутого кабрирования
или с полупетли «через плечо» зависит от наличия хорошо
заметного ориентира, расположенного перед целью на
известном от нее расстоянии. Схема выполнения бомбо-
метания приведена на рис. 78.
При способе бомбометания с крутого кабрирования
наземный ориентир служит исходной точкой отсчета вре-
мени до начала бомбардировочного маневра полупетли
11* 163
с Поворотом вокруг продольной оси. Бомба сбрасывйетсй
раньше, чем угол тангажа самолета достигнет 90°. (Точное
значение угла зависит от расстояния до цели, скорости
самолета и характеристик бомбы.) Бомба получает по-
ступательную скорость в направлении полета самолета
и вертикальную скорость, определяющие ее баллистиче-
скую траекторию. Способ бомбометания с кабрирования
выгоден в том отношении, что самолету не приходится
пролетать над целью, которая может иметь сильную про-
тивовоздушную оборону.
При способе бомбометания «через плечо» исходным
пунктом служит сама цель. Как и в предыдущем случае,
выполняется полупетля с поворотом, но сбрасывание бом-
бы производится на угле тангажа, превышающем 90°, так
что бомба описывает траекторию, направленную назад и
пересекающую траекторию самолета на выходе из полу-
петли. Значение угла тангажа в момент сбрасывания бом-
бы зависит от скорости самолета и характеристик
бомбы.
В случае бомбометания с кабрирования летчик по за-
ранее вычисленным таблицам определяет промежуток вре-
мени, потребный для достижения данным самолетом за-
данного угла тангажа после начала маневра с учетом
боевой нагрузки. Исходя из этого времени, он определяет
момент, когда после прохождения исходного пункта необ-
ходимо начинать полупетлю.
При сбросе водородной бомбы с высоты 15 200 м,
взорвавшейся на высоте 3000 м, самолет В-52 применил
маневр движения назад от цели и ушел от места взрыва
за время падения бомбы на расстояние до 24 км.
На вооружении ВВС ряда стран состоят фугасные
бомбы весом от 227 кг до 9970 кг. Имеются в иностран-
ной печати сообщения о разработке и более мощных фу-
гасных бомб, до 19 800 кг.
Для надлежащей устойчивости бомб на траектории
ведутся работы по созданию фугасных бомб хорошо обте-
каемой формы, пригодных для использования на сверх-
звуковых самолетах не только для подвески внутри фю-
зеляжа, но и для внешней их подвески.
Подвеска и сбрасывание бомб с высокоскоростных
самолетов представляет большие трудности, особенно для
истребителей-бомбардировщиков. Трудности состоят в
том, что при отделении бомбы от самолета под действием
164
собственного веса аэродинамические силы создают вра-
щательный момент вокруг поперечной оси груза и подни-
мают вверх хвостовую ее часть. Это может привести к
повреждению самолета. В США ведутся работы по при-
нудительному отделению бомб, отталкивая их от само-
лета пиротехническими средствами.
Зенитные управляемые ракеты и истребители-перехват-
чики создают трудности для действия бомбардировщиков
при подходе их к цели. Поэтому увеличение высоты и ско-
рости полета бомбардировщиков — постоянная забота их
создателей. Однако' при больших скоростях полета время
для выполнения бомбометания d момента обнаружения
цели мало, а необходимость полета, как это часто бывает,
в плохих метеоусловиях еще более затрудняет ориенти-
ровку, обнаружение цели и прицельное точное бомбоме-
тание. В настоящее время уделяется большое внимание
на отработку комплексных средств навигации и бомбо-
метания.
Подобные системы обычно состоят из оптических и ра-
диолокационных прицелов, связанных с автопилотами и
счетно-решающими устройствами.
Однако оптические прицелы могут оказаться беспо-
лезными при плохой погоде и ночью, когда нет достаточ-
ной оптической видимости. С другой стороны, радиолока-
ционные прицелы могут подвергаться помехам со стороны
противника и, кроме того, не все цели могут являться
радиолокационно контрастными. Поэтому разрабаты-
ваются новые системы (астронавигационные и инерциаль-
ные) навигации и бомбометания. Они могут действовать
без визуального или радиолокационного наблюдения за
землей.
Комплексная автоматизация самолетовождения и бом-
бометания с новыми астронавигационными и инерциаль-
ными системами необходима не только для пилотной авиа-
ции, но и для беспилотной, в частности для управляемых
реактивных снарядов различного назначения и дальности
полета.
Оборонительное вооружение бомбардировщиков все
время модернизируется. Они, кроме пушечного вооруже-
ния, имеют радиолокационные станции для защиты хво-
ста. Эти станции подают сигнал при появлении сзади
истребителей противника и могут создавать помехи радио-
локационным средствам истребителей и управляемым сна-
165
рядам нападающего. В частности, на некоторых страте-
гических бомбардировщиках расположены кормовые уста-
новки с двумя или четырьмя пушками калибра 20 мм и
радиолокационным прицелом. Помимо этого, на кормовой
установке бомбардировщиков размещены два оадиолока-
тора: один из них служит для поиска целей, второй —
для наведения по нападающему истребителю.
Как указывается в иностранной печати, для кормовой
турели самолета В-52 разрабатывается телевизионная
система управления и предусматривается размещение
кормового стрелка в переднем отсеке фюзеляжа.
Возможно также вооружение бомбардировщиков спе-
циальными управляемыми реактивными снарядами для
стрельбы по истребителям.
По вопросу об оборонительном вооружении самолетов-
бомбардировщиков есть и другая точка зрения. Она сво-
дится к тому, что наилучшее средство их обороны — вы-
сотность, скорость и маневренность. Если еще учесть, что
установка вооружения ухудшает летные данные бомбар-
дировщика, то приходят к выводу: лучше вооружение на
самолет не устанавливать. В соответствии с этой точкой
зрения на многих английских 'бомбардировщиках не уста-
навливалось оборонительного вооружения, за исключе-
нием радиолокационных средств защиты.
Вооружение истребителей, и особенно истребителей-
перехватчиков, претерпевает в послевоенный период боль-
шие изменения. В журнале «Эр Никториэл» за сентябрь
1955 г. указывалось, что в прошлом все самолеты-истре-
бители вооружались крупнокалиберными пулеметами.
Однако после воздушных боев в Корее в ряде стран пере-
шли на вооружение истребителей пушками калибра 20 и
30 мм. С ростом скоростей полета и скоротечностью воз-
душного боя резко уменьшается время, в течение которого
можно выполнять прицеливание и вести стрельбу. По-
этому для повышения вероятности поражения в короткие
промежутки времени повышают темп стрельбы авиацион-
ных пушек. С этой целью применяют многоствольные
пушки с большим темпом стрельбы. В качестве примера
можно указать шестиствольную пушку «Вулкан», уста-
новленную на истребителе F-104. Стволы в этой пушке
симметрично расположены в общем кожухе — барабане.
Поворот их осуществляется вокруг оси барабана. Каждый,
ствол имеет свой собственный затвор, питание же обеспе-
166
чивается патронной лентой. В пушке используется внеш-
ний привод — электрический или гидравлический — с
мощностью около 25 л. с. Темп стрельбы этой пушки
6000—9000 выстрелов в минуту (рис. 79).
Рис. 79. Шестиствольная 20-л^и пушка «Вулкан»
Разработана также 30-мм шестиствольная авиацион-
ная пушка. Эта пушка по своей конструкции подобна
20-мм пушке «Вулкан», но отличается от нее дальностью
эффективной стрельбы и более мощными боеприпасами.
Как известно из печати, вес секундного залпа новой
пушки в два раза больше веса залпа пушки «Вулкан».
Данные новой пушки следующие: вес 136 кг, длина
1630 мм, скорострельность около 6000 выстрелов в ми-
нуту, сила отдачи около 5700 кг, стволы пушки соеди-
нены в один блок. Работа автоматики и вращение блока
стволов пушки осуществляются электромотором мощ-
ностью 40 квт. Выстрел производится из ствола, занимаю-
щего крайнее верхнее положение. Извлечение стреляной
гильзы и досылание очередного патрона происходят за
время полного оборота блока стволов. Эта пушка пред-
назначена для вооружения опытного сверхзвукового стра-
тегического бомбардировщика В-58 и должна устанавли-
ваться на его подвижной кормовой турели.
167
Управляемые и неуправляемые реактивные снаряды.
В вооружении самолетов-истребителей намечается все
большая тенденция к замене пушечного вооружения реак-
тивным вооружением. К такому вооружению относятся!
управляемые и неуправляемые реактивные снаряды.
Неуправляемые авиационные реактивные снаряды —-
сравнительно молодой вид оружия, и советская авиация
их впервые весьма эффективно применяла в боях на Хал-
хин-Голе.
На вооружении нашей авиации состояли неуправляе-
мые реактивные снаряды. Они размещались от 4 до
8 штук под плоскостями самолетов на внешней подвеске.
Рассмотрим устройство такого снаряда. Реактивный не-
управляемый снаряд состоит из боевой части, взрывателя
и реактивного двигателя. Боевая часть, снаряженная
взрывчатым веществом, служит для поражения техники
и живой силы противника. Боевые части малого веса
обычно бывают ударного действия, а боевые части с ве-
сом 10 н- 16 кг и более делают дистанционного действия
для большей возможности поражающего действия.
Реактивный двигатель, обычно пороховой, предназна-
чен для сообщения снаряду необходимой дополнительной
скорости.
При движении в воздухе на снаряд действует аэроди-
намическая сила, сила веса и сила тяги, создаваемая
реактивным двигателем на активном участке траектории.
Для придания снаряду устойчивости в полете на хво-
стовой его части располагается оперение либо ему сооб-
щается вращение вокруг оси, как обычному артиллерий-
скому снаряду.
Для того чтобы неуправляемые реактивные снаряды
отвечали требованиям, предъявляемым к авиационному
оружию, они должны иметь малое рассеивание и большую
залповую мощь.
Неуправляемые реактивные снаряды применяются на
некоторых иностранных самолетах (F-i84, F-86 и т. д.)
для действий по наземным и морским целям. Для пора-
жения обычных целей применяются реактивные снаряды
с боевыми частями осколочно-фугасного действия весом
от нескольких десятков килограммов до нескольких сот
килограммов. Для поражения бронированных целей ре-
активные снаряды снабжены кумулятивными боевыми
частями.
168
Кроме того, создаются также снаряды для действий по
специальным целям, к которым можно отнести: подвод-
ные лодки, железобетонные укрепления и корабли. Один
из таких снарядов имеет калибр 300 мм и вес около 500 кг.
В зависимости от веса снарядов и их назначения раз-
мещение снарядов на самолете бывает различным. Сна-
ряды малого калибра (весом 40 4- 60 кг) обычно разме-
щаются на подвеске (каждый следующий снаряд подве-
шивается на специальных приспособлениях к предыду-
щему). От самолетной электрической сети запускается
Рис. 80. Размещение 52-лш реактивных
неуправляемых снарядов в крыльевом
контейнере «воздух — воздух» самолета
F-89
двигатель нижнего снаряда; он сходит с подвесок и сбра-
сывает подвесное кольцо. После выстрела первой серии к
выстрелу уже автоматически готова вторая серия.
Помимо этих снарядов, называемых обычно классом
«воздух — земля», большую группу современных неуправ-
ляемых реактивных снарядов составляет группа «воздух—
воздух» (рис. 80).
Снаряды «воздух — воздух» служат для стрельбы с
самолета по воздушным целям. Эти снаряды могут быть
с боевой частью ударного действия и с боевой частью ди-
станционного действия. Снаряды ударного действия бы-
вают обычно небольшого калибра.
169
В качестве снаряда ударного действия можно привести
неуправляемый реактивный снаряд «Майти Маус» ка-
либра 70 мм. Его данные: общий вес 8,5 кг, длина при-
Рис. 81. Пусковые установки для неуправ-
ляемых реактивных снарядов:
1 — 76-ствольная пусковая установка для 52-мм не-
управляемых снарядов «воздух—земля», смонтиро-
ванная под фюзеляжем истребителя; 2 — 52-мм реак-
тивные неуправляемые снаряды, вставленные в на-
правляющие до упора, где фиксатор одновременно
является электрическим контактом для выстреливания
залпом по два снаряда
мерно 1,2 м, максимальная скорость полета 730 м/сек,
тяга порохового' двигателя 3604-400 кг. Стабилизация
снаряда осуществляется четырьмя раскрывающимися в
полете лопастями, выполненными в виде пластинок.
170
Кроме этих стабилизаторов, снаряду в полете придается
медленное вращение вокруг оси. При работе двигателя,
снаряда и после выхода его из орудия разжимные кольца
открывают лопасти. Кольцо подается вперед после про-
лета снарядом фюзеляжа самолета.
Снаряды такого типа размещаются на самолете в
трубчатых направляющих, представляющих собой различ-
ного рода установки. В каждый ствол такой установки
вкладывается снаряд. Применение многоствольных уста-
новок дает возможность расположить большое количе-
ство снарядов на истребителях и истребителях-перехват-
чиках (рис. 81).
Такими многоствольными установками могут быть вы-
движные подфюзеляжные контейнеры, имеющие преиму-
щества перед крыльевыми и не создающие дополнительно
вредного сопротивления самолету.
Применяются также специальные обтекаемые крылье-
вые контейнеры или кольцевые (вокруг носовой части фю-
зеляжа) многоствольные установки (рис. 82).
Для стрельбы турбореактивными снарядами
(ТРС), которые стабилизируются вращением (15 000 4-
30 000 об/мин), используются обычно' установки револь-
верного типа с вращающимся барабаном и подающим
снаряды механизмом. Такие многоствольные установки
менее громоздки, чем для стрельбы оперенными снаря-
дами. Они обладают меньшей мощью огневого залпа и
более сложны по своему конструктивному оформлению.
Реактивные снаряды крупного калибра имеют некон-
тактные взрыватели, их обычно1 подвешивают в малых
количествах под крылом или фюзеляжем самолета.
Вывод истребителя, вооруженного реактивными снаря-
дами, к цели осуществляется при помощи наземной ра-
диолокационной станции. Наведение самолета на цель
производится при помощи радиолокационного или оптиче-
ского прицела, находящегося на его борту. Атака цели
и открытие огня может происходить автоматически. Основ-
ной метод атак для всепогодных истребителей — проведе-
ние атак на пересекающемся курсе. В чем заключается
этот метод? Истребитель производит в этом случае атаку
не по кривой преследования (кривой погони) в хвост цели,
как прежде, а под углом, близким к 90° к курсу цели.
В чем преимущество такого метода? Атакующему истре-
бителю не нужно тратить время на маневр захода в хвост
171
Рис. 82. Пусковые установки для неуправляе-
мых реактивных снарядов «Эрликон»:
/-31-ствольная пусковая установка для 52-л/л/ реак-
тивных неуправляемых снарядов «воздух—воздух»,
2 — семиствольная пусковая установка для 81-мм ре-
активных неуправляемых снарядов
цели, а также на ее догон. Кроме того, при атаках иа
больших курсовых углах значительно увеличивается эф-
фективная отражающая поверхность цели, а следова-
тельно, и дальность действия локатора истребителя. Надо
заметить, что поиск цели в этом случае затруднен.
Однако эффективная дальность и точность стрельбы
неуправляемыми снарядами практически незначительно
отличается от дальности действительного огня пушек.
Поэтому в целях увеличения дальности и эффективности
стрельбы все большее применение получают управляе-
мые или самонаводящиеся реактивные снаряды. Такие
снаряды могут автоматически изменять свою траекторию
после выстрела в процессе полета к цели с тем, чтобы
Рис. 83. Подфюзеляжная установка
истребителя-перехватчика с неуправляе-
мыми и управляемыми реактивными
снарядами класса «воздух — воздух»
на самолете F-89
скорректировать отклонение снаряда из-за неправильного
прицеливания, маневра цели и других ошибок, накапли-
вающихся в процессе полета (рис. 83).
Управляемые реактивные снаряды имеют большие
возможности в повышении эффективности огня истреби-
теля. Они сочетают в себе большую дальность стрельбы,
разрушительный эффект и высокую точность стрельбы.
Кроме того, управляемые снаряды позволяют своим ма-
невром дополнить маневр истребителя, который весьма
ограничен на больших высотах и скоростях полета. По-
этому за последнее время этому виду оружия уделяется
большое внимание во многих странах. В конструктивном
173
отношении управляемый реактивный снаряд воздушного
боя весит от нескольких десятков до нескольких сотен
килограммов.
Этот снаряд снабжен так же, как и неуправляемый
снаряд, обычно пороховым ракетным двигателем, создаю-
щим дополнительную скорость снаряда до 400-4-700 м/сек.
Снаряд имеет крыло и рули управления для изменения
траектории! движения, а также систему управления. Она
изменяет отклонения снаряда от заданного движения и
вырабатывает командные сигналы, управляющие руле-
выми органами. В качестве чувствительных элементов си-
стем управления применяются радиолокационные, а
также тепловые головки самонаведения, реагирующие на
инфракрасное излучение двигателей цели. Снаряды с та-
кими системами называются самонаводящимися. Чувстви-
тельным элементом систем управления может также слу-
жить специальное радиоприемное устройство1. Оно раз-
мещено1 на самом снаряде и измеряет отклонение снаряда
от равносигнальной зоны радиолокационной станции
истребителя, сопровождающей цель. Такие снаряды назы-
ваются управляемыми.
Один из самонаводящихся снарядов класса «воз-
дух — воздух» — снаряд «Фолкон». Он предназначен для
вооружения истребителей-перехватчиков (рис. 84).
Рис. 84. Управляемый реактивный снаряд «воздух — воздух»
Снаряд имеет длину 2 м и диаметр 0,15 м. Размах
крыльев снаряда 0,45 м, а вес 49 кг. Снаряд снабжен
реактивным двигателем, работающим на-твердом топливе
и развивающим тягу около1 2700 кг. В носовой части сна-
ряда .находится радиолокационная головка самонаведе-
ния. Другой вариант этого снаряда имеет тепловую го-
ловку самонаведения.
174
Как отмечается в иностранной печати, этот снаряд
имеет высокую точность, и им были сбиты осветительные
ракеты с концов крыльев самолета-мишени без большого
ущерба для последней. Инфракрасная система наведения
снаряда, имеющая такую точность, — первая подобная
система за рубежом, доведенная до эксплуатационной ста-
дии. Судя ПО' описаниям, эта система может эффективно
применяться на высотах до 15 250 м, дальность точного
наведения ее равна 3150 м, а сам снаряд снабжен кон-
тактным или дистанционным взрывателем. Некоторые
истребители-перехватчики вооружены снарядами с радио-
локационным управлением и снарядами с инфракрасной
системой наведения. В дождь или сильную облачность
инфракрасная система не эффективна, тогда могут быть
использованы снаряды с радиолокационным управле-
нием.
Считается, что инфракрасной системе наведения до-
вольно трудно создать помехи. В то же время бомбар-
дировщики могут создавать мощные помехи для радио-
локационных сигналов, идущих от истребителя-перехват-
чика к снаряду. Радиолокационная и инфракрасная си-
стемы наведения не являются совершенными. Предпола-
гается, что в случае необходимости может быть создана
дополнительно система обороны неуправляемыми загра-
дительными снарядами класса «воздух — воздух». Они
не подвержены радиолокационным помехам и не обла-
дают недостатками систем инфракрасного наведения.
Относительно размещения управляемых снарядов на
самолетах в печати высказываются различные мнения;
считается, например, что точность стрельбы с устройств,
расположенных под носовой частью самолета, может
быть более высокой. Однако при запуске снарядов с
крыльевых держателей можно дать большее число залпов
в продолжение одного' захода на цель, получить лучшие
характеристики рассеивания, а следовательно1, и большую
вероятность поражения цели.
Одна из наиболее сложных проблем при использова-
нии управляемых реактивных снарядов — размещение
снарядов на истребителе-перехватчике. Размещение их
внутри самолета представляет большие трудности, а на-
ружное расположение значительно снижает скорость
истребителя-перехватчика, особенно сверхзвукового. На
одном из истребителей (дозвуковом) эти снаряды разме-
175
Щаются в тех же контейнерах по концам крыльев само-
лета, как и неуправляемые реактивные снаряды. Всего
истребитель (рис. 85) несет шесть управляемых снарядов
(по три снаряда в каждом контейнере) и 42 неуправляе-
мых снаряда (по 21 снаряду в каждом контейнере).
Управляемые и неуправляемые снаряды могут запу-
скаться раздельно. Перед запуском управляемые снаряды
выдвигаются из контейнеров на специальных держателях.
Задние половины контейнеров служат одновременно топ-
ливными баками самолета. Какой метод стрельбы этими
снарядами?
Рис. 85. Истребитель-перехватчик «Демон» с установленными
управляемыми и неуправляемыми реактивными снарядами
«воздух — воздух»
Истребитель, вооруженный снарядами, выводится в
район цели. На расстоянии около 30 км от цели начинает
действовать самолетный радиолокатор, который захваты-
вает цель и анализирует ее движение.
При приближении самолета к цели на расстояние, рав-
ное дальности снаряда, вступает в действие радиолока-
ционное приемное устройство снаряда и воспринимает по-
ток радиолокационных импульсов, отражаемых целью.
После запуска снаряд надежно наводится на цель систе-
мой самонаведения, расположенной на самом снаряде.
Один из английских управляемых снарядов «Файрф-
леш» наводится на цель по лучу радиолокатора само-
лета-носителя, оборудованного простым вычислителем си-
стемы управления огнем. Луч радиолокатора синхрони-
176
зирован со стрелковым прицелом так, что точность
наведения определяется лишь точностью слежения за
целью, обеспечиваемой удержанием метки в центре сетки
прицела. Этот снаряд не имеет маршевого1 двигателя и
разгоняется до скорости, соответствующей числу М = 2,
двумя стартовыми двигателями, работающими на твер-
дом топливе. Во время работы стартовых двигателей сна-
ряд не наводится и вращается относительно продольной
оси.
В иностранных журналах указывается, что оптималь-
ная система оружия класса «воздух — воздух» должна
быть способной преодолевать маневры цели, цели-при-
манки и электронные контрмеры, не говоря уже о назем-
ных и метеорологических условиях. Последнее особенно
важно, когда атака противника развивается на неболь-
ших высотах.
Перехватчик, не оборудованный полностью автомати-
ческой системой управления огнем до вступления в бой,
вынужден совершить несколько маневров, каждый из них
может оказаться ошибочным. Лишь с помощью наземного
радиолокатора, учитывающего возможную облачность и
обманные контрмеры, истребитель займет правильное по-
ложение. Он возьмет нужный курс, определит дальность
до цели, скорость и характер маневра цели и подойдет
к ней достаточно близко, чтобы открыть стрельбу снаря-
дами класса «воздух — воздух».
При использовании полностью автоматизированной
системы управления огнем типа, применяемого для
стрельбы зенитными управляемыми ракетами, наземный
радиолокатор обнаруживает самолеты противника на мак-
симальной дальности и следит за ними. Истребители-
перехватчики взлетают и наводятся на цели системой
управления, взаимосвязанной с наземным радиолокато-
ром. Курс встречи определяется автоматически. На зара-
нее установленном расстоянии вступает в действие си-
стема управления истребителя-перехватчика, которая
захватывает цель, вносит поправки в курс встречи и за-
пускает снаряды класса «воздух — воздух». Во время всей
этой операции летчик не выполняет почти никаких функ-
ций. Контрмеры могут, по-видимому, определяться
следующими факторами. Будучи предупрежден о том, что
наземный радиолокатор обнаружил его самолет, летчик
атакуемого самолета уже знает, что истребители-перехват-
12 Пономарев А. Н. 177
чики обороны, вооруженные снарядами класса «воздух—
воздух», должны появиться в скором времени. Его немед-
ленной реакцией, очевидно, будет уклониться маневром
или провести операцию на небольшой высоте.
Возможно также, что атакуемый самолет примет меры
для нейтрализации снарядов. Могут быть применены та-
кие устройства, как ложная цель или обычные радиолока-
ционные помехи. При инфракрасной системе наведения
для отклонения снарядов от цели могут быть использо-
ваны усовершенствованные методы рассеивания тепла.
Более дорогим и сложным устройством будет противосна-
ряд, проект которого, как сообщается в печати, рассмат-
ривается в настоящее время в применении к бомбарди-
ровщику (журнал «Авиэйшн уик», январь 1958 г.).
Снаряды класса «воздух — воздух» имеют боевые за-
рядьи, предназначаемые для поражения различных целей.
Может быть использован заряд с ненаправленными бое-
выми осколками, разлетающимися во всех направлениях,
или направленный заряд, энергия взрыва которого' рас-
пространяется в одном более выраженном направлении.
Этот последний заряд может иметь более совершенную
конструкцию взрывателя, определяющего, вероятно', на-
хождение цели.
Боевой заряд снаряда фугасного типа подобен глу-
бинной бомбе, применяемой против подводной лодки. Что
касается применения ядерного боевого заряда, то необ-
ходимо учесть влияние радиации его на самолет. По дан-
ным иностранной печати, при обороне подобное оружие,
по-видимому, будет использоваться только над морем, на
большом открытом пространстве или на территории про-
тивника. Тепловой боевой заряд — возбудитель пожара—
может быть химическим, ядерным или дистанционным и
предназначается для выведения из строя экипажа либо
силовой установки.
Выбор подходящего взрывателя в этом случае пред-
ставляет большую проблему. Имеется много типов взры-
вателей, но конструкция их в каждом отдельном случае
зависит от характерных особенностей снаряда и боевого
заряда. Обычно используются дистанционные трубки,
неконтактный и контактный взрыватели. Разрушение цели
тесно связано со взрывом боевого заряда в нужный мо-
мент, поэтому важно правильно выбрать взрыватель для
проведения атаки и уничтожения цели.
178
Неконтактный взрыватель на управляемом реактив-
ном снаряде может быть основан на радиолокационном,
магнитном, фотоэлектрическом, акустическом или другом
принципе.
Системы наведения. Наведение оружия истребителя на
цель во многом зависит от наведения на цель самолета-
носителя этого оружия. Увеличение скоростей и высот
полета самолетов резко снизило точность воздушной
Раннее обнаружение
НаЬедение с земли
Рис. 86. Схема наведения старого типа
стрельбы и затруднило управление самолетом. Для повы-
шения эффективной воздушной стрельбы и облегчения
управления самолетом все более применяют комплексные
системы управления огнем и самолетом. При этом крайне
необходимо максимально автоматизировать все операции,
выполняемые летчиком-истребителем.
Для самолетов-истребителей все большее значение
приобретает объединение систем наведения и управления
самолетом.
Схема систем наведения (по данным иностранной пе-
чати) приведена на рис. 86 и рис. 87.
12*
179
В системе, применявшейся ранее для всепогодных
истребителей, самолеты противника обнаруживались на-
земной радиолокационной станцией. Когда самолет про-
тивника и перехватчик оказывались в пределах радиуса
действия станции наведения, положения этих самолетов
были видны на экранах оператора. Оператор, управляв-
ший перехватом, направлял истребитель в хвост самолету
противника. Это достигалось посредством наблюдений
относительных положений самолета противника и истре-
Раннее обнаружение
Наведение с земли
Истребитель, Истребитель .а втома -
автоматически тически наводящийся
наводящийся I х радиокомандами
Вычислитель
Станция
слежения
за самолетом
противника
Станция
слежения
за ист ре-
бителрм
Ашана
Самонаводящийся
снаряд
Автоматический
выход из атаки
после выпуска
снарядов^
Наведение с истребителя
Истребитель направля-
ется к цели по пересе-
кающемуся курсу
'Система управления
Радар следит
за целью
Вычислитель выпуски
и наведения снарядов
Автоматический выпуск снарядов
Рис. 87. Схема наведения нового типа
бителя и наведения истребителя путем передачи по радио
указаний летчику. Когда истребитель сближался с само-
летом противника, для наблюдения за ним включался
бортовой радиолокатор, установленный на истребителе и
обеспечивающий более точное определение положения
самолета противника. Пользуясь этими данными, опера-
тор радиолокатора истребителя указывал летчику необ-
ходимость изменения курса самолета. Истребитель сле-
довал за самолетом противника до тех пор, пока летчик
истребителя не обнаруживал цель. Затем летчик визуаль-
180
но наблюдал за целью, прицеливался и открывал по ней
огонь. Эта система, как считают, достаточно эффективна,
если самолетов противника немного, однако каждый пере-
хват в этом случае занимает значительное время.
Значительная мощь и скорость бомбардировщиков в
настоящее время, большая скорость истребителей-пере-
хватчиков, трудности увеличения дальности действия ра-
диолокаторов раннего обнаружения сокращают время,
остающееся для перехвата бомбардировщиков, а следо-
вательно, и их уничтожения.
Все это требует применения перехвата, как часто по-
лагают, на пересекающихся курсах, чем обеспечивается
выигрыш времени. При этом истребителю не нужно вы-
ходить в хвост самолету противника. Следовательно, необ-
ходимо применение достаточно сложной автоматической
системы наведения истребителя на самолет противника.
По другому варианту перехвата истребитель оборудо-
ван такой же аппаратурой, как и наводимый по лучу сна-
ряд, и автоматически следует вдоль луча наземного радио-
локатора, следящего за самолетом противника. Когда
истребитель находится на достаточно близком расстоя-
нии от самолета противника, на нем включается бортовая
установка, продолжающая слежение за целью. Информа-
ция, получаемая от бортовой станции, может использо-
ваться для автоматического самонаведения истребителя,
подобно радиолокационному самонаведению снаряда.
При соответствующем выборе параметров можно за-
ставить истребитель следовать по курсу в точку встречи
или автоматически выпускать управляемые снаряды. Ма-
невр выхода из атаки также может осуществляться авто-
матически. Таким образом, наведение сверхзвукового
истребителя немногим отличается от наведения беспилот-
ного самолета или управляемого снаряда класса «земля—
воздух».
Одна из систем, установленная на самолете-перехват-
чике и предназначенная для стрельбы управляемыми сна-
рядами, работает следующим образом. С момента взлета
самолет управляется наземной станцией, сигналы ее по-
даются непосредственно к приводам системы управления
самолетом. На расстоянии около 30 км вступает в работу
бортовая радиолокационная станция, и на соответствую-
щем расстоянии до цели снаряды выпускаются автомати-
чески. После выхода из атаки управление самолетом
181
вплоть до вывода на свои аэродром осуществляется
наземной станцией.
Таким образом, повышение эффективности стрельбы и
бомбометания для сверхзвуковых самолетов различных
назначений требуют все большей автоматизации управле-
ния самолетом от взлета до посадки или создания беспи-
лотных самолетов. Поэтому в последнее время высказы-
ваются различные точки зрения о «долговечности» пило-
тируемой авиации.
В иностранной печати указывается, что вместо страте-
гических управляемых бомбардировщиков могут приме-
няться управляемые снаряды, особенно для поражения
большеразмерных целей. Для целей, точное расположение
и местонахождение которых недостаточно известно, будут
применяться пилотируемые самолеты.
2
Рис. 88. Наведение по радиолучу:
1 — сдвоенная радиолокационная установка, одна из которых посылает
радиолуч к цели; 2 — траектория снаряда в широкоугольном захватываю-
щем радиолуче; 3 — снаряд идет по остронаправленному лучу
Называются даже цифры и проценты соотношения
управляемых и неуправляемых самолетов для различных
родов авиации.
Рассмотрим, по данным иностранной печати, основные
методы наведения самолетов, самолетов-снарядов класса
«земля — земля» и «воздух — земля».
Основные принципы работы возможных систем наве-
дения сводятся к следующим схемам: командное наведе-
ние, наведение по радиолучу (рис. 88), активное самона-
ведение, полуактивное самонаведение, пассивное самона-
ведение, астронавигационное и инерциальное наведение.
Системы управления при помощи команд. Система
управления при помощи команд состоит в том, что управ-
ляющая информация передается на снаряд из внешнего
источника. Вот почему снаряд движется по предписанной
ему траектории. Эта система требует наблюдения за дви-
жением снаряда извне (а если цель движется, то и за
ней также), чтобы каждое отклонение снаряд?! от пред-
писанного сближения было ему сообщено и преобразовано
182
его бортовой аппаратурой в такие действия, которые
исправят траекторию и обеспечат накрытие цели. Система
управления при помощи команд была впервые применена
для дистанционного управления на поверхности земли та-
кими объектами, как танки и автомобили, а в воздухе —
самолеты, самолеты-снаряды и планирующие бомбы.
Управление с помощью команд — наиболее простая из
всех систем. Она широко распространена и применяется
не только для управления снарядами, но и другими меха-
низмами. Главный недостаток системы при использова-
Рис. 89. Принцип устройства системы управления при помощи
команд с использованием сопровождающих радиолокаторов
нии для управления снарядами состоит в малой ее про-
пускной способности. В каждый момент времени такая
система управления может решать только одну задачу.
Это значит, что1 в течение определенного интервала вре-
мени система может наводить только один снаряд и по
одной цели.
Системы управления при помощи команд разделяются
на две большие группы. Первая называется системой с
сопровождающими радиолокаторами, в которой информа-
ция о движении цели и снаряда получается при помощи
сопровождающих радиолокаторов. Вторая называется
системой с оптическим сопровождением, где то же самое
выполняется с помощью оптики. На рис. 89 изображен
183
принцип устройства системы с сопровождающими радио-
локаторами. Система, изображенная на этом рисунке,
предусматривает сопровождение снаряда и цели при по-
мощи отдельных радиолокаторов. По результатам сопро-
вождения вычисляются отклонения снаряда от предписан-
ной ему траектории, и эти ошибки передаются на снаряд
при помощи специальной передающей станции.
Величина и направление переданной ошибки исполь-
зуются бортовой управляющей аппаратурой на снаряде,
чтобы при помощи устройств (эквивалентных автопилоту)
исправить траекторию.
Применение снарядов класса «воздух — земля» пояс-
нено на рис. 90. Здесь относительное положение снаряда
и цели определяется оптическим путем при помощи спе-
Рис. 90. Принцип устройства системы управления при по-
мощи команд с использованием оптического сопровожде-
ния:
1 — самолет-носитель; 2 — линия передачи команд; 3 — визирование
прицелом и расчеты; 4 — снаряд; 5 — цель; 6 — локатор, 7 — опти-
ческий прицел
циальной прицельной системы на самолете-носителе.
Отклонение снаряда от желаемой траектории наблю-
дается через прицельную систему, и результаты сооб-
щаются на снаряд при помощи специальной радиолинии.
Средства осуществления этой операции, обычные для всех
систем управления при помощи команд (визирование, вы-
числения, передача команд и собственно управление сна-
рядом), допускают много вариантов в зависимости от
характера тактической задачи, состояния техники и осо-
бенности конструкции.
184
Общее устройство системы управления при помощи
команд должно осуществлять наблюдение, сопровожде-
ние, вычисление ошибки траектории снаряда, передачу
ошибки на снаряд и, наконец, прием и преобразование ее
на снаряде в действия, исправляющие траекторию. Срав-
ним схемы управления при помощи команд с рассмот-
ренной ранее (для случая самонаведения). Главное отли-
чие ее состоит в том, что измерение относительного поло-
жения и элементов движения цели выполняется вне сна-
ряда. Поэтому в рассматриваемой системе управления
возникают дополнительные задачи — выбор подходящей
координатной системы и передача на расстояние управ-
ляющих команд.
Типичные элементы системы: контур управления и ста-
билизации снаряда (автопилотный контур), чувствитель-
ные и сопровождающие устройства блока преобразования
координат, счетно-решающий прибор, вырабатывающий
управляющую информацию, и линии передачи управляю-
щей информации.
Контур управления и стабилизация снаряда во многих
отношениях сходны с обычным автопилотом, имеющим
приспособление для дополнительного управления через
пего от руки оператора. Управляющая информация пере-
дается на снаряд, где из этой информации вырабаты-
ваются величина, скорость и направление необходимой
поправки траектории снаряда. В системе управления
необходимо устройство, сопровождающее снаряд для
определения его положения и элементов движения. Этим
устройством в системах класса «земля — воздух» обычно
является радиолокатор. Он работает в режиме сопровож-
дения снаряда и выдает счетно-решающему прибору необ-
ходимые данные. Назначение счетно-решающего при-
бора — выработка управляющих команд, которые в
идеальном случае обеспечили бы прямое попадание сна-
ряда в цель.
Передача управляющей информации на снаряд обычно
осуществляется при помощи специальной радиолинии. Эта
линия служит для передачи снаряду управляющих команд
и, если нужно, других приказов. Практически осуществ-
ление линии связи ограничено применением радио или
проводной связи. Для сверхзвуковых снарядов примене-
ние проводной связи наталкивается, естественно, на боль-
шие трудности, и здесь остается возможной только радио-
185
связь. Обеспечению защищенности линии передач от
помех должно уделяться при проектировании основное вни-
мание. Обычно, линии передачи — наиболее уязвимое
место систем с точки зрения намеренных помех. Введение
нового оружия немедленно вызывает у противника стрем-
ление к его уничтожению или в случае управляемого сна-
ряда к разработке мер противодействия управлению. По-
этому можно предполагать, что противник будет прини-
мать и анализировать команды управления и стараться
их подавить и спутать.
Система наведения по лучу. Система наведения по
лучу может быть определена как система, использующая
для управления направленный известным образом в про-
Рис. 91. Система наведения по радиолучу:
1—стартовая установка; 2 — радиолокатор; 3— снаряд; 4 — цель
странстве луч. Причем снаряд должен всегда находиться
на оси этого луча. Луч может быть радиолокационным
или световым, подвижным или неподвижным. На снаряде
расположено оборудование, которое может определять,
когда он находится на оси луча, когда — нет, а также
измерять размер и направление этого отклонения. Кроме
того, на снаряде имеются соответствующие электронные
схемы, рулевые машинки, связанные с органами управле-
ния снаряда, и другое оборудование. С его помощью
снаряд вне внешнего воздействия возвращается на ось
186
луча, если какая-нибудь причина вызвала его отклонение
от нее. На рис. 91 показана система наведения по радио-
лучу в варианте «земля — воздух», когда наводящим лу-
чом служит луч радиолокатора. Радиолокатор приме-
няется для образования луча, вдоль которого снаряд обя-
зан двигаться. Антенна радиолокатора направлена всегда
так, что ось луча проходит через цель. Стартовая уста-
новка используется для придания снаряду такого началь-
ного направления, чтобы он вошел в луч. Наводимый по
лучу снаряд имеет на себе устройство, которое позволит
снаряду измерять свое положение относительно оси луча,
то есть ошибку, и направить полет таким образом, чтобы
свести эту ошибку к нулю. Система в общем случае со-
держит следующие элементы: сопровождающий и наводя-
щий радиолокатор, стартовую установку, снаряд и цель.
Стартовая установка должна быть ориентирована та-
ким образом, чтобы движение снаряда при старте проис-
ходило на возможно меньшем расстоянии от оси луча и
ближе к ее направлению. Это необходимо для того, чтобы
в первый промежуток времени после начала старта (в те-
чение которого снаряд имеет скорость ниже минимума,
обеспечивающего достаточную эффективность рулей,
спроектированных для работы при нормальной скорости
снаряда) сохранилась правильная траектория. Если угол
входа снаряда в луч окажется слишком большим, снаряд
может пройти через луч насквозь и будет потерян, наве-
дение без захвата лучом снаряда невозможно. Помимо
этого, когда органы управления снаряда станут эффектив-
ными и начнет работать система управления, в траек-
тории снаряда возникнет некоторый переходный процесс.
Чем лучше согласование между направлением оси сна-
ряда и оси луча, тем меньше будет этот переходный про-
цесс и тем скорее снаряд придет на ось луча. Если стар-
товая установка и радиолокатор относятся к самолетному
типу, то старт должен произойти в направлении полета
самолета-носителя. К моменту, когда снаряд будет иметь
достаточную скорость для наведения по лучу, самолет-
носитель должен находиться в таком положении, чтобы
снаряд и цель оказались внутри луча. Он должен поддер-
живать такое состояние до тех пор, пока не произойдет
попадание снаряда в цель.
На снаряде производится прием информации от луча
при помощи обращенной назад хвостовой антенны. Затем
187
эта информация проходит через приемник, который выде-
ляет сигналы, соответствующие азимуту и углу места.
Эти сигналы усиливаются и приводят в действие руле-
вые машины. Они поворачивают рули высоты и направ-
ления с таким расчетом, чтобы заставить снаряд возвра-
титься к оси луча.
Бортовая управляющая аппаратура снаряда в случае
наведения по лучу проще, чем в других системах управ-
ления. Она заметно проще, чем у снарядов, несущих на
себе и приемник и передатчик.
Простота бортовой аппаратуры является фактором,
повышающим надежность1 системы. Луч радиолокатора,
сопровождающий цель и наводящий снаряд, в течение
всего полета снаряда должен быть направлен на цель.
При использовании системы снарядов класса «воздух —
воздух» это требование ограничивает маневрирование
самолета-носителя. Траектория самолета-носителя в
идеальном случае должна быть такой, чтобы вызывать
наименьшее поперечное движение снаряда. Однако само-
лет-носитель, и не следующий по идеальной траектории,
может наводить снаряд. Для этого должно выполняться
лишь условие, чтобы после захвата снаряда лучом в те-
чение всего времени полета снаряда цель и снаряд вместе
находились в луче.
Для каждой цели, которую необходимо атаковать, тре-
буется свой радиолокатор, но по лучу одного радиолока-
тора могут наводиться несколько снарядов. Радиолокатор
остается занятым с момента захвата снаряда лучом
вплоть до момента накрытия цели.
В системе управления с самонаведением снаряд наво-
дится на цель с помощью устройства, находящегося на
самом снаряде и приводимого в действие каким-либо при-
знаком, отличающим цель. Самонаведение разделяется на
три главных типа — активное, полуактивное и пассивное.
Возможны различные видоизменения и комбинации этих
трех типов в зависимости от намечаемого применения.
Самонаведение может также применяться совместно с
другими способами управления: в частности, возможно,
что в течение одного полета снаряда используется не-
сколько различных способов управления.
Активное самонаведение. Под системой с активным
самонаведением понимают такую, в которой источник
188
Рис. 92. Активное самонаведение:
1 — поисковая цель; 2 — снаряд с наводящейся аппаратурой на цель
энергии, облучающий цель, и приемник энергии, отра-
женной от цели, помещаются на снаряде (рис. 92).
Система с активным самонаведением (в ее простейшей
форме) состоит из передатчика и приемника энергии, ко-
Рис. 93. Полуактивная система наведения:
1 — снаряд с аппаратурой самонаведения; 2 — поражаемая цель; 3 — на-
земный источник облучения цели
торые дают возможность снаряду обнаруживать присут-
ствие цели, счетно-решающего прибора, который опреде-
ляет будущее положение цели, и, наконец, рулевых
устройств, которые по сигналам счетно-решающих
устройств наводят снаряд на цель. Энергия, которой облу-
189
чают цель, может быть в форме радио-, световых, тепло-
вых или звуковых волн. Снаряд, использующий активное
самонаведение, после его запуска полностью автономен,
Снаряду не требуется никаких внешних источников энер-
гии или дополнительной управляющей информации.
Под системой с полуактивным самонаведением
понимают такую, в которой цель облучается источником
энергии, установленным вне снаряда, а отраженная от
цели энергия попадает в приемник, установленный на
снаряде. Этот способ пояснен на рис. 93.
Система с полуактивным самонаведением состоит из
приемника, установленного на снаряде и обнаруживаю-
щего присутствие цели, счетно-решающего устройства
(также на снаряде), вычисляющего будущее положение
цели, органов управления, направляющих снаряд вдоль
Рис. 94. Пассивная система наведения:
/ — цель; 2—снаряд с установленной приемной аппаратурой
желаемой траектории вплоть до накрытия цели, и, нако-
нец, передатчика, облучающего цель и установленного вне
снаряда. Этот передатчик может находиться вне стартовой
установки, он может быть установлен как на поверхности
земли, так и на самолете. Подобно случаю активного
самонаведения, он может излучать энергию в форме ра-
дио-, световых, тепловых или звуковых волн. Принципи-
альное различие между активной и полуактивной систе-
мами состоит в том, что последняя уже не является неза-
висимой от внешних источников. В данном случае
управляющая информация вырабатывается при помощи
энергии, переданной из точки, находящейся вне снаряда.
Существует модификация полуактивной системы само-
наведения, состоящая в том, что передатчик помещается
на снаряде, а приемник отраженной энергии — вне сна-
ряда. Все вычисления, необходимые для определения же-
190
лаемои траектории, производятся также вне снаряда и
соответствующие команды передаются на снаряд.
Под системой с пассивным самонаведением пони-
мают такую, в которой приемник, установленный на
снаряде, использует энергию, излучаемую самой целью.
Она пояснена на рис. 94. В чем основное различие между
пассивной системой и предыдущими двумя? Оно состоит
в том, что в пассивной системе энергия, на которой выра-
батывается управляющая информация, генерируется
самой целью, поэтому не требуется никакого дополни-
тельного источника энергии. В пассивной системе прием-
ник, счетно-решающий прибор и рулевые устройства
играют ту же роль, что и в первых двух; системах. Энер-
гия, используемая для самонаведения, может быть в
форме тепловых, световых, звуковых или радиоволн.
Тактическое применение активного самонаведения в
снарядах класса «воздух — воздух». Снаряд класса «воз-
дух — воздух» запускает-
ся с самолета-перехватчи-
ка или бомбардировщика
по цели, которая может
быть самолетом или дру-
гим снарядом. С того мо-
мента, как система управ-
ления снарядом захватила
цель, она может решать
задачу встречи самостоя-
тельно.
Таким образом, как
только снаряд пущен, пе-
рехватчик вполне свобо-
Рис. 95. Применение активного са-
монаведения в снарядах класса
«воздух — воздух»:
1 — перехватчик; 2 — снаряд с наводя-
щим устройством; 3 — поражаемая
цель — самолет
/ /
//
ден и может оторваться
от атакуемой цели. На
рис. 95 показано одно из
возможных применений
активного самонаведения
в снарядах класса «воз-
дух — воздух». Перехватчик, выпустив снаряд, уходит из
боя. До момента пуска снаряда должна быть выполнена
изложенная ниже схема действий. Теоретически обнару-
жение и захват цели могут быть выполнены несколькими
способами.
191
Для этого могут быть использованы: радиолока-
тор снаряда. Активная система самонаведения мо-
жет работать самостоятельно. Поэтому радиолокатор сна-
ряда может автоматически осуществлять поиск и захват
цели.
Информация о цели, получаемая этим радиолокато-
ром, может быть передана на индикатор, находящийся у
летчика, этот последний получает возможность проверить,
что захвачена именно нужная цель.
Оптическая система. Этот способ обнару-
жения и захвата цели в системе активного самонаведения
состоит в том, что летчик обнаруживает все цели визу-
ально'. Антенна бортового радиолокатора снаряда управ-
ляется от оптического прицела летчика или следит за ним.
Затем радиолокатор снаряда автоматически осуществляет
поиск цели вплоть до ее захвата. Летчик проверяет, что
система действительно захватила именно намеченную
цель.
Радиолокатор перехватчика. Активная
система самонаведения может быть использована вместе
с другим радиолокатором, находящимся вне снаряда. На-
пример, перехватчик может иметь радиолокатор значи-
тельной мощности и с большим размером антенны, чем
снаряд. Поэтому дальность действия радиолокатора, уста-
новленного на перехватчике, будет больше, чем у борто-
вого радиолокатора снаряда. Визуальная система, только
что описанная, имеет меньшую дальность действия, чем
работающая вместе с радиолокатором перехватчика.
Кроме того, визуальная система не выгодна в плохую
погоду или в ночное время.
Рассмотрим далее применение активного самонаведе-
ния для снарядов класса «воздух — воздух». Предполо-
жим, что летчик перехватчика при обнаружении и сопро-
вождении цели, а также при решении задачи встречи
пользуется самолетной аппаратурой управления огнем.
Тогда летчик будет вести самолет именно так, как необ-
ходимо для правильного пуска снаряда. Потребная точ-
ность вывода перехватчика на позицию, с которой можно
выпустить снаряд, зависит от ограничений, свойственных
данному типу системы. К ним относятся максимально до-
пустимая скорость поворота снаряда, допустимая ошибка
при старте, называемая ошибкой прицеливания и ожидае-
мым рассеиванием, пределы свободного поворота антенны
192
бортового радиолокатора снаряда. Поэтому летчик должен
сближаться с целью до того момента, когда бортовой ра-
диолокатор снаряда захватит цель или будет иметься
большая вероятность ее захвата. Тогда летчик выпускает
снаряд, после чего он может или выйти из боя, или выпу-
стить следующий снаряд. Пропускная способность актив-
ной системы самонаведения ограничивается только
количеством снарядов, имеющихся на перехватчике, и
временем, погребным на подготовку пуска снаряда. Тео-
ретически перехватчик имеет возможность выстрелить
больше чем одним снарядом по одной и той же цели. Но он
также имеет возможность выпустить один снаряд по од-
ной цели, а затем уйти и выпустить второй снаряд по
другой цели.
Количество целей, которые могут быть атакованы, и
число снарядов, которые можно выпустить по одной и той
же цели, зависят от времени, необходимого для обнару-
жения, захвата цели бортовым радиолокатором снаряда,
и, наконец, от времени, нужного на самый пуск снаряда.
Это время должно быть доведено до минимума. Очевидно
также, что число атак, которое может провести перехват-
чик, зависит от количества несомых им снарядов. Это ко-
личество определяется конструктивными параметрами
снаряда, такими, как лобовое сопротивление, габарит и
вес. Однако число снарядов, которое можно выпустить по
одной и той же цели, ограничивается не только запасом
снарядов на перехватчике, но и возможностью возникно-
вения взаимодействия между снарядами с их радиолока-
ционными установками и радиолокатором самого пере-
хватчика. Эти явления, конечно, можно ослабить, если
заставить радиолокаторы снарядов работать на частотах,
несколько отличающихся друг от друга, чтобы не иметь
мешающего взаимодействия между радиолокационными
установками самих снарядов. Однако число атак, которое
можно выполнить по одной или различным целям, опреде-
ляется главным образом условиями, которые зависят от
скорости цели и перехватчика, высоты и ракурса. Пере-
хватчик должен иметь достаточную информацию о поло-
жении и намерениях цели, чтобы вступить в бой, прежде
чем противник выполнит свое основное задание.
Очевидно, вследствие ограниченности места и полез-
ной нагрузки на перехватчике, снаряд должен быть неве-
лик по габариту и весу. Снаряд класса «воздух — воздух»,
V4-13 Пономарев А. Н. 193
использующий активное самонаведение, имеет сравни-
тельно малую дальность действия.
Тактическое применение активного самонаведения в
снарядах класса «воздух — земля (корабль)». На рис. 96
представлена схема применения снаряда класса «воз-
дух — земля» с использованием активного самонаведения.
В этом примере снаряд, пущенный с самолета, самэна-
Рис. 96. Применение активного самонаведения в снарядах
класса «воздух — земля (корабль)»:
/ — поражаемая цель (корабль или иной объект); 2—снаряд, по-
ражающий цель, с самонаводящей аппаратурой; 3 — самолет,
выпускающий снаряд
водится активным образом на корабль. В реальных усло-
виях цели могут быть весьма разнообразными по разме-
рам — от таких больших, как город, до таких малых, как
мост или плотина. Порядок выполнения атаки сходен с
тем, который уже был рассмотрен для снарядов класса
«воздух — воздух». Основная разница состоит в том, что
цели имеют значительно меньшие скорости, вследствие
чего время, необходимое для выполнения атаки, может
быть большим.
В большинстве случаев обнаружение цели будет вхо-
дить в обязанности радиолокатора, установленного на
самолете-носителе. Решение задачи встречи будет выпол-
няться самолетной системой управления огнем. Пользуясь
194
этим решением, самолет сможет лететь по правильной
траектории, пока бортовой радиолокатор снаряда не за-
хватит цель, после чего' можно выпускать снаряд. После
выпуска снаряда самолет может уйти или атаковать но-
вую цель. Возможность применения метода активного
самонаведения для снарядов класса «воздух — земля»
определяется свойствами атакуемой цели и типом боевой
части снаряда. Очевидно, для осуществления такой си-
стемы необходимо, чтобы цель имела некоторый признак,
отличающий ее от окружающего фона и относящийся к
ее размерам или движению. Активная система целесооб-
разна для действий по одиночной цели, такой, как корабль
в море. Если снаряд имеет боевую часть с разрушающей
силой, достаточной для поражения на больших площа-
дях, то высокой точности от системы не потребуется.
Вследствие большой трудности для снаряда после пуска
удержать захваченную цель, возможно, наиболее подхо-
дящей будет такая система, в которой летчик самолета-
носителя сможет удерживать управление снарядом за со-
бой и после запуска.
Рис. 97. Применение активы".о самонаведения в снарядах
класса «земля — земля» (поверхность — поверхность):
/ — корабль, выпускающий снаряд; 2 — снаряд с самонаводящейся
аппаратурой; 3 — поражаемая цель с излучением
Тактическое применение активного самонаведения в
снарядах «земля — земля». На рис. 97 показан пример
активного самонаведения снаряда класса «земля —
земля» (поверхность — поверхность).
На этом рисунке снаряд стартует с корабля, и осу-
ществляется активное самонаведение по другому ко-
раблю. Хотя ограничения по габариту и весу для снаряда
класса «земля — земля» или «корабль — корабль» не
настолько строги, как в снарядах класса «воздух — воз-
дух» и «воздух — земля», все же, применяя одно только
активное самонаведение, он остается снарядом сравни-
тельно малой дальности. Снаряд класса «земля — земля
(корабль)», рассчитанный на большую дальность, должен
"13 Пономарев А И
195
использовать другие средства управления. Они различны
для конечного этапа и для этапа сближения с целью, в
процессе которого снаряд лишь подводится к цели на
расстояние, допускающее использование системы управ-
ления конечного этапа. Если в качестве метода управле-
ния на конечном участке используется активное самонаве-
дение, цель, как было указано выше, должна иметь
какой-то отличительный признак, выделяющий ее из окру-
жающего фона, поскольку радиолокатор снаряда должен
захватить цель. Дальность захвата цели бортовым радио-
локатором снаряда должна быть тщательно согласована
с точностью метода наведения и управления на этапе
сближения. При этом бортовому радиолокатору может
потребоваться работа в режимах поиска и сопровожде-
ния.
Для операции малой дальности бортовой радиолокатор
снаряда, находящегося еще на стартовой установке, мо-
жет быть направлен на цель с помощью радиолокатора
управления огнем, который обнаруживает цель раньше.
С момента захвата цели системой активного самонаведе-
ния снаряд становится полностью автономным.
Полуактивное самонаведение. В этом случае вне сна-
ряда находится специальное устройство, которое подсве-
чивает и сопровождает цель, а также передает на снаряд
синхронизирующие сигналы. Предположим, что таким
устройством является радиолокатор. Сопровождающий
контур на снаряде состоит из головной антенны с прием-
ником (принимающей энергию, отраженную от цели) и
хвостовой антенны с приемником (принимающей энергию
непосредственно от подсвечивающего радиолокатора).
Хвостовая антенна и приемник используются для синхро-
низации системы управления и подсвечивающего радиоло-
катора, чтобы определение дальности и другие измерения
могли производиться непосредственно на снаряде.
Выше было указано, что снаряды, использующие ак-
тивное самонаведение, имеют сравнительно малую даль-
ность действия. Ограничения по дальности получаются
из-за размеров антенны, которые допустимы для головной
части снаряда, и за счет максимальной мощности, которой
можно располагать на снаряде с учетом имеющихся огра-
ничений габарита и веса бортовой аппаратуры.
Ограничения по максимальной дальности могут быть
несколько уменьшены, если радиолокационный передат-
196
чик удален от снаряда, что и делается в поЛуактивном
самонаведении. Поскольку стартовая станция может не-
сти значительно более тяжелое и громоздкое оборудова-
ние, чем снаряд, можно увеличить и мощность передат-
чика и размеры передающей антенны.
Тактическое применение полуактивного самонаведения
снарядов класса «воздух — воздух». Такая система изо-
бражена на рис. 98. Снаряд запускается с перехватчика,
который продолжает подсвечивать цель до момента ее
накрытия снарядом. Целью может быть самолет или дру-
гой снаряд.
Рис. 98. Применение полуактивного самонаведения в сна-
рядах класса «воздух — воздух»:
/ — перехватчик с излучением, выпускающий снаряд; 2 — управ-
ляемый снаряд; 3 — цель — самолет с излучением
При полуактивной системе управляющая информация
получается при помощи энергии, отраженной от цели. По-
этому подсвечивающий радиолокатор должен быть все
время направлен на цель. Система может работать только
по одной цели, но с несколькими снарядами.
Преимущество этой системы перед активной системой
состоит в возможности получить значительную дальность
самонаведения, поскольку может быть установлен пере-
хватчик большей мощности и антенна больших размеров,
чем на снаряде. Порядок действия при захвате цели и
пуске снаряда остается тем же, что и при активной си-
стеме. Однако требования, предъявляемые системой уп-
равления к поведению перехватчика после пуска снаряда,
становятся отличными по сравнению с активной системой.
В активной системе после пуска снаряда самолет-носи-
тель свободен от необходимости идти к цели, чего нельзя
допустить в полуактивной системе.
Подсвечивающий радиолокатор должен быть направ-
лен на цель непрерывно до момента ее накрытия снаря-
дом и подавать синхронизирующий сигнал на снаряд че-
рез его хвостовую антенну. Это, естественно, накладывает
некоторые ограничения на движение перехватчика, зави-
13* 197
сящие от маневренной способности снаряда, ширины луча
и так называемого угла подсвечивания (угол между тра-
екторией полета перехватчика и линией визирования
цели), а также от числа выпущенных снарядов. Методы
сближения перехватчика с целью во время атаки могут
быть весьма различными.
Поскольку подсвечивающий радиолокатор после пуска
снаряда должен быть непрерывно направлен на цель,
допустимое для перехватчика маневрирование должно
быть основательно изучено и совместимо с работой всех
элементов системы управления. Перехватчику желательно
сохранить некоторую свободу маневрирования для того,
чтобы он мог избежать защитного огня противника.
При полуактивной системе самонаве-
дения для класса «воздух — земля (ко-
р а б ль)», когда снаряд стартует с самолета, он должен
подсвечивать цель до накрытия ее.
Характер и размер цели могут изменяться от отдель-
ного моста до целого города. Цель должна иметь некото-
рый признак, выделяющий ее из окружающего фона,
чтобы были возможны селекция и сопровождение. При
полуактивной системе летчик может непрерывно контро-
лировать работу радиолокатора, чтобы убедиться, что он
подсвечивает именно выбранную цель. Так как в этом
случае цели будут иметь сравнительно малую скорость,
вопрос времени не является здесь настолько ограничен-
ным, как это имеет место в классе «воздух — воздух».
В системе «земля — земля (корабль)» при
использовании полуактивной системы наведения снаряд
стартует с наземной установки или корабля, и целью мо-
жет служить корабль или любой объект на поверхности
земли. Как и в системе класса «воздух — земля (ко-
рабль)», цель должна иметь некоторый отличительный
признак.
Пассивное самонаведение. Из трех основных схем са-
монаведения пассивная система требует наименьшего ко-
личества оборудования на самом снаряде. В этом случае
цель сама является источником энергии, используемой для
управления, и никакого передатчика не требуется. Эта
энергия может быть энергией звуковых, световых, тепло-
вых или радиоволн. Системы самонаведения при помощи
видимого или инфракрасного света в принципе один а-
198
ковы, а принцип использования инфракрасных лучей рас-
смотрен более подробно самостоятельно.
Тактическое применение пассивного самонаведения.
В этой схеме (рис. 99) снаряд принадлежит к классу
«воздух — воздух». До пуска снаряда необходимо снова
выполнить все те действия, которые были описаны выше
для систем класса «воздух — воздух» (см. рис. 98). Обна-
ружение цели может происходить при помощи какой-
нибудь установки на перехватчике или при помощи борто-
вой аппаратуры на самом снаряде. После обнаружения
цели перехватчик должен занять правильную исходную
позицию для пуска снаряда. Поскольку пассивная си-
стема не требует излучения перехватчиком какого-нибудь
Рис. 99. Применение пассивного самонаведения в задаче
класса «воздух — воздух»:
1 — самолет-носитель, 2 — снаряд, 3 — поражаемая цель — самолет с
излучением
вида энергии, сразу же после пуска снаряда перехватчик
оказывается свободен и может уйти. Главное преимуще-
ство пассивной системы состоит в простоте бортовой
управляющей аппаратуры. На снаряде нет необходимости
в специальном передатчике, и все следящее оборудование
может быть сделано очень компактным.
Второе преимущество состоит в том, что после захвата
цели пассивная система становится совершенно автоном-
ной. Для использования пассивной системы необходимо,
чтобы цель излучала энергию, пригодную для выработки
управляющей информации, и чтобы имелись достаточные
сведения о действительных излучениях цели. Например,
применение пассивного самонаведения на радиочастотах
основано на предположении, что противник будет излу-
чать такую энергию в необходимое для нас время. Оче-
199
видно, что, если цель замолчит на время атаки, эта форма
пассивного самонаведения не сможет быть использована.
Применение пассивных средств самонаведения на ви-
димых или инфракрасных лучах предполагает наличие у
цели некоторого признака, выделяющего ее из окружаю-
щего фона. Метеорологические условия, тип и ракурс
цели, свойства фона могут быть причинами, от которых
зависит удачное или неудачное использование системы.
Радиус действия подобных систем может значительно
уменьшаться при тумане или облачности. Если цель не
излучает света или тепла, достаточно отличающегося от
излучения фона, пассивная система применима быть не
может.
Астронавигационная система наведения. Эта система
используется на снарядах дальнего действия, предназна-
ченных для бомбардировки стационарных стратегических
целей. Все астронавигационные системы получают данные
с помощью телескопического устройства, способного авто-
матически следить за звездами. Перед запуском полет
полностью программируется заранее, и нужное взаимо-
расположение снаряда и выбранных звезд определяется
для каждого момента его пути. При больших дальностях
или при большой продолжительности полета осуществ-
ляется переключение слежения с одних звезд на другие.
В случае, когда по какой-либо причине звезды не бу-
дут видимы: (плотные облака, обледенение астролюка),
автопилот будет продолжать вести снаряд по заданному
курсу. Снаряд должен быть снабжен также программным
механизмом, который в определенный момент направит
снаряд на цель под необходимым углом пикирования.
Инерциальная система. В связи с разработкой само-
летов, ракет и самолетов-снарядов дальнего действия,
предназначенных для поражения целей, расположенных в
определенных точках земного шара, возникла необходи-
мость в создании автономных систем управления поле-
том. Причем работа их не должна зависеть от средств
наземного обслуживания. Эти системы при работе не дол-
жны быть подвержены действию внешних помех, сами
не должны создавать радиоизлучений, способствующих
обнаружению аппарата, на котором они установлены.
Вместе с тем эти системы должны работать в любое
время суток, на различных высотах полета, во всяких
200
метеорологических условиях и в различных географиче-
ских координатах.
Несколько лет тому назад появились сообщения
о создании новой системы управления — инерциальной.
В этой системе используются принципиально новые ме-
тоды, основанные на измерении и суммировании ускоре-
ний. В отличие от других систем инерциальная система не
дает ошибок вследствие маневрирования самолета, ветра,
магнитных бурь и различного рода помех естественных и
искусственно создаваемых. Эта система способна опреде-
лять положение движущегося объекта относительно точки
старта путем измерения ускорений объекта относительно
Земли. Полное расстояние, пройденное этим объектом от
точки старта, равно двойному интегралу (суммированию)
от ускорения за интервал времени, равный времени дви-
жения.
В комплект инерциальной системы обычно' входит
два или три акселерометра для измерения величины уско-
рений, действующих на самолет. Эти акселерометры уста-
навливаются на гиростабилизированной платформе, кото-
рая служит для поддержания их в горизонтальном поло-
жении независимо от места и положения объекта. Кроме
этого, в системе имеется вычислительное устройство, пре-
образовывающее пройденную дистанцию в соответствую-
щее изменение широты и долготы. Это устройство выпол-
няет также функцию вычисления расстояния и курса, по
которому следует лететь к цели. Имеется также специ-
альное корректирующее устройство, предназначенное для
компенсации погрешностей, вызываемых несферичностью
Земли и ее вращением. Таким образом, приборы, измеря-
ющие ускорения, образуют центральную часть всех извест-
ных инерциальных систем.
Для уяснения задачи, выполняемой счетно-решающим
устройством в инерциальной системе, сравним его действие
с человеком-навигатором, который для определения сво-
его местоположения выполняет ряд стандартных расче-
тов из данных наблюдений. Он пользуется картами, таб-
лицами и вычислениями. Автоматический инерциальный
навигатор выполняет то же самое, используя в качестве
своих инструментов современные электронные приборы.
Основным способом наблюдения для инерциального на-
вигационного устройства является измерение истинного
ускорения относительно инерциального пространства, про-
201
изводимое по нескольким фиксированным в пространстве
направлениям.
Для получения этих данных необходимы высокоточные
акселерометры, которые чувствуют ускорения, и высоко-
качественные гироскопы, поддерживающие фиксированное
направление в пространстве. Счетно-решающее устройство
может, зная текущую долготу и широту местонахождения
объекта и цели, вычислить расстояние, которое осталось
пройти к объекту, а также курс на цель.
Указывается, что вследствие высокой точности, необ-
ходимой в инерциальной системе, конструирование си-
стемы затруднено. Дорого обходится и изготовление их
в производстве. К тому же система с большой дальностью
действия может весить десятки и сотни килограммов. Ос-
новные трудности при созданий вызывают гироскопы. Тем
не менее, как указывается в иностранных источниках, в
настоящее время могут быть получены малые отклонения
от цели при полете на большие дальности.
В связи с трудностями, которые встретились при со-
здании гироскопов, акселерометров высокой точности, на-
чались изыскания по созданию смешанных систем, исполь-
зующих средства радиолокации и астронавигации. Этими
средствами производится корректирование накапливаю-
щихся ошибок, возникающих в чистой инерциальной си-
стеме, вследствие элементов недостаточной точности.
Наиболее распространенной смешанной системой яв-
ляется система, использующая радиолокационную аппа-
ратуру, работающую на так называемом принципе Доп-
плера. Антенна радиолокатора устанавливается внизу са-
молета и имеет направленное излучение вперед или назад.
В этом типе радиоустройства производится непрерывное
излучение радиосигналов. Когда часть отраженной от
земли энергии достигнет антенны, то ее частота будет не-
сколько отличаться от ранее излучаемой частоты. Раз-
ность этих частот пропорциональна скорости движения
объекта относительно земли. Измеряя эту разность частот
по продольной и поперечной осям самолета, можно полу-
чить два вектора скорости, сумма которых дает полный
вектор путевой скорости. Затем эта скорость относительно
земли сравнивается со скоростью, получаемой в чисто
инерциальной системе. В случае возникновения разности
между ними в интегратор вводится соответствующее сме-
щение, чтобы эти две скорости были одинаковыми.
202
Если объект летит над территорией, где внешнее излу-
чение радиолокатора неопасно, в этом случае он может
служить главным датчиком скорости. На объектах, дейст-
вующих над территорией противника, радиолокатор мо-
жет включаться на несколько секунд через различные ин-
тервалы времени. Предполагают, что инерциально доппле-
ровская система навигации будет иметь ошибку не более
1,5% от пройденной дистанции в течение десятичасового
полета.
Инерциальная система, предназначенная для уста-
новки на дальний бомбардировщик или транспортный
самолет, может использовать также имеющийся авиацион-
ный обычный радиолокатор, предназначенный для бом-
бометания или навигации. Штурман в этом случае, как
известно, определяет свое местоположение по видимым
ориентирам или радиолокационным маякам.
Определенное так местоположение можно сравнить с
координатами, высчитанными инерциальной системой.
При наличии разности в координатах в индикатор инерци-
альной системы могут быть внесены исправления.
Вторым способом уточнения данных инерциальной си-
стемы является использование автоматической системы
астронавигации. Измеряя положение двух звезд, можно
определить местоположение объекта в любом месте на
земной поверхности.
Счисление пути. Последние десять лет характеризова-
лись в части аэронавигационного оборудования широким
развитием приборов, автоматически или полуавтоматиче-
ски выполняющих работу штурмана по определению ме-
стоположения самолета путем счисления пройденного пути
от места взлета или какой-либо другой точки, фиксиро-
ванной на земной поверхности. Такие приборы, как из-
вестно, состоят из датчика воздушной скорости, гиромаг-
нитного компаса, датчика ветра и различного рода пре-
образователей, счетчиков координат и интеграторов.
Подобные агрегаты объединяются в одно общее
устройство, называемое автоштурманом или навигацион-
ным координатором. Метод определения местонахожде-
ния самолета при помощи подобных приборов называют
методом аэронавигационного счисления пути. Для опре-
деления местонахождения самолета предварительно уста-
навливаются точные координаты исходного положения
самолета, а затем в полете производится измерение век-
203
тора скорости, для чего могут быть применены указатели
воздушной скорости и направления. Местоположение са-
молета определяется суммированием (интегрированием)
скорости по времени. Точность измерения скорости полета
и направления полета самолета в настоящее время недо-
статочна, а следовательно, ошибки в определении место-
нахождения самолета достигают большой величины по
отношению к пути, пройденному самолетом от исходного
контрольного пункта. Почему дальнейшее усовершенство-
вание метода аэронавигационного счисления пути затруд-
нено? Точность показателя воздушной скорости имеет
определенный предел еще и потому, что воздушная ско-
рость определяется как скорость относительно массы воз-
духа, а не относительно земли. Вследствие этого неучи-
тываемая скорость ветра вызывает ошибки, которые еще
больше нарушают точность определения местонахождения
самолета.
Более точным методом определения местонахождения
самолета являются астрономические наблюдения, когда
измеряются углы между направлениями на звезды и ме-
стной вертикали по отношению к земле.
Однако при движении самолета точное определение
местной вертикали весьма затруднительно, и ошибки при
этом достигают большой величины. При этом методы
астронавигации трудно использовать при облачности и в
светлое время суток.
Следует указать также, что навигационные расчеты
до сих пор занимали длительное время и затрудняли ис-
пользование астрономических наблюдений для целей на-
вигации.
Инфракрасные системы обнаружения и наведения.
В инфракрасной технике в последнее время достигнуты
настолько значительные успехи, что сейчас уже сущест-
вует возможность замены радиолокаторов инфракрасными
системами в областях обнаружения и наведения. Воз-
можно также применение смешанных систем, использую-
щих как радиолокационную, так и инфракрасную технику.
Одно из основных достоинств этой новой аппаратуры
поиска и наведения — ее высокая помехоустойчивость.
Инфракрасные и радиолокационные системы во многом
похожи. Инфракрасное излучение целей представляет со-
бой маломощный низкочастотный сигнал после обнаруже-
ния цели. Параболическое устройство, используемое для
204
собирания и фокусировки инфракрасной энергии, очень
сходно с параболической антенной, используемой в радио-
локационных системах.
Инфракрасные лучи представляют собой электромаг-
нитное излучение с диапазоном частоты, лежащим между
видимым светом и микроволновым диапазоном. По неко-
торым своим свойствам инфракрасные лучи напоминают
видимый свет, по другим свойствам они близки к радио-
волнам.
Например, для собирания и фокусировки инфракрас-
ной энергии используются такие же параболические зер-
кала и линзы, как и для видимого света. Вместе с тем
инфракрасное излучение может проникать через мате-
риалы, которые непроницаемы для видимого света. Ин-
фракрасное излучение проявляется в результате теплового
движения молекул внутри предмета. Таким образом, лю-
бой предмет, температура которого выше абсолютного
нуля (—273° С), где прекращается молекулярное тепло-
вое движение, излучает инфракрасную энергию. Инфра-
красное излучение не следует смешивать с «тепловыми
волнами» — передачей тепловой энергии путем теплопро-
водности, или конвекции, хотя инфракрасные лучи нагре-
вают любой предмет, на который они попадают.
Теплопроводность, или конвекция, требует наличия
физической среды, например воздуха, через которую мо-
жет передаваться тепло. Инфракрасная энергия может
распространяться через вакуум.
Сравнение радиолокационных и инфракрасных систем
показывает, что последние обладают рядом преимуществ
и недостатков. В противоположность радиолокаторам, ко-
торые должны генерировать микроволны и принимать от-
раженные от цели сигналы, инфракрасные системы обна-
руживают инфракрасное излучение, генерируемое любым
объектом, температура которого выше абсолютного нуля.
В противоположность радиолокаторам инфракрасное
излучение цели, насколько это в настоящее время изве-
стно, не может быть скрыто. Помехи, которые могут дез-
ориентировать, или обмануть, инфракрасную систему на-
ведения или обнаружения путем создания ложных источ-
ников инфракрасной радиации, создать очень трудно.
По сравнению с радиолокационными инфракрасные си-
стемы проще, легче и дешевле. В иностранной печати при-
водится пример, что управляемый снаряд «Фолкон» с
205
радиолокационной системой наведения стоит примерно в
10 раз дороже, чем снаряд «Сайдуиндер» (Гремучая
змея), несмотря на то, что они предназначены для выпол-
нения одних и тех же задач.
В снаряде «Сайдуиндер» используется всего семь элек-
тронных ламп, тогда как в снаряде «Фолкон» имеется не-
сколько десятков ламп.
Помимо этого, инфракрасные системы работают на ча-
стотах, которые примерно в 1000 раз выше самой высо-
кой частоты, используемой в обзорных радиолокаторах.
Так как разрешающая способность (способность выде-
лять отдельные объекты) инфракрасной и радиолокаци-
онной систем пропорциональна частоте и диаметру ан-
тенны, то инфракрасные системы могут иметь значительно
меньшие антенны, чем радиолокаторы, и вместе с тем
значительно лучшую разрешающую способность.
По данным печати, при дальности в 8 км радиолокатор
3-см диапазона с диаметром антенны 300 мм может раз-
личить два самолета как отдельные цели, если расстояние
по нормали между ними равно 1,6 км и более. Радиолока-
тор, работающий на длине волны 8 мм, может различить
два самолета, если расстояние между ними 400 м. Инфра-
красные же системы могут с диаметром антенны 75 мм
различать на расстоянии 8 км каждый двигатель двух-
моторного самолета.
Возможности опознавания целей при применении ра-
диолокационного экрана хуже. Например, если бомбар-
дировщик В-52 и транспортный самолет ДС-6 изобража-
ются на радиолокационном экране в виде идентичной
отметки, то инфракрасные системы обнаружения могут
различать и в некоторых случаях опознать цель по ее ин-
фракрасному спектру. Это возможно потому, что наиболее
интенсивное инфракрасное излучение определяется тем-
пературой объекта. Так, излучение от реактивного дви-
гателя происходит главным образом на длине волны при-
мерно 2-4-3 микрона, а от поршневого двигателя на длине
волны примерно 8 микрон.
Однако инфракрасные системы не имеют возможности
измерить дальности до цели в противоположность радио-
локаторам, которые измеряют дальность до цели по вре-
мени прохождения отраженных радиоволн.
Высокочастотным радиолокаторам свойственно неко-
торое ослабление силы сигнала в воздухе в связи с нали-
206
чием влаги и кислорода. Однако затухание инфракрасных
сигналов на высотах менее 9 4- 12 км значительно больше,
за исключением некоторых участков инфракрасного
спектра, называемых волнами.
Сильный дождь и туман могут уменьшить дальность
инфракрасных систем почти в такой же степени, как зри-
тельную видимость. Кроме того, тот факт, что каждый
объект излучает инфракрасные лучи, становится серьез-
ным недостатком, когда инфракрасные системы использу-
ются для наведения управляемых снарядов, обнаружения
целей или управления огнем. Например, инфракрасная
энергия Солнца, отраженная от быстроизменяющейся
облачности, может отвлечь снаряд от цели с реактивным
двигателем.
Каковы основные причины роста интереса к инфра-
красной технике? Это появление скоростных реактивных
самолетов и управляемых снарядов с силовыми установ-
ками, представляющими собой отличные инфракрасные
цели, а также увеличение стоимости и трудности получе-
ния больших дальностей действия радиолокаторов.
Необходимо заметить, что отсутствие у реактивных
самолетов винта, который является очень эффективным
рефлектором электромагнитной энергии, а также более
обтекаемая форма реактивного самолета приводят к тому,
что эффективная отражательная поверхность его оказы-
вается меньше, чем у самолета с винтомоторной группой.
Радиолокатор будет иметь меньшую дальность такого
обнаружения бомбардировщика, как В-68, по сравнению
с дальностью обнаружения бомбардировщика В-29 с пор-
шневыми двигателями.
С другой стороны, более горячие по сравнению с пор-
шневыми двигателями выхлопные газы реактивного или
ракетного двигателя делают его гораздо лучшей инфра-
красной целью. Выхлопная часть реактивного двигателя
самолета является наиболее подходящей целью для управ-
ляемого снаряда с инфракрасным наведением. Она огра-
ничивает перехватчик возможностью атаки только в зад-
ней полусфере, где он может подвергнуться обстрелу со
стороны хвостового вооружения бомбардировщика. Кроме
того, такой перехват связан с потерей времени для атаки.
С ростом скоростей самолетов и управляемых снарядов
аэродинамическое нагревание обшивки делает ее эффек-
тивным излучателем инфракрасной энергии, хотя и не та-
207
ким мощным, как силовая установка. Например, самолет
или снаряд, летящий со скоростью, соответствующей
М = 0,8 на высоте 9000 м, будет иметь температуру об-
шивки около + 20° С. При скорости, соответствующей
А4 = 2,4, температура его обшивки увеличится вдвое. Это
означает, что в таком случае величина излучаемой инфра-
красной энергии при скорости М — 2,4 увеличится в
16 раз, а интенсивность сигнала в одной части спектра
фактически возрастет в 32 раза.
Таким образом, увеличение скорости самолета или сна-
ряда от М = 0,8 до М = 2,4 приводит к тому, что распо-
лагаемое время перехвата при инфракрасном обнаруже-
нии увеличится в 4 ч- 5 раз.
Наличие в воздухе водяных паров и двуокиси углерода
приводит к поглощению и рассеиванию инфракрасной
энергии, неравномерному на различных участках спектра.
Выше указывалось, что участки спектра, в которых инфра-
красная энергия передается без заметного поглощения,
называются «окнами». На уровне моря наибольшая проз-
рачность этих инфракрасных окон наблюдается при опре-
деленных условиях. С увеличением высоты ширина про-
пускания инфракрасных окон увеличивается вследствие
уменьшения плотности воздуха и количества водяных
паров.
На высотах 9000 м и выше атмосферное поглощение
практически отсутствует, за исключением двух узких уча-
стков спектра.
В связи с этим, когда инфракрасные системы применя-
ются на больших высотах, например в снарядах класса
«воздух—воздух», атмосферное поглощение очень мало
или вовсе не влияет на характеристики системы. Но во
многих случаях применения, например для систем бом-
бометания, обзора и наземных систем обнаружения высо-
колетящих целей, инфракрасное излучение должно пройти
через воздух и водяные пары. Атмосферное поглощение
значительно ограничивает применение этого вида техники.
Почти во всех пассивных инфракрасных системах в
качестве индикаторов применяются тепловые индикаторы
или фотосопротивления. На чем основано действие теп-
лового индикатора? При облучении его чувствительного
слоя инфракрасными лучами инфракрасная энергия
превращается в тепловую, и электрическое сопротивление
чувствительного слоя заметно изменяется.
208
Инфракрасные системы наведения, как и радиолока-
ционные, снабжены обтекателем. Он должен обладать
высокой прозрачностью по отношению к инфракрасным
лучам в том участке спектра, для которого он предназна-
чен, а также должен быть жестким и прочным.
Новой и интересной областью является сочетание ра-
диолокации и инфракрасной техники.
Тах, например, на снаряде типа «воздух—воздух» мо-
гут быть установлены и пассивная инфракрасная система
самонаведения и пассивная радиолокационная система.
Если на бомбардировщике противника будет включено
оборудование для создания радиопомех, то бортовой ра-
диолокационный приемник снаряда может быть исполь-
зован для наведения на источник помех. Если же на бом-
бардировщике оборудование для создания помех не при-
меняется, то снаряд может наводиться на двигатели бом-
бардировщика инфракрасной головкой самонаведения.
Можно построить самолетную бортовую инфракрасную
систему наведения или управления огнем истребителя, ко-
торая, как указывается в иностранной печати, стоит в
10 раз меньше аналогичной радиолокационной системы,
имеет во столько же раз меньший вес и при диаметре
зеркала ПО 4-150 мм обладает более высокой разре-
шающей способностью по сравнению с радиолокационной
системой с антенной диаметром 600 мм.
ГЛАВА IV
ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТА
Для безопасности полетов, особенно для пассажирских
самолетов, большое значение имеют прогнозы погоды.
Перед полетом летчику сообщается общее состояние по-
годы, а во время полета он регулярно получает о ней
дальнейшую информацию. Если летчику сообщают о гро-
зовых или штормовых условиях по маршруту полета, то
он старается от них уйти. Центры штормов и грозовые
фронты находятся в постоянном и в большинстве случаев
быстром движении, а кроме того, могут быстро возникать
и снова рассеиваться. Порой грозовой фронт не может
быть точно опознан или занимает настолько большое про-
странство, что его трудно или невозможно обойти. По-
этому летчик самолета может оказаться в неблагоприят-
ной метеорологической обстановке. В таких случаях на
борту самолета необходимо иметь устройство, показываю-
щее метеорологическую обстановку по трассе полета и
дающее возможность обнаруживать области, где свиреп-
ствует шторм, сильный дождь или град. Таким устрой-
ством является самолетная радиолокационная станция.
Она имеет важное значение для обеспечения безопасного
полета.
По данным иностранной печати, с помощью средств
радиолокационной техники был создан практически испы-
тываемый в настоящее время метод непрерывного наблю-
дения погоды на расстояниях до 200 км в направлении
полета. Изображение на индикаторе радиолокатора пред-
ставляет собой достоверную картину метеорологической
обстановки, которая исключает ошибки и легко> расшиф-
ровывается. Воспроизведение дает настолько' четкие под-
робности, что могут быть опознаны даже узкие «окна?> в
210
широком грозовом фронте. В этих местах можно без-
опасно пролетать через тучи. Даже в областях с плохой
погодой с помощью бортовой радиолокационной уста-
новки можно найти относительно спокойный путь для
полета. Такая установка особенно необходима для даль-
них полетов, а также при отсутствии видимости, особенно
при полете по приборам или ночью.
Основой для создания метеорологического радиолока-
тора служит явление, заключающееся в том, что отдель-
ные капли воды, вне зависимости от того, находятся ли
они во взвешенном состоянии в воздухе (например, в виде
тумана или облаков) или падают в виде дождя, снега,
крупы или града вниз, в случае облучения их очень ко-
роткими электромагнитными волнами отражают часть их
энергии, причем степень отражения зависит от концентра-
ции и величины капель. Однако радиолокатор предназна-
чен не только для обнаружения областей дождя, тем бо-
лее, что эти области имеют второстепенное значение для
безопасности полета. Его назначение заключается глав-
ным образом в обнаружении областей сильных течений
воздуха^ которых при полетах стараются избегать. Эти
области характеризуются тем, что в относительно неболь-
шом пространстве имеют место интенсивные колебания в
направлении и скорости воздушных потоков, а иногда
также завихрения. Самолетный радиолокатор, кроме того,
может быть использован для наблюдения и воспроизве-
дения в виде карты земной поверхности для предупрежде-
ния о наличии гор и других высоких препятствий, а также
для обнаружения радиолокационных маяков.
Такая самолетная радиолокационная станция рабо-
тает принципиально так же, как стационарные или по-
движные наземные установки. Станция имеет подвижную
антенну, равномерно вращающуюся вокруг вертикальной
оси.
Антенна конструируется таким образом, что легко обес-
печивается ее установка в носовой части самолетов. Она
закрывается обтекателем из материала, обеспечивающего
возможно меньшее затухание радиоволн. Антенна снаб-
жена автоматической стабилизацией для компенсации кре-
нов самолета при выполнении маневра или при порывах
ветра. Этим достигается постоянное положение антенны
при любых отклонениях самолета. Питание антенны осу-
211
ществляется через специальный волновод. Импульсная
мощность равна 40 квт, и при этом достигается дальность
порядка 275 км.
Приемник конструктивно объединен с передатчиком,
к последнему одновременно подключаются два индика-
тора. Они располагаются таким образом, что хорошо
видны обоим летчикам. Индикаторы независимы один от
другого и имеют три шкалы дальности: 37, 92 и 275 км.
Благодаря этому первый летчик может, пользуясь первой
шкалой, видеть, что делается в ближней зоне, тогда как
второй летчик или штурман может в это время изучать
дальнюю зону и прокладывать наиболее благоприятный
курс.
Помимо этого, значительную помощь в навигации ока-
зывает наблюдение с помощью самолетного радиолока-
тора за земной поверхностью, особенно для ночных поле-
тов и полетов в областях, где имеется мало вспомога-
тельных навигационных средств. Хотя воспроизведение
земной поверхности на экране локатора и отличается от
привычной зрительной картины, но реки, береговые линии
и другие характерные земные ориентиры распознаются
достаточно отчетливо.
В ряде стран в настоящее время уделяют боль-
шое внимание работам, связанным с процессами управ-
ления самолетами и новыми методами индикации пове-
дения самолета в воздухе. Целью работ является:
улучшение использования летно-технических характери-
стик самолетов в условиях полета по приборам; повыше-
ние эффективности выполнения боевой задачи и увеличе-
ния безопасности; упрощение процесса обучения и трени-
ровки летного состава за счет введения методов индика-
ции, наиболее соответствующих естественным восприя-
тиям человека.
Основное приборное оборудование в этом смысле под-
разделяют на три группы с точки зрения объединения их
показаний.
К типу приборов «взгляд вперед» (передний обзор)
относятся приборы, указывающие углы тангажа и крена,
скорость набора высоты, высоту, воздушную скорость,
угол атаки, перегрузку, число М полета, сигналы глис-
садного и курсового радиомаяков (рис. 100).
К типу приборов «взгляд вниз» относятся приборы,
указывающие магнитный курс и радиопеленг. Наконец,
212
третья группа представляет собой группу приборов конт-
роля силовой установки.
Основой приборов первой группы является прибор,
объединяющий показание авиагоризонта, указателя по-
ворота и крена, а также пилотажного индикатора, при-
чем последний дает также командные сигналы тангажа и
поворота в течение всех режимов полета, включая взлет,
набор высоты, крейсерский полет, выполнение боевой
задачи, возвращение на базу, заход на посадку и посадку.
Рис. 100. Приборы переднего обзора:
/ — индексы заданных значений; 2— индексы действительных значений; 3 —
указатель числа М\ 4 — указатель скорости; 5 — указатель углов тангажа,
крена и отклонения от заданного курса; 6 — вариометр; 7 — барометрический
высотомер; 8 — индекс скороподъемности; 9 — индекс заданной высоты; 10 —
индекс действительной высоты; // — указатель направления; /2 — указатель
поворота и крена; 13 — указатель глиссады
Во всех вариантах разрабатываемых высотомеров и
вариометров применяются вертикальные (профильные)
шкалы (рис. 100, 101). Вертикальная шкала на подвиж-
ной ленте позволяет расширить пределы измерений и по-
высить точность отсчета. Командная метка заданной вы-
соты может передвигаться вручную или автоматически
по сигналам навигационных средств или системы упра-
вления огнем.
14 Пономарев А Н.
213
Шкала вариометра расположена рядом со шкалой вы-
сотомера на одном приборе. Скороподъемность до
600 м/мин указывается подвижной стрелкой на неподвиж-
ной шкале. При более высоких значениях скороподъем-
ность отсчитывается на подвижной ленте в окнах на верх-
Рис. 101. Комплекс приборов с вертикальными
шкалами:
1 — указатель числа М\ 2 — указатель воздушной скорости:
3 — указатель угла атаки; 4 — вариометр; 5 — барометриче-
ский высотомер; 6 — точная шкала высот; 7 — обзорная
шкала высот; 8— индекс заданной высоты; 9 — индекс дей-
ствительной высоты; 10 — высота земли над уровнем моря;
11 — индекс заданной высоты; 12 — командный индекс вы-
соты; 13 — индекс действительной высоты; 14 — в
кабине; 15 — растянутая шкала высоты для снижения и по-
садки; 16 — индекс скороподъемности; 17 — безопасные углы
атаки на крейсерском режиме; 18 — текущий угол атаки;
19— безопасные углы атаки при снижении; 20 — указатель
перегрузки; 21 — зона предупреждения о срыве
нем и нижнем концах шкалы. Высотомер и вариометр
должны быть дистанционными приборами с центральным
датчиком параметров окружающего воздуха. Однако на
случай выхода из строя электрических систем дистанци-
онной передачи предусматривается наличие запасных ме-
ханических датчиков. Более сложный вариант этого при-
214
бора (рис. 101) указывает ряд дополнительных параме-
тров. Он снабжен мелкомасштабной шкалой высоты, по
которой летчик видит общую обстановку по высоте. На
этой шкале имеются:
— указатель фактической барометрической высоты;
— указатель заданной высоты;
— указатель выхода на заданную высоту, который
позволяет летчику достигнуть этой высоты без перерегу-
лирования;
— указатель давления в кабине (заштрихованный
участок).
На средней (крупномасштабной) шкале высоты
имеется окрашенная в темный цвет подвижная часть,
передвигающаяся по сигналам радиовысотомера. Ее верх-
няя граница указывает высоту пролетаемой местности
над уровнем моря, а расстояние между этой границей и
планкой точного отсчета барометрической высоты дает
значение истинной высоты. На той же шкале имеется
свой указатель заданной высоты. Для случая, изображен-
ного на фотографии, заданная высота составляет
15 000 футов и указатель средней шкалы находится в ее
верхней части. Дополнительно заданная высота указы-
вается на цифровом счетчике под средней шкалой. Еще
ниже находится счетчик высоты пролетаемого места над
уровнем моря.
Две белые черты на средней шкале показывают за-
данную высоту. На фотографии индекс заданной высоты
находится вверху, показывая летчику, что он должен на-
бирать высоту. Индекс будет двигаться вниз к центру
шкалы, когда самолет будет приближаться к заданной
высоте.
Указатель скорости и числа Л1 также предполагается
делать с вертикальной ленточной шкалой (см. рис. 100
и 101 слева). Белая планка с разрывами служит для ука-
зания фактических значений скорости и числа М. Планки
с чертой указателя заданных значений этих параметров
могут устанавливаться от руки пли по сигналам других
самолетных или наземных систем. В усложненном вари-
анте прибора (см. рис. 101) имеются указатели угла атаки
и перегрузки. Цветная подвижная шкала указывает, в ка-
кой области значений угла атаки (соответствующих без-
опасному крейсерскому полету, безопасному заходу на
посадку или близким к критическому значению) нахо-
14*
215
дится самолет в данный момент. Заданный угол атаки
указывается индексом из двух параллельных линий. Угло-
вой индикатор перегрузки, опускаясь вниз к горизонталь-
ной планке, указывает на приближение к критическому
значению перегрузки.
Поскольку число М не является существенным пара-
метром при малых скоростях в режимах захода на по-
садку и посадке, предлагается на нижней части шкалы М
поместить сигнальные знаки: «выпуск шасси», «выпуск
щитков», «тормозной парашют».
Таким образом, когда самолет достигнет соответст-
вующей скорости для выпуска щитков и тормозного пара-
шюта, то на шкале указателя числа М появляется соот-
ветствующий индекс.
Расположение всех трех рассмотренных выше прибо-
ров в один ряд на вертикальной приборной доске позво-
ляет использовать принцип «единой непрерывной опор-
ной линии». При выдерживании заданного режима полета
указатели всех приборов образуют как бы одну сплошную
белую линию поперек приборной доски. Летчик должен
сохранять эту линию непрерывной, не следя за количест-
венными показаниями отдельных параметров.
В предложенном интегральном курсовом приборе типа
«взгляд вниз» (нижнего обзора) объединяются показа-
ния: радиомагнитного индикатора, вертикальной стрелки
двухстрелочного прибора, работающей по сигналам ра-
дионавигационной системы, всенаправленного радиомаяка
или курсового маяка системы слепого захода на посадку,
дальномерного устройства, гиромагнитного компаса,
командного указателя сигналов наземных радиосредств.
На рис. 102 показана работа навигационного' прибора
для случаев слепого захода на посадку (слева) и опера-
ции перехвата с управлением от наземной станции
(справа). Силуэт самолетика — в центре шкалы. Магнит-
ный курс отсчитывается по вращающейся шкале относи-
тельно курсовой метки и самолетика. Белая планка сим-
волически представляет положение луча курсового маяка
системы слепого захода на посадку относительно само-
лета. Указатель пеленга дает направление на маяк радио-
навигационной системы. Расстояние до ВПП аэродрома
указывается цифровым счетчиком.
По мере приближения самолета к лучу курсового
маяка планка перемещается к самолетику. Во время по-
216
Рис. 102. Указатель ииж'него обзора: слева—'При использовании для
выполнения посадки по радио; справа — для перехвата цели:
/ — стрелка пеленга радиомаяка приводной станции и т. д.; 2 — индекс нуж-
ного курса, или направления луча курсового маяка, 3— магнитный курс са-
молета; 4 — заданный курс; 5 — указатель «к цели» или «от цели»; 6 — ин
деке самолета; 7 — выбор режима работы, 8 — расстояние до аэропорта,
9 — направление посадочной полосы
лета по лучу она должна совпадать с продольной осью
самолетика.
В случае перехвата указатель пеленга указывает пе-
ленг цели, отрабатывая сигналы, передаваемые на само-
лет с наземной радиолокационной станции. Подвижная
планка дает направление траектории цели относительно
своего самолета.
Если этот прибор, отражающий навигационную обста-
новку в горизонтальной плоскости, поместить под указан-
ными выше приборами, дающими обстановку в верти-
кальной плоскости, то можно обнаружить дополнительную
связь между их показателями (рис. 103). Кроме единой
горизонтальной опорной линии, образуется соответствую-
щая вертикальная линия по направлению вертикальной
планки авиагоризонта, стрелки указателя поворота, крена,
курсовой метки подвижной планки и продольной оси са-
молетика курсового прибора.
217
В комплектах нового оборудования разрабатывается
также указатель места самолета на карте. При большой
скорости полета летчику не хватает времени на развер-
тывание карты пролетаемой местности. Ведутся работы по
двум способам указания места самолета.
Рис. 103. Размещение комплексных приборов
Первый способ. С оптической системой проек-
ции, при которой небольшая часть мелкомасштабной
карты проектируется с цветного стеклянного диапозитива
на экран. Диапозитив перемещается с помощью следящей
системы относительно объектива. Увеличение может быть
различное для захвата более крупного или более мелкого
участка местности. На проекцию карты местности накла-
дывается изображение самолета и сетки параллельных
линий, ориентируемых автоматически по его курсу
(рис. 104).
Движение карты относительно самолета производится
по сигналам навигационного автомата в соответствии с
фактическим путем самолета.
Второй способ. С телевизионной системой,
когда карта проектируется сначала на экран телевизион-
218
ной камеры, а затем на электронную трубку в кабине лет-
чика.
В этом случае индикатор места самолета на карте
можно совместить с индикатором радиолокационной стан-
ции. Преимуществом этой системы является возможность
выноса проекционного устройства за пределы кабины.
К числу недостатков этой системы относятся более высо-
кий вес и черно-белое изображение карты.
Рис. 104. Указатель 'местоположения са-
молета фирмы «Авион»;
/ — курс самолета; 2 — местоположение само-
лета
Приборы контроля силовой установки подразделены
на три группы:
— приборы двигателей (процентные указатели тяги и
числа оборотов, термометр выходящих газов, манометр
масла и указатель положения створок реактивного сопла);
— приборы контроля крейсерского режима, указы-
вающие оптимальные значения высоты и числа М для
режимов максимальной дальности и продолжительности
полета;
— приборы топливной системы,
219
С помощью приборов двигателя желательно показать
летчику фактические параметры двигателя по сравнению
с их оптимальными значениями, которые сами изменяются
в зависимости от режима полета. Предлагается для этой
цели использовать приборы с вертикальными шкалами,
па которых подвижные стрелки будут указывать фактиче-
ское значение параметров. В то же время сами шкалы
будут автоматически перемещаться, устанавливаясь на
оптимальные значения в соответствии с режимами работы
двигателя (силовой установки) (рис. 105). Когда все пять
параметров режимов работы двигателя достигнут задан-
ного значения, стрелки всех приборов, установленных ря-
дом, займут положение по одной горизонтальной линии.
Отклонение любой из стрелок от этой линии сразу указы-
вает летчику на нарушение заданного режима.
Под приборами с прямоугольными шкалами предпо-
лагается разместить более грубые приборы с круглыми
шкалами (процентные указатели тяги, числа оборотов,
термометр выходящих газов). Они служат для информа-
ции летчика о ходе изменения этих параметров и для за-
мены точных приборов при выходе их из строя.
Разрабатываются также приборы контроля крейсер-
ского режима полета вместе с вычислителем оптимальных
значений высоты или числа М полета, обеспечивающих
получение максимальной дальности полета. Указатели
этих приборов располагаются на приборной доске под
приборами первой группы.
Оптимальная дальность может быть достигнута путем
изменения высоты полета при постоянном числе М и из-
менении числа М при постоянной высоте. Летчик должен
выбрать тот или иной режим и наблюдать по прибору
степень отклонения высоты или числа М от заданного зна-
чения, указываемую подвижной стрелкой. Летчик может
ввести в вычислитель величину полезной нагрузки (вес
бомб или реактивных снарядов), исходя из которой вы-
числитель выдает значения максимально возможной даль-
ности полета (при сбрасывании груза) и дальности при
данной нагрузке.
Основная задача — упрощение и объединение пило-
тажно-навигационных приборов и приборов контроля ра-
боты силовой установки.
Разрабатываются также и другие вопросы приборного
оборудования кабины, в частности устройство индикатора
220
Кнопки задания режимов
1
Рис. 105. Комплексные приборы контроля силовой установки:
1а — запуск; 16 — взлетный и боевой режимы; 1в — режим набора вы-
соты; 1г — крейсерский режим; 1д — режим снижения; 2 — тяга (%);
3 — об/мин (°/о); 4 — температура газов; 5 — давление масла; 6 — по-
ложение сопла, 7 — количество топлива; 8 — дальность при заданном
режиме; 5 — оптимальная дальность; 10 — определение высоты для за-
данного числа М (а) или числа М для текущей высоты (б); 11 — на-
грузка; 12— отклонение числа Л4; 13— отклонение высоты; 14а— вытя-
нуть для определения числа М', 146 — нажать для определения
нагрузки
времени, остающегося до выхода на цель или до посадки,
сигнализаторов различных систем управления оружием и
агрегатами.
В иностранной печати указывается, что все эти разра-
ботки носят еще экспериментальный характер, но они
могут внести существенное изменение в конфигурацию са-
221
молетов и позволят значительно -сэкономить место на
приборной доске современного самолета. Некоторые спе-
циалисты стараются найти и другие методы индикации
аэродинамических и навигационных параметров, соответ-
ствующих условиям полета на современных скоростных
самолетах.
В этом случае все указатели получают сигналы
с помощью дистанционных систем передачи от отдельных
датчиков и вычислительных устройств, составляющих две
группы: группу «параметров динамики полета» и группу
«аэродинамических параметров».
Система параметров динамики полета обеспечивает с
помощью двух приборов всю информацию, получаемую
обычно от авиагоризонта, гирополукомпаса, гиромагнит-
ного компаса, системы слепого захода на посадку дирек-
торного пилотажного прибора (подающего команду), ра-
дионавигационной системы и указателя скольжения.
Этими приборами являются: указатель положения само-
лета относительно плоскости горизонта (заменяющий
авиагоризонт и директорный нуль-индикатор) и навига-
ционный прибор, имеющий четыре режима работы и за-
меняющий три обычных прибора.
Эти приборы работают с помощью семи вычислителей
и датчиков, выдающих сигналы положения и курса само-
лета на указатели и в автопилот. Существенной частью
системы является гироцентраль, работающая непрерывно
со свободой вращения на 360° по тангажу и крену.
Указатель положения самолета дает показания с по-
мощью шторки — лепты, передвигающейся вверх или вниз
по поверхности, которая сама вращается в плоскости,
параллельной лицевой плоскости прибора. Шторка раз-
делена поперек на две части: белую — небо и черную —
земля.
При изменении угла тангажа шторка передвигается
вверх и вниз, при изменении угла крена — поворачи-
вается. Прямой горизонтальный полет указывается про-
хождением линии раздела — горизонта через маленький
кружок в центре шкалы и совпадением подвижной метки
на окружности шкалы с вертикальным индексом в ниж-
ней части прибора.
Командная пилотажная информация дается подвиж-
ной сеткой колец, находящейся между стеклом прибора
222
и шторкой. Смещение сетки относительно центрального
индекса указывает направление команды.
При полете по заданной траектории сетка занимает
концентрическое положение.
Навигационный прибор также использует в качестве
указывающего элемента подвижную шторку. Режимы ра-
боты выбираются с помощью переключателя. Компасная
шкала и курсовая стрелка остаются видными при всех
режимах.
Режим I — компасный. Курс указывается стрелкой
на шкале, а также может быть передан на другие объ-
екты оборудования, например автопилот и директорный
пилотажный прибор. Магнитный курс измеряется дистан-
ционным датчиком, сигналы которого сравниваются в на-
вигационном приборе с сигналами курсового гироскопа
гироцентрали и используются для коррекции этого гиро-
скопа.
Режим II — слепой заход на посадку.
Выходные сигналы радиоприемника передаются в ука-
затель положения самолета через вычислитель директор-
ного пилотажного прибора для индикации командных сиг-
налов.
Метки шкалы отклонения от заданной траектории на-
ходятся в верхней части прибора, а флажки курсовых и
глиссадных сигналов появляются в нижних окнах.
Режим III—дает измерение дальности и пеленга.
На шкале появляется непрерывная линия, указываю-
щая пеленг радиостанции и изображение относительного
положения самолета.
Режим IV — привод на радиостанцию.
Индикация имеет ту же форму, как и в режиме III,
но дальность увеличена с 370 до 740 км.
Система аэродинамических параметров представляет
собой централь скорости и высоты, получающую сигналы
от приемника воздушных давлений и термометра окру-
жающего воздуха и выдающую сигналы воздушной ско-
рости и числа М на один указатель, а сигналы высоты и
вертикальной скорости на другой указатель.
Отсчет высоты (до 30 000 м) и вертикальной скорости
(от 0 до 1200 м/мин) производится по неподвижному ин-
дексу и движущимся лентам с нелинейными шкалами, со-
ответствующими стандартной атмосфере.
Индикаторная скорость от 90 до 1700 км/час и число
223
М от 0,3 до 3,0 отсчитываются по одному указателю,
скорость — по неподвижной профильной нелинейной
шкале 1и подвижной стрелке, а число М — по той же
стрелке и подвижной линейной шкале.
В иностранной печати указывается, что автоматиза-
ции посадки уделялось всегда очень большое внимание,
и, тем не менее, в этой области следует еще много рабо-
тать.
Проблема автоматизации посадки связана с двумя
основными требованиями. К ним относятся: выдержать
заданный курс и правильный угрл планирования. Автома-
тический заход на посадку можно осуществить при нали-
чии точного курсового луча и еще более точного глиссад-
ного луча.
Если рассмотреть траекторию планирования при не-
автоматическом заходе на посадку, то, как показывают
обработки фотосъемок, для двух- и четырехмоторных са-
молетов видно, что:
— на прямолинейном участке планирования самолета
на посадку угол снижения равен в среднем 4°,75;
— выравнивание (криволинейный участок траектории
от конца прямолинейного участка до момента контакта с
полосой) начинается на высоте 9-4-23 м. Чаще всего вы-
равнивание начинается на высоте 43,5 м. Длина участка
выравнивания находится в пределах 185-4- 825 м или в
среднем 425 м.
Трудность точного выполнения глиссады заключается
в том, что излучение глиссадного передатчика направлено
под очень малым углом к горизонту (всего 3°). Это при-
водит к искажениям излучаемых сигналов от деревьев,
ангаров и холмов.
К тому же ширина луча значительно уменьшается при
приближении самолета к посадочной полосе, и практиче-
ски ширина луча на расстоянии около 370 м от начала
полосы составляет всего 4 м.
Система автоматической посадки должна в первую
очередь:
— при переходе на планирование производить это
плавно, асимптотически (постепенно приближаясь к гори-
зонту), без колебаний;
— любое отклонение от глиссады нужно немедленно
выправлять, и эта корректировка зависит от величины и
скорости отклонения;
224
— самолету нельзя терять глиссадного луча, а про-
дольный наклон самолета должен непрерывно регулиро-
ваться в зависимости от изменения условий и действитель-
ного положения самолета.
Изменение тяги двигателей, силы и направления
ветра, а также положение щитков и триммеров рулей дол-
жны автоматически компенсироваться таким образом,
чтобы заданная траектория полета не нарушалась.
Проведенные исследования показали, что наилучшим
способом обеспечения автоматического управления на вы-
сотах ниже 30 м является применение точного высото-
мера.
При посадке по лучу самолет находится примерно в
335 м от начала полосы, когда достигается высота 30 м.
Для обеспечения надежной информации от радиовысото-
мера необходимо, чтобы участок, примыкающий к аэро-
дрому в зоне планирования, имел одинаковую и достаточ-
ную во всех точках степень отражения радиосигналов.
В некоторых аэропортах специально оборудуется зона
подхода шириной около 300 м. Если система автоматиче-
ского управления самолетом действует удовлетворительно,
то к моменту достижения самолетом высоты в 30 м само-
лет будет находиться в положении, немногим отличаю-
щемся от заданного. В этот момент с помощью сигнала,
посылаемого с земли, управление должно переключаться
с глиссадного луча на сигналы радиовысотомера. Этот
переход должен быть осуществлен плавно.
После переключения самолет продолжает снижение по
траектории планирования с прежней вертикальной скоро-
стью вплоть до высоты 12 м. На этой высоте самолет про-
ходит начало полосы, и должно начинаться выравнивание.
Траектория выравнивания должна быть плавно прибли-
жающейся к линии, проходящей примерно на 0,6 м ниже
дорожки. Этим исключается полет самолета над полосой
в посадочном положении.
Траектория выравнивания должна выдерживаться
очень точно1 вне зависимости от порывов ветра, но само-
лет должен быть в правильном, безопасном положении в
отношении продольного наклона.
Для уменьшения до минимума отклонения от заданной
траектории поправки, вносимые с помощью руля высоты,
должны соответствовать величине и скорости отклонения
от заданной траектории. Они должны вноситься немед-
225
ленно, как только самолет начинает отклоняться ог за-
данной траектории.
Проведенные эксперименты показали, как указывается
в иностранной печати, что дросселирование двигателя од-
новременно с началом выравнивания дает хорошие ре-
зультаты. Дросселирование может выполняться вручную
или электроприводом от сигнала высотомера. При таком
способе требуется меньше аппаратуры, чем при обору-
довании самолета специальным регулятором. Ручное
дросселирование значительно1 уменьшает количество1 элек-
тронной аппаратуры.
По данным иностранной печати, на одном из само-
летов были проведены испытания по автоматическому
выравниванию. При этом самолет планировал по глиссаде
с углом в 1°,75 до высоты 30 м.
В том случае, если ошибка в определении высоты не
превышала 2,6 м, управление переключалось автоматиче-
ски с глиссадного луча на вычислитель траектории вы-
равнивания. Постоянная вертикальная скорость сниже-
ния сохранялась до высоты 9 м по радиовысотомеру, а
затем начинался процесс выравнивания. Одновременно
дроссельная заслонка переводилась в положение, соот-
ветствующее минимальной мощности двигателя.
Испытания показали, что требуется специальный ра-
диовысотомер, который необходимо дополнить прибором
для определения изменения высоты. Для этой цели можно
использовать чувствительный акселерометр, работа кото-
рого, будучи независимой от состояния земной поверхно-
сти, находящейся под самолетом, вносит в систему допол-
нительные преимущества. -Определенное значение угла
тангажа при планировании может быть задано лишь для
совершенно определенных значений скорости по траекто-
рии, положения щитков и т. д. В случае изменения одного
из этих факторов угол тангажа также должен измениться.
Для этой цели необходимо использование специального
счетно-решающего устройства. Оно будет выполнять
функции регулятора выравнивания. Этот регулятор будет
автоматически поддерживать правильную траекторию
самолета в вертикальной плоскости при любых условиях
полета.
В иностранной печати имеются и более радикальные
предложения по пилотажно-навигационному оборудова-
нию, построенному на использовании радиолокации
226
и совершенно изменяю-
щему вид приборной
доски в кабине самоле-
та. Вместо многочислен-
ных обычных приборов
в этом оборудовании
используются всего
пять при боров - указате-
лей, четыре из которых
(указывающие ско-
рость, высоту и поло-
жение самолета отно-
сительно горизонта и
лучей радиомаяков)
расположены на верти-
кальной панели, а пя-
тый (указывающий ме-
сто самолета на геогра-
фической карте) — на
наклонном столе. Вся
индикация имеет ко-
мандный характер, при
котором задача летчика
Рис. 106. Макет проектируемой при-
бор ной доски:
1 — навигационный индикатор; 2 — указа-
тель положения самолета относительно
горизонта п средств посадки; 3 — экран
локатора; 4 — шкала числа М; 5 — шкала
высотомера .
по управлению самолетом сводится к совмещению индек-
сов, соответствующих текущим значениям параметров по-
лета, с индексами, установленными на заданных значе-
ниях (рис. 106).
Указатель скорости и числа М полета снабжен верти-
кальной шкалой, градуированной в числах М. Заданная
скорость (число Л1) отмечается установкой круглого ин-
декса ПО' сигналам наземной станции управления.
Летчик должен так регулировать скорость полета,
чтобы крестообразный индекс, соответствующий фактиче-
ской скорости полета, совместился с круглым индексом.
Барабанный цифровой счетчик указывает истинную воз-
душную скорость.
Информация о скорости в режимах захода на посадку
и посадке дается в нижней части прибора.
Слева имеется вертикальная шкала, окрашенная
вверху в зеленый, в середине в желтый и внизу в красный
цвет, по которой передвигается крестообразный индекс,
обозначающий величину угла атаки. Зеленый участок
227
соответствует безопасной скорости полета, а красный —
режиму критической скорости. Высотомер имеет индика-
цию тот же типа. Вдоль вертикальной шкалы высот пе-
ремещается круглый индекс заданной высоты, устанавли-
вающийся по сигналам наземной станции, и крестообраз-
ный индекс, соответствующий фактической высоте полета.
Переключатель под шкалой прибора изменяет диапа-
зон высот в пределах от 0 до- 18 000 м и от 0 до 3000 м.
Точное значение высоты указывается цифровым счетчи-
ком. Кроме того, имеется индекс вертикальной скорости,
соответствующий высоте, которой достигнет самолет че-
рез одну минуту после отсчета. Иначе говоря, летчику для
измерения скороподъемности нужно отсчитать по шкале
расстояние между индексами высоты и вертикальной
скорости.
В нижней части шкалы высотомера находится пере-
движной экран. Верхняя граница его соответствует вы-
соте местности над уровнем моря, и летчик имеет возмож-
ность судить об истинной высоте полета.
Положение самолета относительно горизонта и курсо-
глиссадной зоны дается на экране индикатора с разверт-
кой типа азимут — угол места, расположенном в верхней
части приборной доски. Этот прибор заменяет авиагори-
зонт, нулевой индикатор и указатель поворота и сколь-
жения.
Средняя горизонтальная полоса представляет собой
радиолокационную развертку типа азимут — угол места,
па которую наложен крестообразный индекс, символизи-
рующий силуэт самолета. По' положению и наклону этого
индекса летчик может судить об углах тангажа и крена
самолета и его смещении относительно заданных лучей
радиомаяков. Небольшая горизонтальная линия служит
командным индексом угла глиссады, с которым летчик
должен совместить силуэт самолета. Положение индекса
угла глиссады зависит от сигналов наземной радиолока-
ционной станции управления.
Под этим индикатором находится индикатор обзорной
радиолокационной станции, указывающей положение дру-
гих самолетов, метеоусловия и рельеф местности в секторе
с углом около 90° перед самолетом.
Наиболее сложную конструкцию представляет навига-
ционный индикатор, расположенный на наклонном столе
228
и заменяющий указатель курса, нулевой индикатор, ра-
диодальномер, часы, аэронавигационные карты и авто-
штурман. Всю информацию по вождению самолета лет-
чик получает с круглого экрана, наложенного на карту ме-
стности, над которой происходит полет.
Катапультные кресла и высотные костюмы. Ката-
пультирование из современных самолетов, летающих на
больших скоростях и высотах, ставит ряд проблем по
обеспечению безопасности летчика. Нужно защищать
летчика от встречного потока, снабжать его кислородным
прибором и специальным костюмом для пребывания в
условиях низких температур и больших высот.
Рассмотрим, по данным иностранной печати, несколько
систем катапультирования. Наиболее часто встречаю-
щаяся система катапультирования вверх является стан-
дартной для многих самолетов.
Скорость катапультирования сидений составляет
около 25 м/сек, что обеспечивает переход сиденья через
высокий киль самолетов. Основной парашют в одной из
систем размещается в ранце за спиной летчика, выше его
размещается вспомогательный парашют и шторка для
защиты лица летчика; ноги летчика во время катапульти-
рования крепко притягиваются к сиденью лентами.
При катапультировании при больших скоростях необ-
ходимо притягивать не только голени ног, но и бедра.
Для этого применяются ленты, проходящие через зажим-
ные устройства, расположенные на передней стенке си-
денья. Одним концом ленты присоединяются летчиком к
пряжкам парашюта, а другим к специальным шпилькам
из легкого сплава, закрепленным в кронштейнах на полу
кабины.
При катапультировании ленты, присоединенные к
шпилькам, притягивают ноги летчика к сиденью. При дви-
жении сиденья по направляющим ленты натягиваются,
крепко стягивают ноги летчика и срезают шпильки. Ноги
летчика остаются притянутыми до тех пор, пока не сра-
ботают часовые механизмы, позволяющие летчику отде-
литься от сиденья. Для катапультирования летчик закры-
вает лицо шторкой и вытягивает рукоятку. Когда сиденье
под действием порохового заряда начинает двигаться по
направляющим, включаются два часовых механизма.
Механизм, расположенный с левой стороны сиденья,
включает через одну секунду механизм выстреливания
15 Пономарев А. Н. 229
Рис. 107. Сверхзвуковое катапультируемое сиденье фирмы
«Мартин Бейкер »:
/ — предохранительный чехол; 2—рукоятка катапультирования; 3 — защитная
шторка; 4 — контейнер вспомогательного парашюта; 5 — замок; 6 — направляю-
щая; 7 — часовой механизм; 8 — трос открытия парашюта; 9 — рычаг; 10 — ос-
новной парашют; // — регулируемое сиденье; 12 — замок лямок парашюта;
13 — замок привязных ремней; /4 — кислородный баллон; 15— зажим; 16 —
срезаемые шпильки; 17 — ленты для ног; 18 — трос открытия замка ремней;
19 — нейлоновый шнур
230
Вспомогательного ста-
б и л из и р у ющ его пара-
шюта. (Схема такого
катапультирования си-
денья приведена на
рис. 107.) До высоты
3000 м сиденье падает
вместе с летчиком. На
высоте 3000 м баростат
включает другой часо-
вой механизм, располо-
женный с правой сто-
роны сиденья. Этот ме-
ханизм, срабатываю-
щий через четыре се-
кунды после включе-
ния, открывает замки
привязных ремней и
основного парашюта.
Когда к а та пул ьти ров а-
ние производится на
высотах, меньших
3000 м, все действия
выполняются автомати-
Рис. 107а. Сверхзвуковое катапуль-
тируемое сиденье, -выбрасывающее
летчика в положении на спине
чески, сразу же после
отделения сиденья от самолета.
Лямки парашюта служат в качестве привязных рем-
ней. Для выключения автоматических устройств летчик
должен вытянуть одно из D-образных колец. Для осво-
бождения от сиденья летчик нажимает на рычаг, распо-
ложенный справа на сиденье. После отсоединения от
сиденья летчик выдергивает кольцо парашюта.
В разработке имеется также катапультируемое си-
денье с ракетным ускорителем, которое должно обеспечи-
вать безопасное катапультирование на уровне земли.
Имеются и сиденья для катапультирования вниз, ко-
торые принципиально не отличаются от описанного выше.
Рассмотрим еще сверхзвуковое катапультируемое си-
денье, которое выбрасывает летчика в положении на
спине ногами вперед. Сиденье имеет обтекаемую форму и
снабжено стабилизирующими килями и опорами для ног
(рис. 107а). Форма сиденья предохраняет летчика от
чрезмерного давления потока непосредственно после ка-
15*
231
тапультирования и обеспечивает безопасный планирую-
щий спуск без вращения до меньших высот, на которых
можно безопасно раскрыть парашют. Парашют раскры-
вается автоматически с помощью барометрического
автомата.
За счет меньшей лобовой площади сиденья в горизон-
тальном положении оно тормозится менее резко, чем си-
денье, катапультируемое в вертикальном положении.
Помимо этого, летчик может выдержать ускорение
или замедление до 35g, если оно направлено перпенди-
кулярно спине, и только около 10g, если сила замедления
вызывает прилив крови к голове. Таким образом, летчик,
катапультируемый в положении на спине, подвергается
меньшей физиологической опасности. Сиденье летчика при-
водится в действие с помощью D-образного кольца, после
чего ноги летчика прочно зажимаются в стремена, кото-
рые вместе с желобом сиденья поворачиваются вверх,
прижимая при этом колени летчика к груди; одновре-
менно руки, плечи и голова прочно удерживаются на ме-
сте, чтобы предотвратить возможность их перемещений.
Заряд взрывчатого вещества выталкивает сиденье по
рельсам из кабины. При этом вначале сиденье находится
в вертикальном положении, затем тележка, на которой
установлено сиденье, поворачивает его вместе с летчиком
назад на 90°. Включается небольшой ракетный двигатель,
и сиденье отделяется от самолета.
Сиденье с летчиком двигается вперед и вверх, переле-
тая через конструкцию самолета за счет тяги двигателя и
подъемной силы самого сиденья. Стабилизирующие кили
с каждой стороны сиденья передвигаются вверх и рас-
крываются.
Трудности проектирования систем аварийного покида-
ния самолета определяются ограниченной способностью
человеческого организма противостоять окружающему
давлению, силам и ускорениям. Обеспечивая стабилиза-
цию катапультируемого сиденья, применяя ракетные ка-
тапульты и автоматическую фиксацию положения рук,
ног и головы, стараются воспрепятствовать вращению
сиденья относительно поперечной оси, уменьшить отри-
цательное ускорение в момент катапультирования и за-
щитить от их действия конечности тела летчика.
Практически решением всех этих проблем является
применение герметически закрытых отделяемых кабин.
232
Отделяемые кабины различных типов обладают рядом
преимуществ и недостатков. К преимуществам относится
прежде всего лучшая защита летчика от внешних воз-
действий; помимо этого, часть личного снаряжения лет-
чика можно расположить непосредственно в кабине, а не
на летчике.
Ввиду большого веса кабины по сравнению с сиденьем
требуется более мощная катапульта или ракетный двига-
тель, которые создают ударные нагрузки и ускорения,
едва переносимые человеком. Применение отделяемых ка-
бин на малой высоте затруднено, тем более, что в этом
случае трудно уменьшить скорость самолета перед отде-
лением кабины. Для одной из отделяемых кабин подсчи-
тано, что на высотах 1800 м и менее при полете со сверх-
звуковой скоростью вероятность спасения летчика стано-
вится весьма малой.
Поскольку при раскрытии парашюта необходимо
уменьшить скорость до допустимой, отделяемая кабина
подвергается действию большого отрицательного ускоре-
ния, которое может причинить серьезные травмы, если не
будут предусмотрены привязные ремни для летчика.
Условия покидания самолета зависят от таких факто-
ров, как скорость и высота полета, компоновка самолета,
система аварийного покидания, метеоусловия, физиоло-
гическое и психологическое состояние летчика.
Разработка систем аварийного покидания самолета
при больших скоростях полета идет по пути уменьшения
.отношения лобового сопротивления сиденья к его весу
с летчиком и по пути оснащения сиденья двигателем,
создающим тягу в направлении полета. Уменьшая, таким
образом, отрицательное ускорение, возможно снизить пе-
регрузку до допустимой. Можно применять и отделяемую
кабину, однако переход от открытого катапультируемого'
сиденья к отделяемой кабине, очевидно, потребует дли-
тельного времени и больших усилий конструкторской
мысли.
Таким образом, аварийное покидание возможно:
прыжком из самолета с парашютом, открытым катапуль-
тируемым сиденьем, катапультным сиденьем, заключен-
ным в обтекатель, и отделяемой кабиной, снабженной
автономной силовой установкой для кратковременного
полета. Влияние высоты, на которой производится ката-
пультирование, сказывается в уменьшении плотности
233
воздуха, благодаря чему возрастает истинная воздушная
скорость, соответствующая допустимому отрицательному
ускорению. Так, на высоте 12 000 м при истинной скоро-
сти 1760 км/час создается такое же максимальное допу-
стимое отрицательное ускорение, как и при скорости
1110 км/час на уровне моря. Однако кинетическая энер-
гия сиденья возрастает пропорционально квадрату истин-
ной воздушной скорости. В указанном примере кинетиче-
ская энергия сиденья на высоте в 2,5 раза больше, чем на
уровне моря. На погашение этой энергии требуется более
длительное время, в результате чего увеличивается про-
должительность действия отрицательного ускорения и,
следовательно, возрастает его опасность для человека.
При торможении встречным потоком катапультируемое
сиденье может вращаться. Комбинированное действие
отрицательного ускорения угловой скорости весьма затруд-
нено для анализа и действия на организм человека, поэто-
му необходима стабилизация катапультируемого! сиденья.
Более легким катапультируемым креслом учебного
самолета является конструкция, представленная на
рис. 1076. Подобно всем креслам, оно также имеет теле-
скопический стреляющий (механизм со скоростью выброса
24 м/сек. Весь стреляющий механизм размещен в заго-
ловнике. Парашют и его подвесная система уложены в
кресло. Подвесная система скомбинирована с привяз-
ными ремнями и состоит из плечевых и ножных обхватов,
вертикальных удерживающих ремней и отстегиваемых
ремней для фиксации ног, которые соединяются в четы-
рехточечном замке. Один быстродействующий штыковой
разъем соединяет летчика со шлангами основного и ава-
рийного кислородного питания и самолетного переговор-
ного устройства (СПУ). При этом СПУ связано, с кисло-
родной системой таким образом, что если перед взлетом
не работает СПУ, то, значит, не действует и кислородная
система. Срабатывание стреляющего механизма произво-
дится при помощи специальной ручки, размещенной на
переднем краю чашки сиденья. Кресло соединено с кон-
струкцией самолета посредством газовых замков на кон-
цах внешних цилиндров.
Отделение летчика от кресла происходит через 1 се-
кунду после катапультирования (путем срабатывания до-
полнительных пиропатронов), в результате чего летчик
освобождается от лицевой шторки, привязных ремней и
234
ремней фиксации
ног. При этом вы-
тяжная веревка, за-
крепленная на си-
денье, взводит баро-
метрический автомат
и открывает клапан
чехла двух стабили-
з иру ющих п арашю -
тов. Эти парашюты
препятствуют враще-
нию тела летчика
вокруг горизонталь-
ной и вертикальной
осей и обеспечивают
ср едню ю скор ость
снижения около,
30 м/сек.
На высоте при-
мерно 3000 м под
действием б аро-мет-
рического автомата
или в соответствии с
заданной выдержкой
времени на меньших
высотах стабилизи-
рующие парашюты
вытягивают главный
купол, также уло-
женный в чехол для
осл аб л ения дин ам и -
ческого удара. Этот
купол у м еныша ет
скорость снижения
Общий вес этого
Рис. 1076. Катапультируемое кресло
учебного самолета:
1 — наконечник для пробивания фонаря ка-
бины; 2 — пиропатрон; 3 — откидной затвор с
предохранителем; 4 — вертикальные удержи-
вающие ремни; 5 — подвесная система пара-
шюта, скомбинированная с привязными рем-
нями; 6 — рычаг отсоединения привязных рем-
ней; 7 — ручка регулировки высоты сиденья;
8 — резервная спусковая ручка стреляющего
механизма; 9 — ремни фиксации ног, 10 — ава-
рийно-спасательное снаряжение; 11 — подушка
сиденья; 12 — рукоятка лицевой шторки; 13 —
газовые замки
до величины порядка 6 м/сек.
катапультируемого кресла вместе с
парашютом, спасательным снаряжением, кислородным
баллоном составляет около 45 кг при весе кресла около
20 кг.
По данным иностранной печати, для спасения летчика
на больших высотах до 27 500 м разрабатывается герме-
тизированная капсула. Коническая капсула изготовлена
в основном из листов сплава алюминия толщиной около
235
1 мм, соединенных заклепками, усилена изнутри верти-
кальными стойками и герметизирована специальным
клеем.
Высотные костюмы. Когда нет возможности
использовать герметическую кабину, проблема полета на
высоте большей, чем высота, позволяющая использовать
дыхание под давлением, решается применением специаль-
ного костюма. Костюм предназначен для того, чтобы
уравновешивать обратное давление, действующее на гид-
ростатический столб крови, путем приложения давления
на весь покров с целью сжатия венозных и капиллярных
сосудов и увеличения венозного давления.
На большинстве существующих высотных костюмов это
осуществляется с помощью натяжных трубок, которые
при расширении натягивают ткань костюма, и без того
уже плотно облегающую тело.
Долее выгодным мог бы быть метод наполнения ко-
стюма водой. Для этого не требуется специальный аппа-
рат, и обеспечивается сравнительно неизменное давление
на все тело. Но этот метод имеет другие неудобства.
Различны типы специальных костюмов. К ним отно-
сятся высотный костюм, а также костюмы: для защиты, на
случай пожара, работы в арктических условиях, работы
с сильными окислителями, поддержания на воде и другие.
Все это требует создания единого защитного костюма, со-
стоящего из нескольких оболочек, которые будут созда-
вать безопасное окружение человеческому телу.
Помимо этого, костюм должен защищать от высоких
перегрузок.
ГЛАВА V
ДОЛГОВЕЧНОСТЬ ПИЛОТИРУЕМОЙ АВИАЦИИ
Пути развития различных видов вооружения, особенно
в части возможного соотношения между пилотируемыми
самолетами и управляемыми снарядами, являются пред-
метом обсуждения и дискуссий в ряде стран. При этом из-
лагаются различные точки зрения о «долговечности» пи-
лотируемой авиации.
Довольно часто высказывается мнение, что управляе-
мые снаряды могут применяться для поражения больше-
размерных целей и целей, рассредоточенных на больших
площадях. Для целей, имеющих небольшие размеры,
особо важных и целей, точное расположение и местона-
хождение которых недостаточно известно, будут, по-види-
мому, применяться управляемые летчиком самолеты. На-
зывались даже некоторые цифры о том, что управляемые
снаряды в будущем смогут выполнить 80 4-90% боевых
заданий ПВО, половину заданий стратегической авиации
и 30 ~ 40% боевых заданий такгической авиации. Часто
говорится, что даже самые совершенные снаряды не мо-
гут заменить пилотируемую авиацию, поэтому вооруже-
ние военно-воздушных сил будет состоять из смешанной
техники, представляющей собою самолеты и управляемые
снаряды.
Имеются и более крайние точки зрения, что дни коман-
дования истребительной авиации ВВС Англии, например,
сочтены.
Однако вопросы полетов на всех типах летательных
аппаратов, задача которых — эффективная доставка раз-
ных грузов по воздуху из одной точки в другую, обсуж-
даются повсеместно как с точки зрения технического раз-
вития, так и боевого использования. При этом справед-
ливо указывается? что различие в пилотных и беспилотных
237
средствах не столь резкое, поскольку ни один современ-
ный самолет не лишен полностью автоматических средств
навигации и управления, а многие снаряды управляются
и наводятся наземным оператором. Доставка груза в
определенный пункт обычно обеспечивается при помощи
системы наведения с обратной связью. Система наведения
получает информацию, обрабатываемую в цепи обратной
связи, и посылает команду в систему управления. Она в
свою очередь воздействует на летательный аппарат и его
силовую установку, чтобы выполнить необходимую про-
грамму полета, возможную для характеристик летатель-
ного аппарата. Человек в этом случае может заменять
лишь только часть системы управления или следящего
устройства.
Однако возможно и неоднократно осуществлялось пол-
ностью автоматизированное управление. Очевидно, не
обязательно размещать все части системы в самом лета-
тельном аппарате. В частности, информация о наведении
может вырабатываться оборудованием, расположенным
на земле или на других летательных аппаратах.
Поэтому в настоящее время часто1 считают, что само-
лет и всякого рода снаряды, на нем установленные, яв-
ляются частью одной и той же системы.
Говоря о развитии авиации и космонавтики в XX веке,
рассмотрим прогресс трех категорий летательных аппара-
тов, к которым относятся скоростные пилотируемые са-
молеты, беспилотные снаряды и дальние транспортные
самолеты. В их развитии можно выделить три характер-
ных периода.
Первый период — с начала XX века до сороковых го-
дов, когда тяга в основном создавалась винтомоторными
установками с двигателями поршневого типа и отдельные
типы истребителей или рекордных самолетов приблизи-
лись к околозвуковой скорости полета.
Скорость самолетов-бомбардировщиков и транспорт-
ных самолетов, начавших свою историю незадолго до пер-
вой мировой войны, к периоду сороковых годов составляла
примерно половину скорости звука или даже несколько
меньше этой величины.
В тот же период беспилотные аппараты были пред-
ставлены только артиллерийскими снарядами, которые
имели скорость, в пять раз большую скорости звука.
238
Основным способом создания тяги беспилотных сна-
рядов в этот период являлось давление газов в канале
ствола.
Период с 1940 до 1960 г. являлся и является перио-
дом бурного развития реактивных двигателей на хими-
ческом топливе, и прогресс летательных аппаратов опреде-
лился во многом внедрением в авиацию этого типа дви-
гателей и автоматизацией полета самолетов.
В 1947 году скоростные самолеты с человеком стали
летать быстрее скорости звука, и в настоящее время на
самолетах боевой авиации эта скорость достигает двух
скоростей звука и более, а на экспериментальных само-
летах (по данным иностранной печати) достигнута еще
большая скорость. Как иногда пишут, в 1963—1965 гг.
опытные самолеты будут летать со скоростью в пять
и более раз выше скорости звука. Транспортные же и
бомбардировочные самолеты будут иметь несколько
меньшие скорости.
Общий рост пилотируемой авиации обеспечивался и,
возможно, будет в ближайшем будущем происходить за
счет усовершенствования и внедрения турбореактивных,
прямоточных и жидкостных реактивных двигателей.
Вместе с этим уже в 1942 году беспилотная ракета
достигала скорости, в шесть раз большей скорости звука.
Межконтинентальные ракеты развивают скорость полета
значительно большую, а искусственный спутник Земли,
запущенный в Советском Союзе в начале октября
1957 года, летал со скоростью в 26 раз быстрее скорости
звука, а ракета-носитель, которая его вывела на орбиту,
имела скорость 28 800 км/час.
Очевидно1, что военные возможности беспилотных ре-
активных снарядов, снабженных всеми средствами совре-
менной автоматики, не могут быть превзойдены самоле-
тами, пилотируемыми человеком. Время полного завоева-
ния беспилотными снарядами всех областей военного при-
менения авиации зависит, как иногда полагают, только от
степени совершенства автоматизации. Самолеты, пилоти-
руемые летчиком, будут все в большей мере использо-
ваться для других целей. При этом основой их техниче-
ского усовершенствования будут являться достижения бес-
пилотной авиации.
Поскольку развитие скоростей полета различных групп
летательных аппаратов известно за прошлое время,
239
иногда делаются в иностранной печати попытки по-
строить графики с гипотетическими кривыми на период
до 2000 года.
Кривые изменения рекордов скоростей, построенные по
годам (с 1900 ДО' 1960 года) для трех категорий лета-
тельных аппаратов, свидетельствуют о достаточной плав-
ности этого процесса и дают основание с некоторой уве-
ренностью их продолжить на последующие четыре десяти-
летия (рис. 108) (журнал «Fiugwelt»).
кис. 108. График изменения скорости полета летатель-
ных аппаратов
Последующей фазой развития беспилотных аппаратов
является их полет с орбиты вокруг Земли в космическое
пространство’, как это блестяще подтверждается полетом
советских искусственных спутников.
Выход в космическое пространство облегчает задачу
увеличения скоростей по причине исчезновения аэродина-
мических и термических проблем, а также в связи с убы-
ванием и исчезновением силы тяжести,
24Q
Таким образом, скорость и ее возрастание для беспи-
лотных ракет зависят в основном только от уровня разви-
тия двигательных установок. Вначале можно предполо-
жить, как сказано ранее, это будут реактивные двигатели
на химическом топливе, далее может быть использована
ядерная энергия. Скорость снаряда, необходимая для
совершения полета в солнечной системе (вокруг Луны,
Марса, Венеры), составляет около 40 000 км/час. Вероятно,
эта граница и будет являться естественным пределом
развития скоростей беспилотных снарядов.
Скорость летательных аппаратов, пилотируемых лет-
чиком, будет, видимо, также увеличиваться, так как эти
самолеты необходимы для того, чтобы собирать научные
материалы об условиях полета для проникновения чело-
века в космическое пространство. Если к концу XX века
будет достигнута сверхорбитальная скорость для самоле-
тов-снарядов, управляемых человеком, то они смогут при-
близиться к скорости света. Это развитие скоростей станет
возможным на двигателях, использующих термоядерную
и квантовую энергию.
Применение ракет последнего типа, например с фотон-
ным двигателем, позволит получить любые скорости по-
лета и сделать реальным исследовательский полет не
только в межпланетное, но и в межзвездное пространство.
* .
*
1957—1958 годы ознаменовались крупнейшими до-
стижениями Советского Союза в области ракетостроения.
Запуски советских искусственных спутников Земли позво-
лили накопить необходимый материал для изучения кос-
моса. В СССР создана многоступенчатая ракета, послед-
няя ступень которой способна достигать второй космиче-
ской скорости—11,2 километра в секунду, обеспечиваю-
щей возможность межпланетных полетов. 2 января
1959 года в СССР осуществлен успешный запуск косми-
ческой ракеты.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
ЛДы рассказали о развитии современной реактивной авиа-
*** ции. Ее успехи вполне закономерны. Вспомним, что
славная летопись развития отечественной авиации хранит
немало имен талантливых представителей нашего много-
национального народа, которые смело, первыми в мире
брались за решение важнейших задач овладения воздуш-
ным пространством. Прозорливые исследования М. В. Ло-
моносова, Д. И. Менделеева, М. А. Рыкачева и других
выдающихся отечественных ученых, успешные работы
первостроителя самолета А. Ф. Можайского, гениальные
научные труды Н. Е. Жуковского, С. А. Чаплыгина и дру-
гих родоначальников современной аэродинамики явля-
ются нашей национальной гордостью. Мы по праву
гордимся и тем, что наша страна является родиной ракет-
ной техники, основы которой заложены трудами русских
ученых, и прежде всего основоположником теории ракето-
строения и космических полетов К. Э. Циолковским.
Новый, высший этап в развитии авиационной науки и
техники, в строительстве отечественного Воздушного
Флота неразрывно связан с победой Великой Октябрьской
социалистической революции. Историческая заслуга со-
здания могучей советской авиации принадлежит Комму-
нистической партии, ее вождю В. И. Ленину. Высоко оце-
нивая значение Воздушного Флота и перспективы его со-
вершенствования, наша партия, В. И. Ленин с первых же
дней жизни молодого социалистического государства при-
нимали меры, направленные на строительство советской
авиации. Из преданных делу революции летчиков, техни-
ков и мотористов были сформированы первые авиацион-
ные отряды, явившиеся костяком молодых Советских
Военно-воздушных сил, которые вместе со всей Красной
Армией успешно громили иностранных интервентов и
белогвардейцев на фронтах гражданской войны. В стране
242
были Открыты учебные заведения для подготовки летных
кадров, начали работать авиационные научные учреж-
дения.
Победоносно окончив гражданскую войну и приступив
к мирному социалистическому строительству, наш народ,
следуя указаниям В. И. Ленина, продолжал укреплять
обороноспособность Советского государства. В 1921 году
X съезд партии в своих решениях по военным вопросам
обратил особое внимание на укрепление специальных тех-
нических и авиационных частей Советской Армии.
В 1922 году Совет Труда и Обороны принял трехлетнюю
программу строительства и развития авиационных пред-
приятий. В 1923 году началась организация гражданской
авиации и добровольного Общества друзей Воздушного
Флота.
Осуществление ленинского курса на индустриализа-
цию страны, бурное развитие авиационной науки и тех-
ники создали благоприятные условия для дальнейшего со-
вершенствования Советского Воздушного Флота. На на-
ших аэродромах появлялось все больше и больше перво-
классных скоростных и высотных самолетов, воздушных
кораблей дальнего полета. Коммунистическая партия оте-
чески заботилась о росте мастерства летчиков, штурманов,
инженеров и техников, воспитывала их в духе животвор-
ного советского патриотизма. В укреплении кадров нашей
авиации огромную роль сыграло' шефство ленинского
комсомола над Военно-воздушными силами.
В результате быстрого технического прогресса, бла-
годаря высоким морально-политическим качествам и не-
превзойденному мастерству своих кадров Советский Воз-
душный Флот в годы предвоенных пятилеток прославил
нашу страну беспримерными перелетами и мировыми
авиационными рекордами. В памяти нашего народа на-
всегда сохранятся замечательные летные подвиги, совер-
шенные в ту героическую пору многими советскими авиа-
торами, талантливо решавшими почетную задачу, выдви-
нутую перед ними партией, — летать дальше, быстрее и
выше всех.
С исключительной яркостью могучая сила нашей авиа-
ции проявилась в грозные годы Великой Отечественной
войны. Центральный Комитет КПСС и Советское прави-
тельство на протяжении всей борьбы с врагом принимали
необходимые меры для непрерывного улучшения техниче-
243
ского оснащения авиационных соединений, пополнения их
квалифицированными кадрами. Благодаря героическому
труду рабочих, инженеров и техников социалистической
промышленности фронт получал все больше и больше са-
молетов. В последние три года войны труженики совет-
ского тыла давали нашим Военно-воздушным силам до
40 000 самолетов в год.
Отлично владея боевой техникой, наши авиаторы, как
и все другие воины Советской Армии и Военно-Морского
Флота, в ожесточенных сражениях с врагом показали без-
заветную преданность Родине. Подвиги Н. Гастелло,
В. Талалихина, А. Горовца, И. Полбина и многих других
летчиков и авиационных командиров, отдавших жизнь во
имя победы над врагом, никогда не будут забыты совет-
ским народом. В героических делах наших летчиков, кото-
рые вместе со всеми советскими воинами мужественно
сражались против врага под Москвой и Сталинградом, на
Кубани и Курской дуге, на Днепре, Висле и Одере, на
всех других участках фронта, нашли свое блестящее во-
площение высокие моральные качества советских людей,
воспитанных Коммунистической партией.
В воздушных боях и операциях Великой Отечествен-
ной войны все время росли воинское умение летчиков,
организаторское мастерство и оперативно-тактическое ис-
кусство авиационных командиров. Политорганы, партий-
ные и комсомольские организации сплачивали советских
воинов вокруг Коммунистической партии, воспитывали их
в духе героизма и самоотверженного выполнения своего
долга перед Родиной. Коммунисты и комсомольцы подни-
мали воинов на подвиги, служили образцом смелости и
отваги в борьбе с врагом.
В послевоенные годы в развитии нашего Воздушного
Флота достигнуты новые успехи. Это стало возможным
потому, что Коммунистическая партия твердо и последо-
вательно проводит ленинскую линию на преимуществен-
ное развитие тяжелой индустрии, потому, что благодаря
успехам социалистической экономики, отечественной науки
и техники в нашей стране по существу свершилась техни-
ческая революция в области авиации. Ярким свидетель-
ством тому является появление пилотируемых и беспилот-
ных реактивных самолетов, крылатых и баллистических
ракет, новых средств управления и автоматизации. В наше
244
время на смену крылатой авиации приходит ракетная тех-
ника, ракетная авиация.
Огромный вклад в дело решения сложнейших вопросов
проектирования и расчета новейших авиационных конст-
рукций внесли творческие коллективы советских конструк-
торов. Замечательный трудовой подвиг совершили рабо-
чие и инженеры наших авиационных заводов, сумевшие
воплотить смелые конструкторские замыслы в совершен-
ные аэродинамические формы современных летательных
аппаратов.
Невиданно быстрое развитие авиационной техники
предъявляет новые высокие требования к кадрам нашего
Воздушного Флота. Овладение этой техникой — ответст-
венная задача всего личного состава Военно-воздушных
сил.
В наше время наука и техника неотделимы от поли-
тики, и каждое крупное научное открытие или техническое
изобретение сразу же приобретает политическую значи-
мость. Так было и с атомной энергией и современной ре-
активной авиацией, которые империалисты используют
прежде всего в военных целях. Империалисты стремятся
обострить международные отношения, продолжают гонку
вооружения и подготовку к войне против Советского
Союза и стран народной демократии. В советской печати
указывалось, что в 1958 г. самолеты военно-воздушных
сил США с атомными и водородными бомбами на борту
неоднократно совершали вылеты через арктические рай-
оны в сторону территории СССР. Как ни трудно поверить,
что США могут позволить себе такие неслыханные для
обстановки мирного времени действия, столь безрассуд-
ную игру судьбами мира, это, к сожалению, имеет место.
Обстоятельства таких полетов достаточно известны из
сообщений американского телеграфного агентства Юнай-
тед Пресс, содержание которых было подтверждено пред-
ставителями командования американских военно-воздуш-
ных сил. Как следует из сообщений, каждый раз, когда
на экранах радиолокаторов (радаров) так называемой
сети раннего предупреждения США возникают какие-то
неопознанные предметы, американским военнослужащим
мерещатся управляемые снаряды, баллистические ракеты
и т. п. При ближайшем рассмотрении всякий раз выясня-
лось, что эти изображения на экранах американских ра-
16 Пономарев A. IT.
245
даров были вызваны либо электронными помехами, либо
падением метеоритов.
Если вдуматься в значение этих фактов, то не трудно
понять, как мало нужно врагам мира, чтобы поставить
человечество на край пропасти.
Американские генералы ссылаются на то, что до сих
пор самолеты США возвращались на свои базы с полпути,
как только выяснялось, что тревога является ложной. Но
что будет, если американские военнослужащие, наблю-
дающие за своими радарами, не сумеют вовремя распо-
знать, что летящий метеорит — это не управляемый сна-
ряд, а стая гусей — это не флотилия бомбардировщиков?
Тогда американские самолеты продолжат свой полет и
приблизятся к границам Советского Союза. Но, в таком
случае, интересы обеспечения безопасности советского
народа поставят СССР перед необходимостью принятия
немедленных встречных мер для устранения надвигаю-
щейся угрозы.
Чтобы еще яснее представить себе крайне опасный
для дела мира характер действий США, достаточно поста-
вить вопрос: что бы произошло, если бы Военно-воздуш-
ные силы СССР стали действовать так же, как действует
сейчас американская авиация? На экранах советских ра-
даров тоже возникают время от времени изображения, вы-
зываемые пролетом метеоритов или электронными поме-
хами. Если бы в подобных случаях советские самолеты
также вылетали с грузом атомных и водородных бомб в
направлении США и их баз в других государствах, то
какое сложилось бы положение? Воздушные флотилии
обеих сторон, заметив друг друга где-нибудь над льдами
Арктики или в другом месте, очевидно, сделали бы есте-
ственный при таких обстоятельствах вывод, что имеет
место действительное нападение противника. Тогда мир
неминуемо оказался бы захваченным ураганом атомной
войны.
Таким образом, уже несколько раз человечество было
на волоске от катастрофы, которая могла бы обрушиться
на мир мгновенно вследствие провокационных или безот-
ветственных действий, а народы даже не подозревали, ка-
кая опасность нависла над ними. Недаром и в Западной
Европе и в самих США с тревогой говорили в эти дни, что
каждый раз, когда американские бомбардировщики под-
246
нимались в воздух со своим грузом и ложились на задан-
ный им курс, они летели навстречу третьей мировой войне.
Нам вполне понятна тревога и возмущение европей-
ских народов, которые считают эти действия американской
авиации проявлением «прогрессирующего безумия». По-
леты американских бомбардировщиков навлекают гроз-
ную опасность атомной войны и на англичан, французов,
жителей Западной Германии, на народы стран, опутанных
сетями военных обязательств перед США и позволивших
разместить на своей земле американские атомные и ракет-
ные базы. Опасность положения для них усугубляется
еще и тем, что военные самолеты США, несущие в своих
люках атомные и водородные бомбы, круглосуточно бо-
роздят воздушное пространство над этими странами.
И если в Соединенных Штатах кое у кого все еще есть
надежда на то, что смерч атомной войны может как-то
пройти стороной, миновав североамериканский континент,
то, как уже неоднократно указывалось Советским прави-
тельством, это — всего лишь иллюзии. В наше время
нельзя не видеть, какие последствия жонглирование атом-
ными и водородными бомбами может вызвать и для самих
США, для жизни миллионов и миллионов американцев.
Поистине можно согласиться, что ответственные руко-
водители США действительно держат мир на грани войны,
причем в результате их действий эта грань может исчез-
нуть в считанные часы вследствие малейшей ошибки аме-
риканского техника, невнимательности, просчета или не-
правильного умозаключения какого-нибудь американского
офицера. Создается впечатление, что эти деятели, которые
год за годом пытались внушить американскому народу и
народам государств, входящих в НАТО, страх перед выду-
манной ими же «угрозой» со стороны социалистических
стран, подпали теперь под гипноз своей собственной про-
паганды. Но одно дело, если бы они давали выход своим
паническим настроениям у себя дома, и совершенно дру-
гое дело, когда мероприятия, порождаемые военной исте-
рией, выходят за пределы США и создают угрозу безо-
пасности других народов.
При рассмотрении вопроса об угрозе для международ-
ной безопасности, которую создают полеты американской
стратегической авиации с атомными и водородными бом-
бами, нельзя упускать из виду, что это не единичный и
тем более не случайный факт, а проявление вполне опре-
16*
247
деленной политики. Каждый день приносит все новые сви-
детельства того, что Соединенные Штаты Америки и их
союзники по Североатлантическому блоку все более под-
чиняют свою внешнюю политику и внутреннюю жизнь
своих стран одной цели — приготовлениям к ракетно-
атомной войне. Государствам, втянутым в военные блоки,
возглавляемые США, навязывается размещение амери-
канских атомных баз и стартовых площадок для запуска
ракетного оружия. В 1958 г. при активном поощрении со
стороны правительства США было принято решение об
атомном вооружении западногерманской армии, вызвав-
шее понятное возмущение народов, особенно стран, по-
страдавших от гитлеровской агрессии. Одно за другим
следуют различного рода совещания органов НАТО, по-
священные дальнейшему расширению гонки атомных во-
оружений. И в довершение всего — американские бомбар-
дировщики совершают рискованные вылазки к границам
СССР с грузом атомных и водородных бомб.
Желая на деле способствовать улучшению междуна-
родной обстановки п установлению необходимого доверия
между государствами, Советский Союз провел, как изве-
стно, широкое сокращение своих вооруженных сил.
Советский Союз выступает за прекращение испытаний
всех видов атомного и водо-родного оружия. Между тем
Соединенные Штаты Америки ответили на эти акты
доброй воли со стороны Советского Союза продолжением
испытаний ядерного оружия, вызывающими действиями
своей военной авиации, вооружением войск Атлантиче-
ского блока баллистическими снарядами среднего ради-
уса действия и созданием запасов ядерного оружия на
территории стран Западной Европы. Все это свидетельст-
вует о том, что правящие круги США, Англии и ряда
других стран намерены и в дальнейшем осуществлять
гонку вооружений, продолжать «холодную войну», обсу-
ждать планы нападений на СССР и страны социалистиче-
ского лагеря, вплоть до пропаганды превентивной ядер-
ной войны.
А что означала бы ядерная война в современных усло-
виях? Известно, что современная наука и техника обеспе-
чивают создание водородной бомбы, равной по своей
разрушительной силе 5 4- 10 и более миллионам тонн тро-
тила. Такая бомба может быть сброшена с самолета-но-
сителя ядерного оружия или доставлена ракетой. Как
248
американские, так и советские ученые предупреждают,
что взрыв такой бомбы опустошил бы территорию радиу-
сом на сотни километров, не говоря уже о распростране-
нии губительных для человека радиоактивных осадков,
страшное действие которых не идет ни в какое сравнение
с тем, что произошло в Хиросиме и Нагасаки. К тому же
развитие военной техники делает возможным почти мгно-
венную доставку этих видов оружия в любой уголок зем-
ного шара. И нам понятна растущая тревога народов всех
стран и континентов, их настоятельное требование при-
слушаться к имеющимся авторитетным предостережениям
не допустить новой войны, в пламени которой при отсут-
ствии запрета атомного, водородного и ракетного1 оружия
погибли бы миллионы и миллионы людей.
Нестерпима мысль, что может начаться атомная и во-
дородная война. Академик И. В. Курчатов говорил, что
ученым, работающим в области атомной энергии, больше
чем кому бы то ни было видно, что применение атомного
и водородного оружия ведет человечество к неисчислимым
бедствиям. Для того чтобы это было совершенно ясно,
приведем две — три цифры о производстве взрывчатых ве-
ществ в годы второй мировой войны. В Германии за этот
период было произведено около полутора миллионов, а в
США и Великобритании вместе — около четырех миллио-
нов тонн взрывчатых веществ. Эти цифры грандиозны. Но
при взрыве только одной большой водородной бомбы, до-
ставленной к цели самолетом или ракетой, выделится
энергия, которая превзойдет энергию всех взрывчатых ве-
ществ, произведенных во всем мире за четыре года вто-
рой мировой войны. В Хиросиме и Нагасаки от взрыва
атомных бомб, сброшенных с самолетов, погибло не-
сколько сотен тысяч человек. От взрыва большой водород-
ной бомбы в крупном городе погибнет несколько миллио-
нов человек. Правдоподобная картина поражений, кото-
рые может вызвать термоядерное оружие, дана в книге
«Ядерное оружие и внешняя политика», изданной в Аме-
рике в 1957 году.
Испытания атомного и водородного оружия с помо-
щью самолетов, ракет и другими способами, помимо того,
что они держат мир в постоянной тревоге, как предвест-
ник возможных грядущих атомных войн, приносят, а в
дальнейшем в еще большей степени будут приносить вред
здоровью людей. Расчеты показывают, что если и впредь
249
испытания атомного оружия будут продолжаться в том
же темпе, как в 1958 г., то вследствие выпадения на по-
верхность земли образующихся при взрыве и распростра-
няющихся по всему земному шару радиоактивных изо-
топов стронция, цезия и углерода в будущем в каждом
поколении будет поражено наследственными заболева-
ниями несколько миллионов человек.
Министр обороны СССР тов. Р. Я. Малиновский гово-
рил на XXI съезде КПСС, что империалисты выступают
за «продолжение курса на подготовку агрессивной войны
с применением ядерного оружия против Советского
Союза и стран социалистического лагеря, продолжение
гонки вооружений, усиление агрессивных военных группи-
ровок и военных союзов. Они грозят нам могуществом
своей авиации и военно-морского флота.
Мы можем на это ответить, что это уже относительно
устаревшие средства войны, есть более грозное и новей-
шее средство — это межконтинентальные баллистические
ракеты. Их действительно не остановишь никакими сред-
ствами противовоздушной обороны, и они способны неот-
вратимо доставить водородный заряд колоссальной мощи
в любую точку земного шара (именно в точку — они очень
точны). В этом сомневаться не приходится, ибо первая
подобная им ракета так триумфально1 взвилась в космос
и теперь с гордостью носит советский вымпел вокруг
Солнца. Какое еще нужно доказательство ракетной мощи
Советской державы?!»
«Наши Вооруженные Силы располагают великолепной
боевой реактивной техникой, способной поражать как на
полях сражений, так и в любой точке земного шара. Если
война нам будет навязана, то мы считаем, что именно
реактивное оружие является оружием, наиболее отвечаю-
щим современным боевым требованиям, позволяющим
эффективно решать стратегические, оперативные и такти-
ческие задачи на суше, в воздухе и на море».
«Мы с радостью рукоплещем нашим ученым, инжене-
рам и техникам, всем рабочим — труженикам, создавшим
космическую советскую ракету и оснастившим Вооружен-
ные Силы целой серией боевых баллистических ракет:
межконтинентальных, континентальных большой, средней
и ближней дальности и целой группой ракет тактического
назначения — и приносим им глубокую благодарность».
Советская Армия, Флот и Авиация в состоянии в лю-
250
бой момент отразить внезапное нападение агрессоров на
нашу страну и союзные нам государства и нанести такой
сокрушительный ответный удар, который раз и навсегда
положил бы предел всяким попыткам кого бы то ни было
вооруженной рукой помешать закономерному движению
народов к коммунизму.
В послевоенный период советская авиация сделала
крупный шаг в развитии своей мощи и боевых возможно-
стей.
Огромные достижения нашей страны в области про-
мышленности, науки и техники позволили оснастить совет-
скую авиацию всеми видами современного оружия и бое-
вой техники, в том числе атомным и водородным оружием,
ракетной техникой и сложными электронными приборами,
обеспечивающими управление новыми средствами борьбы.
Советские ученые сочли своим священным долгом
обеспечить безопасность Родины и при повседневном ру-
ководстве, при повседневной заботе партии и правитель-
ства, вместе со всем советским народом добились выдаю-
щихся успехов в деле создания атомного и водородного
оружия и его носителей.
15 февраля 1958 года в своем ответе на Послание
Председателя Совета Министров СССР Президент Соеди-
ненных Штатов Америки утверждал, что «США могли бы
нанести СССР удар, когда они обладали атомным ору-
жием, а у Советского Союза его не было или когда США
обладали термоядерным оружием, а у Советского Союза
его не было».
Президент Соединенных Штатов Америки не прав.
К тому моменту, когда Советский Союз начал копить свои
запасы атомного оружия, в США его было настолько
мало, что оно не могло иметь серьезного значения в войне.
Термоядерное же оружие было раньше создано в СССР,
а не в США.
Обратимся к некоторым датам. В ноябре 1952 года в
атолле Эниветок в Тихом океане Соединенные Штаты
Америки произвели опытный взрыв термоядерного устрой-
ства под условным наименованием «Майк». Известный
американский журналист Стюарт Олсоп дал образную ха-
рактеристику «Майка». Он писал: «Майк» представлял
собой чудовищно большое приспособление, превышающее
по своим размерам большой дом; невозможно запустить
в космос нечто столь большее, как дом; проблема заклю-
251
чается в том, чтобы уменьшить размеры «Майка» так,
чтобы водородный заряд, достаточно маленький для того,
чтобы его можно было поместить в баллистическую ракету,
мог нанести мощный удар порядка миллиона тонн».
Такой заряд был создан, но не в Соединенных Штатах
Америки, а в Советском Союзе и испытан 12 августа
1953 года. Кстати сказать, советский термоядерный заряд
1953 года был основан на другом принципе, чем «Майк».
Задача создания термоядерного заряда, пригодного для
военных целей, была решена Соединенными Штатами
Америки только через полгода — в 1954 году после мар-
товских испытаний, в том же атолле Эниветок.
Советский народ вооружил свою авиацию всеми необ-
ходимыми видами атомных и термоядерных зарядов. Вся-
кий, кто осмелится поднять атомный меч против него, от
атомного меча и погибнет.
В послевоенный период, и особенно за последние годы,
развитие боевой техники, в частности относящейся к об-
ласти авиации (пилотируемые и беспилотные самолеты,
крылатые и баллистические ракеты, средства управления
и автоматизации), ставит перед всеми авиаторами все но-
вые и новые задачи.
В нашей стране огромные достижения в развитии на-
уки и техники положили начало освоению космического
пространства. Имеются беспредельные возможности для
проявления конструкторских талантов. Благодаря всему
этому наша советская авиация вступила в принципиально
новую эпоху своего развития.
Качественные изменения авиационных средств, исполь-
зующих воздушную среду и космическое пространство для
перемещения между точками нашей планеты, практически
ощущаются воинами-авиаторами, осваивающими новую
пилотируемую и беспилотную авиатехнику.
С точки зрения роли инженерно-авиационной службы
современные пилотируемые самолеты, и особенно их бес-
пилотные разновидности, отличаются сложной аппарату-
рой автоматики всех видов и аппаратурой дистанцион-
ного управления агрегатами и оружием. Это приводит к
значительному сокращению состава экипажа, находяще-
гося на борту пилотируемого самолета, а в беспилотных
вариантах, само собой разумеется, экипаж отсутствует
совсем. Как следствие этого- количественно возросла на-
земная инженерно-техническая часть экипажа.
252
Советская авиация оснащена новым автоматическим
оружием, мощными дальнобойными ракетными снаря-
дами, вполне современными приборами, оборудованием
и другой многообразной и сложной техникой.
Неизмеримо возросла мощь советской авиации. Наша
авиация способна успешно решать все задачи, которые
могут возникнуть перед ней во время войны. На ее воору-
жении состоят реактивные и турбореактивные, дальние и
сверхдальние бомбардировщики*, реактивные истребители
со сверхзвуковыми скоростями и вполне современные
транспортные самолеты и вертолеты. Высокие летно-
тактические данные самолетов и новое более совершенное
оружие дают возможность нашим ВВС не только вести
боевые действия совместно с Сухопутными войсками и
Военно-Морским Флотом, но и самостоятельно решать
важные стратегические задачи.
Советская авиация вооружена всеми современными
средствами борьбы. Она способна не только защищать
наши границы, но также наносить мощные удары ПО' объ-
ектам, расположенным на других континентах.
Советские Вооруженные Силы располагают ракетами
ближнего, среднего, дальнего и сверхдальнего' радиуса
действия, способными нести водородный заряд в любую
точку земного шара.
Войска противовоздушной обороны оснащены сверх-
звуковыми истребителями, высококачественной зенит-
ной артиллерией, зенитной ракетной техникой, новой элек-
тронной аппаратурой связи и управления.
Советские авиаторы выражают свою горячую благо-
дарность нашим ученым и всем работникам оборонной
промышленности — рабочим, инженерам, конструкторам
за высококачественное вооружение и технику, которую
они создали для защиты социалистической Родины.
Но сила советской авиации заключается не только' в
ее вооружении и боевой технике. Самое главное — это
люди, кадры, беспредельно преданные своему народу, го-
рячо любящие социалистическую Родину и в совершен-
стве владеющие боевой техникой. Они глубоко проник-
нуты идеей коммунизма, они носят ее в своем сердце и
готовы отдать свою жизнь за эту идею — вот что опреде-
ляет крепость и мощь наших Вооруженных Сил.
Советская авиация располагает всесторонне подготов-
ленными кадрами офицерского' состава. За послевоенные
253
годы офицерские кадры в качественном отношении и
своем развитии далеко шагнули вперед по сравнению с
периодом Великой Отечественной войны.
Наши военные кадры умело осваивают новое оружие
и боевую технику, творчески анализируют их влияние на
формы организации и способы ведения боевых действий
войск, продолжают изучать богатейший опыт второй ми-
ровой войны и находят наиболее целесообразные формы
организации и ведения будущих операций. Учения и ма-
невры показали зрелость наших офицерских кадров, вы-
сокую подготовленность личного состава, умение вести
боевые действия в сложных условиях с применением атом-
ного оружия и других современных средств борьбы.
Многие подразделения и части истребительной, бом-
бардировочной, разведывательной, вертолетной, военно-
транспортной авиации достигли высоких показателей в
боевой и политической подготовке. В наших Военно-воз-
душных силах все больше становится отличных экипажей
и звеньев, классных специалистов. За послевоенные годы
творческий труд многих передовых летчиков, направлен-
ный на освоение новой техники, отмечен правительствен-
ными наградами, а 55 авиаторам присвоено звание Героя
Советского Союза.
С каждым годом все большее и большее развитие
приобретает и наша гражданская авиация. Мировую изве-
стность приобрели реактивные пассажирские самолеты
ТУ-104, летающие сейчас по многим, в том числе й
международным, маршрутам. Вслед за ТУ-104 на воз-
душные трассы вышли новый турбовинтовой корабль
ТУ-114Д, способный без посадки совершать полеты из
ЛАосквы до Владивостока, замечательные новые пасса-
жирские самолеты Ил-18 и Ан-10, новые -пассажир-
ские и грузовые вертолеты.
Летные кадры гражданской авиации демонстрируют
непрерывный рост своего мастерства. Пилотов, налетав-
ших по одному, два и по три миллиона километров, на-
считываются многие сотни. Летчики,, штурманы и инже-
неры гражданской авиации с честью справляются с зада-
чей освоения новой техники. В их руках она отлично ра-
ботает на любых воздушных трассах, и в том числе на
трассах, проходящих в Арктике и Антарктиде.
Достижения наши в укреплении могущества советской
254
авиации очевидны. Но как бы ни были они велики,
нельзя останавливаться на достигнутом.
Интересы защиты нашей Родины требуют и впредь не-
устанно повышать боевую готовность авиации, в совер-
шенстве овладевать боевой техникой, укреплять воинскую
дисциплину, развивать советскую военную науку, улуч-
шать формы организации, методы боевой подготовки и
воспитания авиаторов.
Мы и впредь упорно должны работать над развитием
военной науки и техники, содействуя своим творческим
трудом созданию лучших в мире образцов авиационной
техники и вооружения. Советские военные авиационные
инженеры должны овладеть самой сложной современной
и перспективной авиационной техникой, обеспечивая в лю-
бой обстановке ее боевое применение.
Коммунистическая партия, ее ленинский Центральный
Комитет и Советское правительство постоянно' заботятся
о кадрах советской авиации, о развитии авиационной
военной науки и техники.
Именно благодаря этой заботе неизмеримо выросла
мощь советской авиации, оснащенной ныне новейшими
реактивными самолетами, современным реактивным и
ракетным оружием и другими важнейшими боевыми сред-
ствами. Советские авиаторы, преданные Родине, быстро и
умело овладевают этой сложной боевой техникой и спо-
собствуют ее совершенствованию и развитию.
Командиры, политорганы, партийные и комсомольские
организации, выполняя решения октябрьского (1957 г.)
Пленума ЦК КПСС, ведут неустанную работу по> полити-
ческому воспитанию личного состава авиационных частей
и соединений, обеспечивают успешное выполнение задач
боевой и политической подготовки. Командиры и полит-
работники дружно работают над решением задач повы-
шения боевой готовности нашей авиации. И воины Совет-
ских Военно-воздушных сил с глубоким сознанием сво-
его долга перед Родиной зорко охраняют ее воздушные
рубежи. Они не раз давали предметные уроки любителям
нарушения чужих границ.
Заботами славной ленинской партии у нас воспитаны
замечательные военные кадры и выращены могучие во-
оруженные силы, уверенно охраняющие мирный труд мил-
лионов людей нашей социалистической Родины. И если
враги нашей Родины попытаются развязать войну против
255
социалистического государства, личный состав Советской
Армии, Авиации и Флота готов в любую минуту вы-
ступить на защиту нашего социалистического Отечества.
Советские летчики, прославившие наше Отечество
своими героическими подвигами, непоколебимо стоят на
страже мира и безопасности народов.
Вместе с нашими Вооруженными Силами эту благо-
родную роль самоотверженно' выполняют армии братских
социалистических стран, связанные с Советским Союзом
узами тесной и нерушимой дружбы.
Воины Советской Армии, Авиации и Флота, проникну-
тые беспредельной преданностью своему советскому на-
роду, Советскому правительству и нашей славной великой
Коммунистической партии, зорко стоят на страже интере-
сов нашего государства, оберегают мирный труд народа
и процветание нашей великой советской Родины.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
От издательства............................................ 2
Введение .................................................. 3
Глава I. Реактивные двигатели............................. 13
Ракетные двигатели твердого топлива ...................... 14
Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД)....................... 16
Классификация ЖРД......................................... 18
Эксплуатационные особенности ЖРД.......................... 23
Характеристика окислителей................................ 26
Воздушно-реактивные двигатели............................. 29
Турбореактивные двигатели................................. 31
Турбовинтовые двигатели................................... 37
Тормозные устройства самолетов............................ 41
Турборакетные двигатели................................... 43
Топливо воздушно-реактивных двигателей.................... 49
Атомные силовые установки................................. 54
Глава II. Летательные аппараты............................ 64
Некоторые вопросы аэродинамики............................. —
Кинетический нагрев и пути его преодоления................ 75
Летные свойства самолетов................................. 79
Заправка топливом самолетов в воздухе.................... 90
Истребители............................................ 94
Бомбардировщики.......................................... НО
Оборонительное вооружение бомбардировщика................. 121
Самолеты-снаряды ......................................... 123
Самолеты военно-транспортной авиации...................... 129
Пассажирские самолеты..................................... 133
Вертолеты................................................. 144
Летательные аппараты нового типа и экспериментальные
самолеты................................................ 146
Глава III. Вооружение..................................... 162
Управляемые и неуправляемые реактивные снаряды .... 168
Системы наведения..................................... 179
Системы управления при помощи команд.................. 182
Система наведения по лучу............................. 186
Активное самонаведение ................................ 188
Тактическое применение активного самонаведения в снаря-
дах класса „воздух—воздух".............................. 191
257
Стр.
Тактическое применение активного самонаведения в снаря-
дах класса „воздух—земля (корабль)“.................... 194
Тактическое применение активного самонаведения в снарядах
„земля—земля" ......................................... 195
Полуактивное самонаведение ............................... 196
Тактическое применение полуактивного самонаведения сна-
рядов класса „воздух—воздух"........................... 197
Пассивное самонаведение................................... 198
Тактическое применение пассивного самонаведения........... 199
Астронавигационная система наведения................... 200
Инерциальная система..................................... —
Счисление пути......................................... 203
Инфракрасные системы обнаружения и наведения........... 204
Глава IV. Обеспечение безопасности полета.............. 210
Основное приборное оборудование........................... 212
Проблема автоматизации посадки ..... ..................... 221
Катапультные кресла и высотные костюмы.................... 226
Глава V. Долговечность пилотируемой авиации............... 234
Заключение................................................ 242
К ЧИТАТЕЛЯМ!
Просим присылать свои отзывы об
этой книге по адресу: Москва, Б-140,
Нижняя Красносельская, 4. Управле-
ние Военного издательства.
„НАУЧНО-ПОПУЛЯРНАЯ БИБЛИОТЕКА"
Книги массовой «Научно-популярной библиотеки» Военного
издательства материалистически объясняют явления природы,
знакомят с современным состоянием науки и техники по самым
различным отраслям знаний, связанным с военным делом. В них
популярно рассказывается, как с развитием науки и техники
происходят существенные изменения в военном деле, создаются
новые виды боевой техники и вооружения, меняются -способы их
использования в бою. Книги помогают нашим военным кадрам
постоянно совершенствовать свои военные знания, овладевать
новой боевой техникой, повышать бдительность и боеготовность
войск. Книги написаны общедоступно и рассчитаны на широкие
круги личного состава Вооруженных Сил Союза ССР, советскую
молодежь и членов ДОСААФ.
ВЫШЛИ В СВЕТ В 1958 ГОДУ
1. Е. М. Балабанов. Ядерные реакторы. 212 стр. 3 руб. 30 коп.
2. В. А. Михайлов. Физические основы получения атомной
энергии. 176 стр. 2 руб. 75 коп.
3. А. П. Глушко, Л. К. Марков, Л. П. Пилюгин. Атомное
оружие и противоатомная защита. 392 стр. 5 руб. 30 коп.
4. А. Н. Несмеянов. Радиоактивные изотопы и их примене-
ние. 192 стр. 2 руб. 85 коп.
5. В. Петров. Искусственный спутник Земли. 306 стр.
5 руб. 90 коп.
6. М. Б. Нейман, К. М. Садиленко. Термоядерное оружие.
239 стр. 4 руб. 60 коп.
7. Н. С. Мансуров. Наука и религия о природе. 64 стр. 80 коп.
8. К. Ф. Огородников. На чем Земля держится. 40 стр. 50 коп.
9. Б. А. Воронцов-Вельяминов. Происхождение небесных тел.
128 стр. 1 руб. 65 коп.
10. В. И. Громов. Из прошлого Земли. 96 стр. 1 руб. 20 коп.
11. В. И. Прокофьев. Возникновение религии и веры в бога.
124 стр. 1 руб. 50 коп.
12. П. Ф. Колоницкий. Мораль и религия. 80 стр. 95 коп.
13. Г. В. Платонов. Дарвинизм и религия. 89 стр. 1 руб. 10 коп.
14. Б. Б. Кудрявцев. О неслышимых звуках. 144 стр. 2 руб.
35 коп.
15. Г. А. Гурев. Научные предвидения и религиозные пред-
рассудки. 128 стр. 1 руб. 50 коп.
ВЫШЛИ В СВЕТ В 1959 ГОДУ
1. Я. Г. Вараксин. Радиоэлектроника в военном деле. 288 стр.
5 руб. 90 коп.
2. П. Ф. Колоницкий. Марксизм-ленинизм о религии. 124 стр.
1 руб. 50 коп.
3. К. Л. Воропаева. Жил ли Христос? 112 стр. 1 .руб. 40 коп.
4. Д. И. Сидоров. О христианских праздниках, постах и обря-
дах. 208 стр. 2 руб. 55 кощ.
5. Ф. К. Меньшиков. Алкоголизм — враг здоровья. 72 стр.
1 руб. 25 коп.
6. И. А. Науменко. Атомные силовые установки. 192 стр.
3 руб. 15 коп.
7. А. А. Жуховицкий. Меченые атомы. 116 стр. 1 руб. 75 коп.
8. Ф. В. Майоров. Электронные вычислительные машины и
их применение. 240 стр. 4 руб. 70 коп.
9. Сб. статей. Атомная энергия в авиации и ракетной тех-
нике. 504 стр. 8 руб. 60 коп.
10. Сб. статей. Атомная энергия и флот. 240 стр. 4 руб.
60 коп.
ГОТОВЯТСЯ К ПЕЧАТИ И ПОСТУПЯТ В ПРОДАЖУ
Б. В. Ляпунов. Ракета.
А. И. Опарин. Происхождение жизни.
В. И. Прокофьев. Знание и вера в бога.
В. А. Мезенцев. Религиозные суеверия и их вред.
Ф. И. Гаркавенко. Что такое религиозное сектантство?
Н. А. Ильин. Наука и религия о жизни и смерти.
И. В. Стрельчук. Пьянство губит человека.
А. Ф. Буянов. Материалы настоящего и будущего.
А. А. Космодемьянский. К- Э. Циолковский — его жизнь и
работы по ракетной технике.
Г. И. Покровский. Наука и техника в современных войнах.
Перечисленные выше книги1 можно приобрести в 'книжных
киосках и магазинах «Военная книга», библиотечных коллекто-
рах и книжных киосках Управлений торговли военных округов
и флотов.
Вышедшие из печати и поступившие в продажу книги
Военного издательства можно приобрести по почте,
направив заказ
„ВОЕННАЯ КНИГА — ПОЧТОЙ"
по одному из следующих адресов:
Владивосток, Ленинская, 18. Одесса, Дерибасовская, 13.
Воронеж, пр. Революции, 26/28. Ростов-на-Дону, Буденновский,
Киев, Красноармейская, 10. 103.
Куйбышев, Куйбышевская, 91. Свердловск, ул. Малышева, 31.
Ленинград, Невский, 20. Таллин, ул. Пикк, 5.
Львов, ул. Горького, 5. Ташкент, ул. Ленина, 94.
Минск, ул. Куйбышева, 24. Тбилиси, пл. Ленина, 4.
Москва, Г-2, Арбат, 21. Хабаровск, ул. Серышева, 11.
Мурманск, пр. Сталина, 25 Чита, ул. Ленина 110.
Новосибирск, Красный про-
спект, 23.
Книги высылаются без задатка, наложенным платежом, т. е.
с оплатой книг на почте при пх получении. Стоимость почтовой
пересылки относится за счет заказчика.
(Для получения книг в адрес полевой почты следует пере-
вести деньги вперед, для чего предварительно запросить «Воен-
ная книга — почтой» о стоимости книг и пересылки.)
МАГАЗИНЫ „ВОЕННАЯ КНИГА"
принимают предварительные заказы на книги Военного изда-
тельства, еще находящиеся в печати и не поступившие в про-
дажу. Предварительный заказ оформляется на почтовой
открытке в книжном магазине лично покупателем. О поступле-
нии заказанной литературы в книжный магазин покупатель изве-
щается заранее заполненной почтовой открыткой.
Предварителъные заказы экономят время и обеспечивают
покупку книг в первые дни продажи.
Цена 5 руб.