Проект С-1ВРДК-1, разработанный в Центральном аэрогидродинамическом институте под руководством И.А. Абрамовича, представляет собой один из наиболее интересных и амбициозных экспериментов советской авиационной мысли периода Великой Отечественной войны. Эта машина занимала уникальную нишу между традиционными поршневыми истребителями и полноценными реактивными самолётами, воплощая переходный этап в развитии авиационных силовых установок. Работа над проектом велась параллельно с другими ранними реактивными разработками СССР, такими как Гу-ВРД, ЛаГГ-3ВРД и Бич-26, и отражала стремление отечественных конструкторов освоить новые принципы движения в воздухе.
Конструктор проекта: Генрих Наумович Абрамович
Генрих Наумович Абрамович (1 мая 1911, Варшава — 27 марта 1995, Москва) — выдающийся советский учёный в области теоретической и прикладной газовой динамики, доктор технических наук и профессор, чьи работы заложили фундамент отечественной школы турбулентных течений и теории воздушно-реактивных двигателей.
Родившись в семье студента Варшавского политехнического института, Абрамович в 1915 году вместе с семьёй эвакуировался в Москву. В 1932 году он окончил Московский инженерно-строительный институт, после чего по рекомендации своего наставника В.И. Поликовского был принят на работу в ЦАГИ. Уже к концу 1930-х годов молодой специалист стал одним из ведущих сотрудников института, руководил проектами создания крупных аэродинамических труб, предложил и научно обосновал концепции околозвуковых и сверхзвуковых труб с закрытой рабочей частью.
В 1939 году Абрамович защитил докторскую диссертацию и получил звание профессора. В годы войны он возглавил аэродинамическую лабораторию ЦАГИ, а в 1942 году стал инициатором создания отдела реактивных систем, сосредоточив усилия коллектива на изучении перспектив применения воздушно-реактивных двигателей в авиации. Именно под его руководством были выполнены проектные проработки истребителей с гибридными силовыми установками ВРДК, включая С-1ВРДК-1.
Абрамович не ограничивался теоретическими изысканиями: по настоянию И.Ф. Петрова он освоил пилотирование самолёта У-2 и совершал на нём практические полёты, что позволяло ему глубже понимать эксплуатационные требования к проектируемой технике. После войны он работал в НИИ-1, ЦИАМ и на протяжении более пятидесяти лет преподавал в МАИ, где заведовал кафедрой теории воздушно-реактивных двигателей.
Научное наследие Абрамовича включает более 200 публикаций, 13 учебников и монографий, среди которых фундаментальные труды по газовой динамике, теории турбулентных струй и расчёту реактивных двигателей. Он подготовил более 50 кандидатов и 20 докторов наук. За выдающиеся достижения учёный был удостоен Сталинской премии (1943), премии имени Н.Е. Жуковского (1940), звания Заслуженного деятеля науки и техники РСФСР (1972) и ряда государственных наград.
Конструкция планера и аэродинамические решения
С-1ВРДК-1 представлял собой цельнометаллический свободнонесущий низкоплан с трапециевидным крылом, завершающимся прямыми законцовками. Главной визуальной и конструктивной особенностью самолёта стало полное отсутствие воздушного винта — революционное решение для советского самолётостроения 1940-х годов. Вместо привычного пропеллера в носовой части фюзеляжа размещался осесимметричный воздухозаборник с центральным телом, внутри которого монтировалась 20-мм пушка ШВАК с боекомплектом на 60 снарядов.
Для достижения расчётной максимальной скорости порядка 800 км/ч аэродинамик В.А. Федулов выбрал для крыла специальный профиль ЦАГИ 1В-10, характеризующийся пониженным волновым сопротивлением по сравнению с традиционными профилями NACA. Крыло выполнялось по двухлонжеронной схеме с дополнительной силовой стенкой. В пространстве между лонжеронами размещались топливные баки общей ёмкостью 400 литров и ниши для уборки основных стоек шасси.
Силовая установка ВРДК: принцип работы
Сердцем проекта стала гибридная силовая установка ВРДК (воздушно-реактивный двигатель компрессорного типа). Её основу составлял четырёхступенчатый осевой компрессор диаметром 1300 мм с направляющим аппаратом, приводимый во вращение звездообразным поршневым двигателем М-82 через соосный редуктор. Абрамович эмпирическим путём определил, что оптимальная степень сжатия для компрессора такого типа должна составлять 1,3–1,4. Это понимание пришло в том числе благодаря анализу итальянского самолёта Кампини-Капрони: стало очевидно, что чрезмерная степень сжатия (∑=4) приводит к непродуктивному расходу мощности приводного двигателя.
После прохождения компрессора воздушный поток обтекал цилиндры мотора М-82, нагреваясь за счёт тепла системы охлаждения. Дополнительный энергетический вклад вносили выхлопные газы поршневого двигателя, которые смешивались с основным потоком воздуха. Далее эта смесь по двум бортовым каналам направлялась в камеру сгорания, расположенную в хвостовой части фюзеляжа.
Система питания и камера сгорания
В качестве топлива для реактивной части установки использовался тот же авиационный бензин, что и для поршневого двигателя М-82. Горючее подавалось в камеру сгорания (в терминологии того времени — «топку») через форсунки-испарители и воспламенялось запальными свечами. Расчётный расход бензина в режиме ВРДК составлял 1,1 кг/с, что обуславливало повышенную долю топлива во взлётной массе самолёта по сравнению с классическими истребителями эпохи.
Камера сгорания представляла собой тонкостенную конструкцию, образованную двумя соосными обечайками, между которыми организовывался канал для циркуляции охлаждающего воздуха. Расчётная температура горения бензо-воздушной смеси была определена на уровне 1500°С — значение, которое руководитель группы процессов горения Д.А. Франк-Каменецкий считал оптимальным с точки зрения эффективности и термической стойкости материалов. Регулирование реактивной тяги осуществлялось тремя способами: изменением подачи бензина, варьированием оборотов приводного мотора М-82 и продольным перемещением хвостового конуса сопла.
Конструкция хвостовой части и оперения
Хвостовая часть фюзеляжа представляла собой серьёзную конструкторскую задачу, поскольку её внутренний объём практически полностью занимала камера сгорания внушительных габаритов: диаметр — 1,5 метра, длина — 4,2 метра. Профессор А.Н. Путилов разработал для этого участка оригинальную конструктивную схему в виде ажурной кольцевой фермы с несущей обшивкой, обеспечивающей необходимую прочность при минимальном весе.
Горизонтальное оперение было вынесено над фюзеляжем на специальный пилон. Такое решение не только повышало жёсткость хвостовой части, но и исключало попадание раскалённых выхлопных газов на стабилизатор, что могло привести к потере управляемости или повреждению конструкции. Вертикальное оперение выполнено в виде двух разнесённых килей — нестандартное решение для одноместного одномоторного истребителя. Конструктор В. Кузнецов пошёл на этот шаг, опасаясь недостаточной эффективности рулей направления в условиях отсутствия обдувки оперения струёй от воздушного винта. По той же причине площадь стабилизатора была намеренно увеличена.
Шасси, вооружение и размещение топливной системы
Шасси самолёта выполнено по трёхопорной схеме с носовой стойкой — решение, нетипичное для отечественного самолётостроения тех лет, но перспективное с точки зрения устойчивости при взлёте и посадке. Основное вооружение, 20-мм пушка ШВАК, размещалась в центральном теле носового воздухозаборника, что обеспечивало удобную траекторию стрельбы, но создавало определённые сложности с обслуживанием и возможным влиянием пороховых газов на работу компрессора.
Топливная система включала основной бензобак ёмкостью 1200 литров, расположенный между двигателем М-82 и кабиной пилота, а также дополнительный бак на 300 литров, размещённый в центроплане. Таким образом, общий запас горючего достигал 1800 кг. Взлётная масса самолёта оценивалась в 6800 кг, из которых 2200 кг приходилось на конструкцию планера, 2100 кг — на силовую установку в сборе (причём собственно реактивная часть весила около 800 кг).
Лётно-технические характеристики и расчётные данные
Расчётная максимальная скорость С-1ВРДК-1 на высоте 7600 метров составляла 820 км/ч, на высоте 4500 метров — около 800 км/ч. Характерной особенностью машины стала стабильность максимальной скорости в широком диапазоне высот, в то время как у истребителя Ла-5 с тем же поршневым двигателем М-82 наблюдалось резкое падение скорости уже на высоте 6500 метров. Скороподъёмность, особенно на больших высотах, также превосходила показатели традиционных поршневых истребителей.
Расчётная нагрузка на крыло, равная 200 кг/м², делала самолёт с ВРДК менее манёвренным в горизонтальной плоскости по сравнению с Ла-5, однако по разгонным характеристикам и вертикальной динамике он имел существенное преимущество. Для удержания взлётной массы в приемлемых пределах продолжительность полёта на максимальной скорости ограничивалась 15–20 минутами. При этом ВРДК обладал уникальной особенностью: даже без подачи бензина в камеру сгорания создавалась реактивная тяга за счёт использования тепла от охлаждения мотора и, что важнее, тепла выхлопных газов в зоне высокого давления. В таком режиме самолёт мог находиться в воздухе 3–3,5 часа, что открывало возможности для длительного барражирования.
Тактическое назначение проекта
На основании расчётных данных самолёту С-1ВРДК-1 было определено тактическое назначение барражирующего истребителя-перехватчика. Машина предназначалась для патрулирования заданного района на большой высоте с последующим быстрым перехватом воздушных целей. Сочетание высокой скорости набора высоты, стабильных характеристик на разных эшелонах и возможности длительного дежурства в воздухе делало проект перспективным для задач противовоздушной обороны крупных промышленных центров и стратегических объектов.
Тактико-технические характеристики ЦАГИ С-1ВРДК-1
- Тип: одноместный истребитель-перехватчик с гибридной силовой установкой ВРДК
- Силовая установка: поршневой двигатель М-82 (привод компрессора) + воздушно-реактивный компрессорный тракт с камерой сгорания в хвостовой части
- Максимальная скорость: 820 км/ч на высоте 7600 м; 800 км/ч на высоте 4500 м
- Практический потолок: расчётный, свыше 8000 м
- Скороподъёмность: повышенная на больших высотах по сравнению с поршневыми аналогами
- Продолжительность полёта: 15–20 минут на форсажном режиме ВРДК; до 3–3,5 часов в режиме барражирования с использованием только тепла выхлопных газов
- Взлётная масса: 6800 кг
- Масса конструкции: 2200 кг
- Масса силовой установки: 2100 кг (из них реактивная часть — 800 кг)
- Запас топлива: 1800 кг (основной бак 1200 л + дополнительный 300 л)
- Нагрузка на крыло: 200 кг/м²
- Вооружение: одна 20-мм пушка ШВАК с боезапасом 60 снарядов, размещённая в центральном теле носового воздухозаборника
- Экипаж: 1 человек
- Схема: цельнометаллический свободнонесущий низкоплан с трапециевидным крылом профиля ЦАГИ 1В-10; трёхопорное шасси с носовой стойкой; двухкилевое вертикальное оперение; горизонтальное оперение на пилоне над фюзеляжем
Официальная группа сайта Альтернативная История ВКонтакте
Телеграмм канал Альтернативная История
Читайте также:
👉 Подписывайтесь на канал Альтернативная история ! Каждый день — много интересного из истории реальной и той которой не было! 😉