Реактивная авиация Второй мировой войны - Козырев Михаил Яковлевич

Ознакомительная версия. Доступно 19 страниц из 95

Характеристики ХВ-43: экипаж – 2 человека, силовая установка – 2 х ТРД General Electric J35-G1-3 тягой по 1670 кгс, размах крыла – 21,69 м и его площадь – 52,3 м2, длина – 15,6 м, высота – 7,39 м, вес пустого – 9877 кг, взлетный вес – 17 932 кг, максимальная скорость – 829 км/ч, дальность – 1770 км, практический потолок – 11 735 м, вооружение – 2 пулемета калибра 12,7 мм и 2722 кг бомб.

L-133

Инженеры фирмы Lockheed Aircraft К. Джонсон и Х. Хиббард в 1939 г. начали исследования в области реактивной авиации, разработав ряд проектов. В частности, в 1940 г. началась работа над одноместным реактивным истребителем, выполненным по схеме «утка» и оснащенным двумя турбореактивными двигателями L-1000 с осевым компрессором собственной разработки фирмы «Локхид». Двигатели устанавливались в хвостовой части фюзеляжа, входное устройство воздухозаборника располагалось в носу самолета.

Проект одного из вариантов проекта под обозначением L-133-02-01 30 марта 1942 г. был предложен армейской авиации США для изучения. Однако армия не проявила интереса к этому проекту и отказалась его финансировать.

Характеристики L-133-02-01: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ТРД L-1000 тягой по 2300 кгс, размах крыла – 14,22 м и его площадь – 30,19 м2, длина – 14,73 м, максимальная скорость – 985 км/ч, вооружение – 4 пушки калибра 20 мм в носовой части.

P-80

17 мая 1943 г. в штабе армейской авиации в Вашингтоне состоялось совещание с участием представителей Air Technical Service Command (Командование авиатехнического обслуживания) и фирмы Lockheed Aircraft. Во время этой встречи представители «Локхида» были проинформированы о положении в области развития боевой реактивной авиации (прежде всего в Англии), после чего им с учетом уже имевшегося некоторого опыта разработки проектов реактивных самолетов, в частности L-133-02-01, было предложено начать разработку истребителя на основе английского ТРД de Havilland H. 1B «Гоблин».

24 июня 1943 г. фирме Lockheed был уже выдан контракт на разработку нового одноместного истребителя в рамках проекта MX-409. Условиями контракта предусматривалась поставка трех опытных образцов, причем первый образец должен быть готовым через 180 дней, и опытной партии из 13 самолетов. Работа над первым опытным образцом под фирменным обозначением L-140 началась в августе 1943 г., а уже 8 января 1944 г. этот самолет, получивший официальное обозначение XP-80, впервые поднялся в воздух. Это был низкоплан с крылом ламинарного профиля, двигатель размещался в хвостовой части фюзеляжа, воздухозаборники по бокам фюзеляжа в корне крыла; шасси трехстоечное с носовым колесом. Вооружение состояло из пяти пулеметов калибра 12,7 мм, установленных в носовой части.

Следующие два опытных образца получили обозначение XP-80A и оснащались более мощным ТРД J33 тягой 1814 кгс, их испытания начались 10 июня 1944 г. Во время испытаний была достигнута максимальная скорость полета 898 км/ч, однако полеты опытных машин сопровождались катастрофами. Во время испытаний второй опытной машины 20 октября 1944 г. погиб главный летчик-испытатель фирмы «Локхид» Майло Берчэм. Кроме него, во время испытаний погиб Ричард Бонг, американский ас Второй мировой войны. Тринадцать опытных истребителей-перехватчиков YP-80A, оснащенных ТРД J33-GE-9 или J33-GE-11 и вооруженных шестью пулеметами в носу, начали поступать на войсковые испытания в октябре 1944 г. Два самолета этого типа прибыли в Италию в мае 1945 г., но в боевых действиях не участвовали.

Впоследствии P-80 (обозначение изменено на F-80 в 1948 г.) нес службу в послевоенных ВВС США, общее количество построенных самолетов различных модификаций составило 1715 экземпляров.

Характеристики P-80A Shooting Star («Метеор»): экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ТРД General Electric J33-A-11 тягой 1814 кгс, размах крыла – 12,17 м и его площадь – 22,11 м2, длина самолета – 10,52 м, высота – 3,43 м, вес пустого – 3593 кг, взлетный вес – 6577 кг, максимальная скорость – 933 км/ч, дальность – 870 км, практический потолок – 13 715 м, скороподъемность у земли – 1395 м/мин, вооружение – 6 пулеметов калибра 12,7 мм и две 450-кг бомбы.

XP-79B

Как уже говорилось выше, из-за неудовлетворительных характеристик опытных машин XP-79 и XP-79a, оснащенных ЖРД, американской фирме «Нортроп» выдали новое задание на переделку третьего опытного самолета под установку двух турбореактивных двигателей Westinghouse J30 тягой по 522 кгс. Эта машина получила обозначение XP-79B. Она полностью изготавливалась из магниевых сплавов и стали, что позволяло использовать ее для таранных атак вражеских бомбардировщиков.

Усиленное крыло самолета имело переменную толщину обшивки – от 19 мм у передней кромки до 3 мм у задней кромки крыла. Воздухозаборники двигателей имели прямоугольное сечение, в хвостовой части фюзеляжа установили два вертикальных киля, шасси было выполнено четырехстоечным с электрическим механизмом уборки и выпуска.

Опытный образец XP-79B привезли на авиабазу Мюрок в июне 1945 г. для подготовки к летным испытаниям. Первый полет XP-79B, состоявшийся 12 сентября 1945 г., не задался с самого начала. Во время начала разбега самолета одна из дежурных пожарных машин вдруг пересекла взлетно-посадочную полосу. Чтобы избежать столкновения с автомашиной, летчик-испытатель Г. Кросби сбросил тягу двигателей, затем повторно ускорился и взлетел на высоту 3000 м. Он сделал на этой высоте широкий круг на довольно большой скорости, которая, по оценке наблюдателей, была более 640 км/ч.

При втором проходе над аэродромом на высоте 2400 м Г. Кросби начал выполнять подъем с разворотом, но самолет неожиданно сорвался в штопор. Летчик сумел выпрыгнуть из кабины падающего самолета, но был убит вращавшимся фюзеляжем. Парашют летчика так и не раскрылся. Расследование причин катастрофы не дало никаких результатов из-за полного разрушения охваченной огнем машины. Сразу же после этой катастрофы программа XP-79B была прекращена.

Характеристики XР-79В: экипаж – 1 человек, силовая установка – 2 х ТРД Westinghouse Model B тягой по 635 кгс, размах крыла – 11,6 м и его площадь – 25,8 м2, длина самолета – 4,3 м, высота – 2,1 м, взлетный вес – 3932 кг, максимальная скорость – 880 км/ч, дальность – 1600 км, практический потолок – 12 200 м, вооружение – 4 пушки калибра 50 мм.

XF15

ВМФ США 7 апреля 1944 г. заключил контракт с фирмой Curtiss на разработку и постройку трех опытных образцов палубного истребителя, получившего обозначение XF15. Смешанная силовая установка самолета состояла из поршневого двигателя Pratt & Whitney R-2800-34W мощностью 2100 л. с. и ТРД Allis-Chalmers J36 тягой 1225 кгс. Предполагалось, что применение такой силовой установки позволит уменьшить время взлета с палубы авианосца и увеличить дальность действия истребителя. В качестве вооружения самолет должен был нести четыре крыльевые пушки калибра 20 мм.

Первый опытный образец приступил к летным испытаниям с одним только установленным поршневым двигателем, свой первый полет он совершил 27 февраля 1945 г. В процессе испытаний оценивались летные характеристики самолета, ТРД установили месяц спустя. Было выполнено несколько полетов с обоими работающими двигателями, однако 8 мая 1945 г. самолет при заходе на посадку разбился из-за отказа поршневого двигателя. Второй самолет поднялся в воздух 9 июля 1945 г., вскоре к испытаниям приступил и третий самолет с T-образным хвостовым оперением. Испытания продолжались до октября 1946 г., когда программа была отменена.

Характеристики XF15: экипаж – 1 человек, силовая установка – 1 х ПД Pratt & Whitney R-2800-34W мощностью 2100 л. с. и 1 х ТРД Allis-Chalmers J36 тягой 1225 кгс, размах крыла – 14,63 м и его площадь – 40,0 м2, длина самолета – 13,41 м, высота – 4,65 м, вес пустого – 5739 кг, взлетный вес – 7543 кг, максимальная скорость – 755 км/ч, скороподъемность – 25,5 м/с, дальность – 2228 км, вооружение – 4 пушки калибра 50 мм.

XP-81

В 1943 г. фирма Convair (Consolidated-Vultee Aircraft) начала разработку дальнего эскортного истребителя XP-81, предназначенного для боевых действий на Тихоокеанском театре военных действий. Самолет должен был оснащаться смешанной силовой установкой из ТВД, вращавшего четырехлопастной винт в носу самолета, и ТРД в хвостовой части.

Ознакомительная версия. Доступно 19 страниц из 95