Неизвестный ВРД или некоторые примеры применения мотокомпрессорного двигателя.

Здравствуйте, уважаемые читатели!

Двигатель этого типа в нынешнем  классификационном списке авиационных силовых установок не значится и в реальной эксплуатации не используется. Многие люди о нем даже никогда и не слышали. Однако, он, фактически ровесник первых аэропланов, имеет любопытную историю практического применения  и может быть интересен для любителей авиации.

В транспортном машиностроении уже достаточно давно существует такое понятие, как комбинированная силовая установка. Обычно этот термин означает совмещение в одной конструктивной составляющей двигателей (или принципов их действия) различных типов, чаще всего двух или более.

Для наземной техники хорошим примером могут служить относительно активно использующиеся сейчас автомобили, автобусы и троллейбусы, способные работать с применением поршневых двигателей внутреннего сгорания и электродвигателей в одном, так сказать, комплекте. Для них чаще всего применяется термин «гибридные двигатели».

Авиация тоже не избежала этой участи. Комбинированные силовые установки различных конструкций и принципов работы проектировались и применялись на летательных аппаратах достаточно интенсивно практически с первых шагов самолетостроения.

Делалось все это не от хорошей жизни, а от несовпадения желаемого с имеющимися возможностями. Ведь даже сейчас, существующие и разрабатываемые высокосовершенные авиационные двигатели не могут сделать летательный аппарат абсолютно универсальным, как в плане высоких тяговых характеристик, массового и аэродинамического совершенства, так и в плане высокой топливной экономичности. Каждая из существующих двигательных схем, например винтовая и схемы на реактивной тяге (ВРД), имеет свою наиболее выгодную для нее область применения.

А на первых этапах развития авиации еще не было особого выбора силовых установок, но зато было широкое поле для новаторской деятельности. Принцип реактивного движения, известный, кстати, задолго до возникновения первых аэропланов, казался одной из самых соблазнительных возможностей решения проблем.

И в дальнейшем, с ростом скорости самолетов (особенно в 40-х годах), и соответствующим падением тяговых возможностей воздушного винта, а также мощностных возможностей поршневого двигателя (без роста массы), он становился попросту единственно возможным.

Реактивные ракетные двигатели, как жидкостные, так и твердотопливные, не могли стать основными двигателями самолета из-за кратковременности их работы, некоторых особенностей, усложняющих эксплуатацию (касается ЖРД) и сложности управления (РДТТ). Поэтому применялись они, в основном, на опытных самолетах и в качестве ускорителей. В особенности это касается двигателей на твердом топливе. Об этом написано здесь (и здесь).

Довольно быстро стало понятно, что воздушно-реактивный двигатель  наиболее приемлем для маршевой силовой установки самолета, а точнее говоря этот двигатель должен быть именно турбореактивным для возможности старта с нулевой скорости, то есть со стоянки.

Вот только приемлемое воплощение этого факта в конкретное техническое устройство, которое могло бы быть плодотворно использовано в качестве силовой установки для атмосферного летательного аппарата запаздывало по известным причинам как научного, так и технического характера. То есть не хватало знаний, не было конкретных теоретических разработок и практического опыта, отсутствовали специальные производства и материалы.

Что есть и чего хочется…

Но однажды запущенный процесс развития уже было не остановить. Первый, чисто реактивный самолет с турбореактивным двигателем совершил свой исторический полет 27 августа 1939 года. Это был немецкий самолет Heinkel He 178, оборудованный двигателем Heinkel HeS 3, обладавшим максимальной тягой  498 кгс.

Этот двигатель был построен к началу 1939 года и в июле опробован в полете на поршневом пикирующем бомбардировщике Heinkel He 118, использованным в качестве летающей лаборатории. HeS 3 подвесили под его фюзеляж и включали в полете (за исключением взлета и посадки).

Впервые практически использованный для полноценного реактивного полета ТРД был, понятное дело, относительно примитивен, однако, имел все характерные для своего типа узлы, в т.ч. компрессор (центробежный с подпорной осевой ступенью), кольцевую камеру сгорания, турбину (радиальную), выходное устройство. И работал он уже как полноценный воздушно-реактивный двигатель. Однако, эксплуатационные характеристики его оставляли желать лучшего.

Таковыми, впрочем, были все ранние ТРД, как проекты, так и построенные в металле. Малая тяга, низкий кпд, мизерный ресурс, невысокая надежность… Понятно, ведь это были только первые шаги, и все достижения на этом пути оставались еще впереди. Однако, так можно говорить сейчас, а тогда совершенно четких перспективы еще не были ясны.

Пожалуй, именно существование на начальном этапе некой неопределенности в дальнейшем развитии турбореактивных двигателей и желание поскорей найти более простую, но при этом полноценную, а главное столь необходимую альтернативу, позволившую бы улучшить характеристики летательных аппаратов, заставляло инженеров рассматривать другие варианты реактивных двигателей.

В одном из таких вариантов и был использован принцип комбинированности (или гибридности). Речь идет о мотокомпрессорном воздушно-реактивном двигателе (МКВРД). В СССР такой тип двигателя в первой половине 40-х годов получил еще одно наименование —  ВРДК (воздушно-реактивный двигатель с компрессором).

За рубежом он имеет несколько названий. Наиболее употребимое  — motorjet (для сравнения ТРД – turbojet), менее употребимое (а также применяемое в немецком языке) – termojet. Есть еще несколько малоупотребимых названий — hybrid jets, piston-jets, compound engines, reaction motor, а также аfterburning ducted fan (канальный вентилятор с дожиганием), bypass ducted fan.

В турбореактивном двигателе наиболее нагруженным и сложным узлом является турбина. Она по большей части определяет предельную для конструкции температуру газа в камере сгорания, поскольку сама находится не только под ее воздействием, но еще и под нагрузкой от огромных по величине центробежных сил (рабочие колеса). Температура газа, в свою очередь, напрямую влияет на тягу.

Но при этом турбина в некотором роде второстепенна и саму тягу, так сказать, «не делает». Ее главное предназначение – создать мощность для вращения компрессора. То есть, мало того, что она сложна и в ТРД без нее не обойтись, но, если она сама по себе еще и невысокие характеристики имеет, то и двигатель высокими параметрами обладать не будет. Сплошные проблемы…

Чтобы от них избавиться, «проще всего» избавиться от самой турбины. А это как раз и есть случай мотокомпрессорного двигателя. Очень удобный в том плане, что в 30-х и начале 40-х годов еще не был накоплен опыт создания качественных авиационных турбин с относительно высокими параметрами.

Традиционно классическая мотокомпрессорная силовая установка состоит из трех главных частей: поршневого двигателя внутреннего сгорания (ПД), компрессора и, если так можно сказать, упрощенного воздушно-реактивного двигателя. При этом компрессор приводится от поршневого двигателя ( обычно через специальную трансмиссию или вал) и может быть различной типовой конструкции (чаще всего центробежный или осевой).

Компрессор обычно низко-напорный (по конструктивным возможностям). Вместо него также может быть использован высоконапорный вентилятор или, по сути дела, воздушный винт (или несколько) в кольцевой оболочке.

ВРД  в этом комплекте действительно очень упрощен по сравнению с ТРД. Он не имеет ни собственного компрессора, ни, соответственно, турбины, и обладает только топливными форсунками (или их коллектором), через которые подводится топливо для нагрева поступающего воздуха, импровизированной камерой сгорания и выходным устройством для выхода газа (соплом). Причем с использованием и наличием камеры сгорания тоже возможны варианты (об этом ниже).

Таким образом, наружный воздух по специальному каналу поступает к внешнему компрессору, который вращается поршневым двигателем. Далее сжатый воздух поступает в камеру сгорания где подогревается сжиганием топлива, и потом энерговооруженная газовая смесь проходит в реактивное сопло для разгона и создания реактивной тяги.

В классическом варианте мотокомпрессорного двигателя упрощенный ВРД своим устройством и принципом действия напоминает прямоточный воздушно-реактивный двигатель или даже в большей степени форсажную камеру сгорания для ТРД и ТРДД. Именно при создании мотокомпрессорных двигателей был получен первый опыт, пригодившийся в дальнейшем при разработке ФКС.

По различным источникам вклад камеры сгорания МКВРД в создание тяги ( помимо сжатия воздуха компрессором ) оценивается от одной трети до половины от общей величины в зависимости от совершенства конструкции. Свой некоторый вклад в зависимости от варианта конструкции могут также вносить выхлопные газы ПД и тепло его корпуса.

Общесамолетная тяга от такой комбинированной силовой установки может быть получена не только за счет реактивной струи газов из ВРД, но и с помощью воздушного винта, приводимого поршневым двигателем (тем же, который вращает компрессор). Существуют различные примеры проектирования и постройки самолетов с МКВРД как с воздушным винтом, так и без него.

При использовании на самолете обоих типов движителей, и воздушного винта и реактивной тяги, прослеживается определенная универсальность. На малых скоростях (высотах) более выгодна работа с использованием воздушного винта, а на больших скоростях (высотах) — с использованием реактивной тяги. Высотно-скоростные возможности летательного аппарата возрастают.

Стоит сказать, что были и другие, уже значительно более совершенные компоновочные варианты мотокомпрессорных двигателей, например, в конце 30-х, в 40-х годах (в основном в Германии), когда они создавались параллельно с турбореактивными и полным ходом шла оценочная деятельность, чтобы понять, какой из двух принципов более приемлем. В такой версии все, традиционно отдельные, элементы классического моторджета объединялись в единый агрегат, внешне очень напоминавший ТРД (о примерах ниже). Однако, несмотря на похожесть, принцип работы оставался неизменен.

В качестве интересного дополнения …

Говоря об общем принципе устройства МКВРД, нельзя не упомянуть один любопытный факт. Вне зависимости от того знают ли люди, что такое мотокомпрессорный двигатель, или нет, практически каждый из них у себя дома имеет, можно сказать, его миниатюрную модель. Маломощную и для движения не предназначенную, но все же…

Это обычный бытовой фен. В нем, хоть и в примитивном виде, есть все необходимые элементы: вентилятор (мини-компрессор), нагреватель (камера сгорания) и даже сужающееся сопло, которое дует иной достаточно интенсивно и горячо :-)…

Направления…

Попытки внедрения «гибридности», приведшие в конечном итоге к постройке реально работающих образцов двигателей мотокомпрессорного типа имели место практически с первых шагов развития авиации, когда «летающие этажерки» более-менее прочно утвердились в воздухе.

При этом можно сказать, что в рамках самого типа существовало несколько направлений и вариантов конструкторских разработок, менявших конструкцию (а иногда и параметры работы ), но не менявших основополагающего принципа работы двигателя.

Примером может служить несколько необычный проект двигателя французского инженера Рене Лорина (René Lorin), выполненный им в 1908 году. От упрощенного ВРД, который вроде как должен присутствовать в motorjet-е, в двигателе Лорина осталось только выходное устройство, то есть сопло.

Собственная камера сгорания, как, впрочем и отдельный компрессор, у двигателя, как таковые, отсутствовали. В сопло направлялись продукты сгорания после воспламенения топливо-воздушной смеси в цилиндре поршневого двигателя.

То есть это был, по сути дела, рядный поршневой двигатель, каждый цилиндр которого имел собственное сопло для выхода выхлопных газов и, соответственно, генерации реактивной тяги. Понятно, что тяга формировалась импульсами, хотя, конечно, к ПуВРД этот факт отношения не имеет. Подразумевалось, что такие двигатели должны были устанавливаться прямо на крыло самолета.

Следующим по хронологии пожалуй стоит упомянуть известный экспериментальный самолет Coandă 1910, сконструированный румынским инженером-аэродинамиком и изобретателем Анри Коандэ (румын. Henri Coandă), известным первооткрывателем эффекта Коанда.

Силовая установка располагалась в носовой части фюзеляжа. Она имела вид кольцевого канала-капота , передняя часть которого была оборудована центробежным компрессором, сжимающим поступающий воздух, расход которого через фронтальный воздухозаборник регулировался с помощью лепесткового устройства (Коанда назвал его обтюратором).

Компрессор имел скорость вращения около 4000 об/мин и приводился от рядного поршневого мотора Clerget (мощностью 50 л.с.), установленного в верхней части фюзеляжа сразу за воздушным каналом, через специальную трансмиссию.

Сам изобретатель вначале называл такую силовую установку «turbo-propulseur» (слово «turbo» здесь относится именно к компрессору), а впоследствии, когда воздушно-реактивные двигатели уже уверенно заняли ведущее место в авиационном двигателестроении, объявил его воздушно-реактивным мотокомпрессорным двигателем.

Примерно тогда же прозвучало высказывание о том, что Coandă 1910 был первым полетевшим самолетом на реактивной тяге, максимальная величина которой (около 220 кгс) составляла примерно половину от тяги вышеупомянутого Heinkel He 178.

Подразумевалось, что сжатый после компрессора воздух смешивался с топливом, которое сгорало, сообщая самолету увеличенную реактивную тягу. Топливо впрыскивалось в задних боковых частях воздушного канала и там же сгорало. В дальнейшем в некоторых источниках упоминались также некие дополнительные камеры сгорания по бокам фюзеляжа.

Кроме того в патентных заявках оговаривался подвод выхлопных газов от поршневого двигателя на вход в воздушный канал, что могло повысить расход воздуха через двигатель и температуру потока.

Однако, заявления о камерах сгорания фактически появились уже в послевоенный период. Конструкция самолета, в этом плане крайне неудачная, вряд ли позволила бы использовать такую схему без риска пожара, который бы повредил деревянную конструкцию и совершенно незащищенного пилота.

Самолет был представлен на 2-ой Парижской авиационной выставке (октябрь 1910 года) без дополнительных камер сгорания и заявленной системы отвода выхлопных газов поршневого двигателя. Многие исследователи  и авиационные специалисты, как в то время, так и в последние годы подвергали большому сомнению сам факт существования системы сжигания топлива в потоке на Coandă 1910.

Ставился под сомнение даже факт единственного полета этого самолета. Он состоялся 16 декабря 1910 года и закончился неудачно из-за повреждения системы управления (или невнимательности пилота).

По некоторым румынским источникам (и якобы со слов самого Коандэ) полет состоялся случайно. Инженер не собирался взлетать и просто проводил опробование двигателя. Неосторожно сдвинутые рычаги увеличили обороты компрессора и открыли обтюратор. Самолет начал разбег и взлетел.

Неожиданность, большое пламя выхлопа из-под капота и отсутствие опыта в пилотировании привело к потере контроля за скоростью и высотой. Самолет оказался на земле и загорелся. Сам инженер получил некоторые травмы. В дальнейшем из-за отсутствия средств самолет не восстанавливался.

Любопытно, что это происшествие иногда связывают с открытием впоследствии Анри Коандэ явления, названного его именем – эффект Коанда. Струя воздуха, выходящая из кольцевого сопла двигательной установки его самолета вместе с раскаленными газами после сгорания топлива как бы «прилипла» к фюзеляжу и повредила хвостовое оперение. Это якобы натолкнуло инженера на определенные мысли. Однако, так ли все это было на самом деле, мы, похоже, уже никогда не узнаем….

В этом деле есть еще один интересный момент. В то же время, к началу декабря 1910 года в Париже по заказу Великого князя Кирилла Владимировича (двоюродный брат императора Николая II) были построены аэросани, оснащенные двигателем Коандэ (он принимал в этом непосредственное участие), аналогичным по конструкции самолетному. Так вот, на этом устройстве не было дополнительного сжигания топлива, кроме как в самом поршневом двигателе.

И тем не менее… Сейчас, видимо, не так уже и важно присутствовала ли система сжигания топлива в воздушном потоке на двигателе Coandă 1910. Если была, то это был хоть и достаточно примитивный, но все же типичный моторджет с полным набором характерных конструктивных узлов. Если же не было, то все равно этот проект был достаточно близок к такому типу двигателей, а точнее к их определенному варианту, создающему так называемую «холодную тягу».

Мотокомпрессорный двигатель с камерой сгорания, подогревая воздух, создает «горячую тягу». Но если дополнительной камеры сгорания нет, то тяга как раз холодная. В этом случае некоторый подогрев может осуществляться только за счет сжатия воздуха в компрессоре ( немного, но все же…), отвода в поток горячих выхлопных газов поршневого двигателя, а также за счет охлаждения корпуса ПД (если оба последних способа предусмотрены конструкцией).

Двигатель самолета Coandă 1910 мог быть достаточно близок к этому «холодному» варианту (если считать, что у него все-таки не было системы сжигания топлива в потоке, или же она не использовалась). Сам принцип расположения агрегатов, когда компрессор расположен впереди поршневого двигателя и обдувает его воздухом, иногда его еще называют «схемой Коанда».

Интересно, что у же в следующем, 1911 году был заявлен исследовательский проект русского инженера А. Горохова. Он представлял из себя классический вариант мотокомпрессорного двигателя с 2-мя камерами сгорания и компрессором приводимым в движение поршневым мотором. То есть двигатель генерировал как раз горячую тягу. При этом сам компрессор также представлял из себя поршневой агрегат, сжимавший воздух в цилиндрах и направлявший его в камеры сгорания.

Варианты…

Однако позже, в 30-х и самом начале 40-х годов, существовали достаточно совершенные проекты моторджетов, работавших именно на холодной тяге.

Примером может служить немецкий двигатель HeS 60, спроектированный объединенной компанией Heinkel-Hirth в 1941 году, как завершающая модель в целой линейке подобных двигателей. Этот агрегат не имел камеры сгорания.

Воздух сжимался (с некоторым повышением температуры) в собственном трехступенчатом осевом компрессоре. Также был организован выход в поток выхлопных газов 32-цилиндрового дизельного двигателя (мощность 2000 л.с.), который вращал компрессор и теплосъем с этого ПД. Далее сжатый воздух направлялся в управляемое створчатое сопло. Расчетная тяга достигала 1250 кгс.

На этой модели был предусмотрен отбор, при необходимости, части энергии потока на внутридвигательные нужды через специальную радиальную турбину.

Сам поршневой двигатель «встраивался» внутрь HeS 60. Такая схема была характерна для немецких проектов и в дальнейшем применялась также для проектов МКВРД, использующих горячую тягу (упомянуто ниже).

Принцип создания холодной тяги пробовали использовать, как один из режимов работы мотокомпрессорного двигателя,  на различных экспериментальных самолетах, таких, например, как  Focke-Wulf Fw 44.

На нем специалисты компании BMW Flugmotorenbau в 1938 году вместо штатного двигателя и двухлопастного воздушного винта установили другой двигатель (Bramo 325, позже 329), четырехлопастной вентилятор и направляющий аппарат с кольцевой оболочкой (по принципу импеллера). Воздух покидал двигатель через сужающиеся каналы кольцевого сопла.

В дальнейшем «холодная тяга» нашла свое применение в различных конструкциях реактивных двигателей, главным образом в турбореактивных двухконтурных, в особенности это касается турбовентиляторных двигателей.

А само понятие «motorjet» впервые было упомянуто еще в 1917 году в запатентованном проекте британского инженера Харриса (H.S. Harris of Esher). Этот проект представлял из себя классический мотокомпрессорный двигатель. В нем центробежный компрессор (А) приводился в движение двухцилиндровым поршневым двигателем (С).

Сжатый воздух направлялся в две боковые камеры сгорания (D), где впрыскивалось и сжигалось топливо (B), после чего газовый поток направлялся в сопла для создания тяги. Здесь Е — дополнительный эжектируемый воздух.

Разнообразие конструкторских разработок моторджетов иллюстрирует интересный проект известного британского конструктора Фрэнка Уиттла (Frank Whittle), созданный им в 1936 году. Свою схему он назвал «dual thermal cycle» (рисунок). В ней были предусмотрены два компрессора. Один, осевой, основной (B) в начале воздушного тракта, а второй, центробежный (F), в его конце. Осевой приводился в движение турбиной (С), которая в свою очередь вращалась от потока воздуха (Н), создаваемого задним центробежным компрессором.

А этот ЦБ компрессор, в свою очередь, приводился от поршневого двигателя (Е), который получал воздух (J) для своей работы от этого же ЦБ компрессора, а выхлопные газы (K) направлял в турбину для ее дополнительной раскрутки. Отработанный воздух из турбины (L) направлялся в канал сопла для получения дополнительной тяги.

Немецкие инженеры довольно много экспериментировали до начала 40-х годов на тему мотокомпрессорного двигателя. Существовала даже концепция возможного использования таких двигателей на дальних бомбардировщиках, способных достичь берегов Америки.

Фирма Junkers разработала свой проект большого двигателя, получивший название «jet reaction plant». В нем 4-х-ступенчатый осевой компрессор приводился от дизельного двигателя с блоком из 16-ти цилиндров. При этом воздух охлаждал корпус поршневого двигателя (тем самым нагреваясь), а в задней камере сгорания с ним смешивалось и поджигалось топливо, увеличивая конечную тягу.

Первый, реально летающий…

Разработкой мотокомпрессорных двигателей в тот период времени занимались инженеры различных стран. Через год после полета Heinkel He 178, в августе 1940 года в воздух поднялся еще один из числа первых реактивных самолетов. Это был итальянский Caproni Campini N.1/CC2.

Но несмотря на «реактивность» на нем был установлен не турбореактивный двигатель, а именно классический motorjet. Движителем был сам ВРД, то есть самолет приводился в движение только за счет реактивной тяги, без использования воздушного винта.

В составе motorjet-а был рядный поршневой двигатель Isotta Fraschini L.121/RC ( версия, предусматривающая воздушное охлаждение, мощность 900 л.с.), который приводил трехступенчатый осевой компрессор, располагавшийся в носовой части фюзеляжа. Рабочие лопатки компрессора могли изменять угол установки с помощью гидравлики¹.

————————

¹Примечание. К сожалению мне не удалось найти однозначную информацию о принципиальной конструкции компрессора. По одним источникам (итальянским) кроме трех ступеней ротора были и три ступени статора. То есть практически полноценный осевой компрессор. По другим статора не было, а были три ступени высоконапорного воздушного винта (вентилятора) изменяемого шага в кольцевой оболочке.

При этом первые две ступени (этого винта) повышали динамическое давление, а третья служила по большей части для «исправления» потока, то есть придания ему осевого направления для возможного уменьшения потерь при турбулизации. Ведь потоку предстояло еще добраться к выходному устройству через весь фюзеляж.

Но для нашей темы в целом суть этой конструкции в общем-то большой роли не играет. Принцип работы в любом случае остается тем же. Меняются только выходные параметры.

———————

Атмосферный воздух поступал в воздухозаборник (диффузорного типа), где тормозился с повышением статического давления. Затем давление (полное либо динамическое) повышалось в компрессоре (вентиляторе), после чего воздух обтекал корпус поршневого двигателя, нагреваясь сам и охлаждая ПД одновременно. При этом поток вбирал в себя его выхлопные газы, тоже с повышенной температурой, и поступал через фюзеляж в его хвостовую часть.

Здесь он, уже нагретый и сжатый, попадал в камеру сгорания, где его температура еще более повышалась и далее выходил в атмосферу через сопло, создавая реактивную тягу. Сопло управлялось посредством перемещения центрального тела с помощью гидравлики.

Камера сгорания была по конструкции очень похожа на современные форсажные камеры и таковой на самом деле являлась. В передней ее части располагались топливные форсунки в виде кольцевых коллекторов. Там же были кольцевые стабилизаторы пламени (и потока), аналогичные стабилизаторам  нынешних ФК.

В полете она не работала постоянно, слишком велик был расход топлива, и использовалась только для разгона. Таким образом для формирования реактивной тяги в крейсерском полете (например, при барражировании) использовалась только энергия, получаемая от компрессора, плюс выхлопные газы поршневого двигателя и некоторый нагрев потока при омывании им горячего корпуса.

То есть это была вышеупомянутая схема Коанда и без использования форсажной камеры двигатель генерировал холодную тягу.

Самолет, несмотря на определенную смелость конструкторских решений не обладал высокими параметрами. Максимальная скорость с использованием форсажной камеры ( тяга при этом была около 690 кгс) составляла 375 км/ч. Без использования ФК – порядка 320км/ч.

Относительно небольшой диаметр входного канала воздухозаборника обуславливал низкий массовый расход воздуха через двигатель (ниже тяга). Для современных ТРД такого рода фактор может быть в некоторой степени компенсирован большой степенью повышения давления, однако Caproni Campini N.1 этим похвастаться не мог.

К тому же малая величина сжатия влекла за собой низкую термическую эффективность (и топливную, соответственно, тоже). В итоге тяга двигателя получалась невысокой (в особенности для веса самолета в 3650 кг (пустой) и 4220 кг (взлетный)).

Были и другие проблемы конструктивного и эксплуатационного характера. Например, трудности с розжигом и удержанием факела пламени в форсажной трубе в потоке воздуха от компрессора.

Caproni Campini N.1 не стал полноценным летательным аппаратом, а скорее превратился в демонстратор новых технологических решений. При этом конструкторы фирмы Caproni не отказались полностью от своих разработок. На базе Campini N.1 был предложен проект высотного скоростного истребителя Caproni Campini Ca.183bis (1943 год), использующего как реактивную тягу, так и тягу воздушного винта.

Этот самолет должен был быть оборудован двумя поршневыми двигателями. Один (Daimler-Benz DB 605) для привода двух соосных воздушных винтов (по три лопасти в каждом) с противоположным вращением. Второй (Fiat A.30) для привода воздушного компрессора собственной конструкции инженера Secondo Campini. Для воздуха на охлаждение второго двигателя и для компрессора предусматривались специальные закабинные воздухозаборники.

Предполагалось, что этот самолет сможет летать на расстояние до 2000 км и иметь максимальную скорость 740 км/ч. Однако, в воздух ни ему, ни другим подобным итальянским проектам  подняться было не суждено.

Интересно, что у Campini еще в 1932 году был проект самолета с мотокомпрессорным двигателем, слегка напоминавший Ca.183bis расположением агрегатов. Здесь в качестве поршневого использовался радиальный ПД, расположенный за кабиной экипажа и приводивший компрессор, который прогонял воздух в камеру сгорания (форсажную). Это еще одна схема МКВРД (радиальный ПД — рисунок). Однако, проект не был осуществлен.

В 1942 году существовал проект (в двух вариантах) переделки известного итальянского истребителя Reggiane Re.2005 Sagittario в версию с мотокомпрессорным двигателем. Для этого за кабиной пилота установили дополнительный рядный поршневой 12-цилиндровый двигатель Fiat A.20, который приводил два отдельных центробежных компрессора конструкции Campini.

Один из них осуществлял наддув штатного поршневого двигателя Daimler-Benz DB 605А (построенный Фиатом по лицензии), что было важно для увеличения его высотности, а второй сжимал воздух с дальнейшей подачей его в камеру сгорания и выходом через сопло для генерации реактивной тяги. В названии прибавили литеру «R» — реактивный (Re.2005R).

Время работы камеры сгорания за полет предусматривалось не более10-12 минут. Она должна была работать только как ускоритель (форсаж), для достижения больших скоростей, например во время ведения воздушного боя. По расчетам самолет должен был достичь скорости 730 км/ч.

Проводились инженерные работы и натурные испытания. Форсажная камера смогла выдать только 100 кгс тяги, расход топлива оказался больше расчетного. В итоге проект, который один из специалистов назвал «сумашедшей идеей людей творческих, но непрактичных», был закрыт, тем более, что появилась модификация Re.2006 с более мощным поршневым двигателем.

Чуть позже был представлен второй вариант Re.2005R с новым маршевым ПД Isotta Fraschini Gamma с воздушным охлаждением. В этом самолете не было вспомогательного двигателя. Конструкция форсажной камеры была улучшена. Компрессор стал осевым четырехступенчатым и приводился от главного двигателя. Этот проект также был закрыт по тем же причинам.

В тот же период времени проводились работы с гибридными силовыми установками аналогичного типа и в США, в НАСА, в исследовательском цетре в Лэнгли. Инженер Истман Джэйкобс (Eastman Jacobs) с 1941 по 1943 год разрабатывал проект, получивший своеобразное название Jake’s jeep и повторявший принцип Campini (Коанда), но в своей интерпретации. Тяга воздушного винта в нем не использовалась.

В этом проекте в процессе сжатия предусматривалось использование только динамического сжатия с помощью канальных вентиляторов. Приводом служил радиальный поршневой двигатель, установленный за вентиляторами. Воздух после них разделялся на два канала, что в некотором роде походило на современные двухконтурные двигатели.

Первый (внутренний) контур направлял воздух для нагрева путем охлаждения ПД. Далее воздух смешивался с горячими выхлопными газами и потом с испаряющимся (благодаря температуре этих газов) топливом (бензин), после чего смесь воспламенялась от свечей. Это была так называемая первичная камера сгорания.

Нагретый первичный газ, продвигаясь по оси двигателя, испарял и поджигал подаваемую далее вторичную (или основную) порцию топлива (вторичная или основная КС), смешиваясь при этом с воздухом, подаваемым  по второму (внешнему) контуру. Далее общий поток направлялся в реактивное сопло для создания тяги.

Предусматривалось одновременное использование обеих камер сгорания, использование только первичной, либо работа вообще без КС, на упомянутой уже холодной тяге. Это позволяло увеличивать время нахождения самолета в воздухе, а горячую тягу использовать только для форсированного набора скорости.

Этот проект постигла та же судьба, что и основную массу других из области motorjet-ов. Еще на этапе начальной отработки камер сгорания у него были проблемы. Но их решение не повлияло на конечные итоги проводимых работ. Да, видимо, и не могло повлиять, потому что уже существовали работающие и перспективные ТРД. В марте 1943 года программа именно по этой причине была закрыта.

«Летающие»  ВРДК…

К середине 40-х реальную практическую конкуренцию (хоть и формально) многим существовавшим на Западе проектам летательных аппаратов с МКВРД составили советские самолеты с комбинированной силовой установкой такого же принципа. В СССР разрабатываемый тип получил еще одно название — ВРДК.

К тому времени все уверенней заявлял о себе турбореактивный двигатель. Создавались все более совершенные и выгодные в эксплуатации образцы. Если в 30-х годах мотокомпрессорными двигателями в различных их вариантах параллельно с другими ВРД достаточно массово занимались немецкие авиационные фирмы, то к 1941 году эта работа была прекращена практически полностью и конструкторы переключились на работу с ТРД, окончательно определив для себя цели в реактивном двигателестроении. Достаточно интенсивно подобного рода работы проводились также в Америке и Англии.

В СССР же работы по мотокомпрессорным двигателям (ВРДК) проводились еще с 1941 года. Примерно в это время  в ЦИАМ (Центральный институт авиационного моторостроения) было организовано конструкторское бюро для отработки наивыгоднейшей схемы ВРДК. Бюро руководил известный инженер-конструктор Холщевников К.В.

Однако конструкторская деятельность без определения приоритетов велась достаточно неспешно (как впрочем и в отношении других типов реактивных двигателей). И только в 1944 году, когда в реальных боевых действиях  «вдруг» стали появляться немецкие реактивные самолеты, все работы в этой сфере были активизированы. Тогда в системе наркомата авиационной промышленности даже был сформирован научно-исследовательский институт  для работы над проблемами реактивного двигателестроения – НИИ-1.

В конце мая 1944 года КБ П.О.Сухого, а также А.И.Микояна и М.И.Гуревича было выдано задание на проектирование экспериментальных самолетов «с поршневым двигателем и дополнительным воздушно-реактивным двигателем с компрессором». Эти дополнительные «ВРД с компрессором» как раз и получили название ВРДК. Разрабатывались они в ЦИАМ группой Холщевникова.

В результате получились два летающих самолета: И-250 (по некоторым источникам МиГ-13) и Су-5. Они имели принципиально аналогичную конструкцию силовых установок. Главным двигателем был поршневой ВК-107А (для Су-5 первоначально планировался двигатель М-107), от которого через специальный вал приводился осевой компрессор. Воздух в него поступал по каналу из  носовой части фюзеляжа.

Далее воздух, охлаждая по пути водяной радиатор ПД, попадал в камеру сгорания и после сжигания топлива, подаваемого форсунками, выходил через управляемое реактивное сопло, формируя дополнительную тягу.

Камера сгорания являла собой по сути дела форсажную камеру, и для постоянной работы не предназначалась. Тепло поршневого двигателя и его выхлопные газы в формировании реактивной тяги не использовались.

Таким образом ВРДК включался только временно, в случае необходимости резкого увеличения тяги, то есть выполнял функции ускорителя (или вспомогательного двигателя). Например для И-250 время его непрерывной работы составляло не более 10 минут. Используемое топливо – авиационный бензин.

При этом планировалась максимальная скорость на высоте около 7500 м для И-250 – 825 км/ч, для Су-5 – 795 км/ч.

Программа Су-5 была закрыта в 1946 году в числе других, признанных неперспективными. Работы по И-250 продолжались, так сказать, не смотря ни на что. И летом 1945 года даже было принято решение о постройке опытной серии из 10 самолетов. Однако, «смотреть-то» как раз было на что…

И-250 по различным причинам крайне тяжело внедрялся в производство и оказался очень неудобен в эксплуатации из-за большого количества недоработок и поломок, касающихся именно ВРДК. К тому времени уже поступали в эксплуатацию реактивные МиГ-9 и Як-15 с ТРД. К концу госиспытаний И-250 полным ходом испытывался ставший впоследствии знаменитым МиГ-15.

Таким образом судьба И-250 была предрешена. Даже опытная серийная десятка, выпущенная, кстати, с трудом и приключениями, так и не вошла (по некоторым источникам) в боевой состав авиации ВМФ, для которого была предназначена. В 1950 году самолет был официально выведен из эксплуатации.

Проекты ЦАГИ…

В инициативном порядке в ЦАГИ в начале 40-х (до момента образования НИИ-1) также разрабатывались несколько проектов самолетов с ВРДК (не воплощенных в жизнь, к сожалению). Цель этих проектов была задача отработки путей радикального увеличения скорости самолетов. Ее значение особенно возросло с началом Великой отечественной войны.

Некоторые из них…

Проект самолета С-1ВРДК-1. Оборудован поршневым двигателем М-82 с ВРДК: компрессор осевой, камера сгорания (или форсажная камера), регулируемое сопло с центральным телом. Тяга создавалась только за счет реактивной струи. Воздушный винт не был предусмотрен. В качестве топлива использовался бензин.

По расчетам на высоте 4500 м скорость должна была достигать 800 км/ч, на 7500 м – 820 км/ч. По сравнению с винтовыми истребителями самолет обладал повышенной скороподъемностью, лучшими разгонными характеристиками и мог поддерживать  стабильную максимальную скорость во всем диапазоне высот.

Для увеличения продолжительности полета использовался вариант холодной тяги. В этом случае топливо в камеру сгорания не подавалось. Воздух подогревался за счет теплосъема с поршневого двигателя и направления его выхлопных газов в общий поток по каналам фюзеляжа и далее в сопло.

В результате, при использовании камеры сгорания не более 15-20 мин за полет (и экономии тем самым горючего) время нахождения в воздухе могло быть увеличено до 3,5 часов, то есть такой самолет мог быть использован в качестве высотного барражирующего истребителя-перехватчика. Рассматривался также вариант двухдвигательного самолета с ВРДК.

Другой проект…. На базе истребителя Як-9 (мотор М-105ф) был разработан проект истребителя с ускорителем типа ВДРК. В хвостовой части установили камеру сгорания и трехступенчатый осевой компрессор, который через приводные валы и промежуточные редукторы приводился от ранее разработанного поршневого двигателя М-105РЕН (с системой дополнительных редукторов).

Однако, самолет оказался перетяжеленным из-за установки дополнительного оборудования. Мощность нового двигателя М-105РЕН оказалась ниже исходного М-105ф. Расчетная скорость по сравнению с Як-9 возросла всего на 80 км/ч, при этом боевые возможности уменьшились из-за требуемого демонтажа части вооружения. Проект был признан неудачным, хотя интересен сам факт его существования в плане приобретения практического опыта.

Несколько позже (к концу 1943 года) появился другой, более совершенный проект с ВРДК на базе Як-9. Он должен был оборудоваться высотным поршневым двигателем АМ-39ф, приводившим двухступенчатый компрессор ВРДК, направлявший сжатый воздух в камеру сгорания. По расчетам самолет мог достичь скорости 830 км/ч на высоте около 8100. Время полета при комбинированном использовании холодного и горячего режимов составляло около 2,5 часов, то есть самолет мог быть использован в качестве барражирующего истребителя- перехватчика.

Имел место также проект, предусматривающий установку ВРДК на самолет Ла-5. Здесь в качестве компрессора был использован одноступенчатый вентилятор, установленный перед двигателем (как на немецком поршневом двигателе BMW-801) с добавленным к нему направляющим аппаратом, что позволило сформировать практически полноценную ступень осевого компрессора. Схема проекта представлена на рисунке.

Существовали и другие интересные проекты в различных специализированных советских КБ…

Проводились, например, разработки двигателей, конструктивно несколько отличавшихся от традиционных ВРДК . Это были двигатели, в которых поршневой мотор интегрировался внутрь ВРД, оборудованного своим компрессором, и длинный приводной вал отсутствовал. Такой конструкции агрегаты проектировались в первой половине 40-х немецкими конструкторами (вышеупомянутый двигатель на холодной тяге HeS 60, а также  jet reaction plant фирмы Junkers). После окончания войны их опыт и наработки были использованы в СССР.

В 1947 году разрабатывался  уже достаточно совершенный двигатель  «032» под руководством инженера-конструктора А. Шайбе на так называемом опытном заводе №2 в ОКБ-1 (Куйбышевская область). Это был один из «немецких» заводов, сформированный в 1946 году и занимавшийся газотурбинными двигателями (в частности ТВД), используя оборудование и специалистов, вывезенных из Германии.

Двигатель был оборудован 10-ти цилиндровым звездообразным двухрядным встроенным ПД и регулируемым соплом. Расчетная максимальная тяга – 2000 кгс, номинальная — 1800 кгс. Габаритные размеры: длина 4,0 м, диаметр — 1,0 м. Топливо – керосин или газойль. Работы по двигателю были прекращены в том же 1947 году из-за бесперспективности в связи с явным преимуществом ТРД.

Японский вклад в «общее дело»…

Однако была еще одна страна, авиационные инженеры которой уделили определенное внимание внедрению мотокомпрессорных двигателей в эксплуатацию. Это Япония. Здесь все делалось из соображений крайней необходимости и, в общем-то, при существенном дефиците времени. Моторджет был выбран благодаря его простоте и достаточной для существовавших условий тяговой эффективности.

В конечный период 2-ой Мировой войны Япония для борьбы с военными кораблями ВМС союзников СССР (главным образом США) создали и начали использовать самолет-снаряд, управляемый летчиком-камикадзе. Это была модель Yokosuka MXY7 Ohka ( «Ока» – цветок сакуры).

Однако этот летательный аппарат (точнее говоря его первоначально существовавший вариант Ohka 11) был оборудован ракетными двигателями, обладавшими большим начальным импульсом, но малым временем работы. Поэтому дальность самолета была невысока – около 36 км.

Столь малая дальность была большим недостатком, потому что носители самолетов-снарядов, бомбардировщики-торпедоносцы Mitsubishi G4M2 вынуждены были для запуска Ohka 11 приближаться к корабельным авианосным группам на малые расстояния, тем самым подвергая себя и свой груз риску быть сбитыми истребителями противника.

Такое часто и происходило, при этом погибал не только самолет-снаряд, но и бомбардировщик со всем экипажем. Из-за этих случаев, неоднократно происходивших, Ohka 11 даже получил от американских моряков прозвище Вака, что в японском означает «дурак», «идиот».

Для исправления этого недостатка и увеличения дальности требовался другой двигатель. Так как ни времени, ни особых ресурсов для его разработки уже явно не хватало, то японские инженеры обратили внимание на принцип мотокомпрессорного двигателя.

В итоге получился МКВРД Ishikawajima Tsu-11. Его воздушно-реактивная часть состояла из одноступенчатого осевого компрессора и камеры сгорания с выходным нерегулируемым соплом. Привод компрессора осуществлялся от 4-хцилиндрового перевернутого рядного поршневого двигателя Hitachi Hatsukaze НА-11 (НА-47, лицензия немецкого Hirth HM 504). Вход воздуха осуществлялся через два боковых воздухозаборника в хвостовой части фюзеляжа.

ВРД был очень прост, можно сказать примитивен. Его тяга составляла около 180 кгс, при этом по мнению американских инженеров, изчавших образец этого двигателя, вклад  камеры сгорания в общую тягу был невелик. Большая часть тяги формировалась компрессором. Тем не менее дальность полета по сравнению с 11-ой моделью, увеличилась более, чем в три раза. Самолет получил наименование Ohka 22.

Было произведено достаточно малое количество двигателей Tsu-11. Он так же планировался к установке на самолет Yokosuka MXY9 Shuka, который собирались использовать в качестве тренировочного для летчиков самолета-перехватчика с ракетным двигателем Mitsubishi J8M (морской вариант, Ki-200 – армейский вариант).

Однако, ни один из этих самолетов так и не полетел – война закончилась. Ohka 22 успели построить около 50 штук (11-я модель -755 штук). Один из двигателей Tsu-11 находится в Вашингтоне в Национальном Аэрокосмическом музее (NASM). Он смонтирован на восстановленный Ohka 22.

————

К концу сороковых интерес к мотокомпрессорным двигателям практически сошел на нет, и они исчезли из практического поля зрения авиационных инженеров. В дальнейшем были отдельные случаи использования его или его принципа работы, чаще всего малоизвестные, единичные и с большой авиацией уже никак не связанные.

Двигатель такого типа в порядке эксперимента применялись ( применяются и сейчас) в авиамоделировании (имитация ТРД) или разработке небольших беспилотных летательных аппаратов. Примером может служить так называемая программа «Рубикон» (1968-1978 г.г.) в СССР, посвященная разработке микро-двигателей на реактивной тяге и созданная тогда модель самолета В-208Т.

Эта модель была оборудована вентилятором (1) с направляющим аппаратом (2), приводимым во вращение обычным модельным компрессионным поршневым двигателем (3), и камерой сгорания (4).

Или совсем неавиационные разработки. Например, применение выходной газовой струи мотокомпрессорного двигателя для скоростной очистки поверхностей, а конкретней железнодорожных путей ото льда и снега. Это так называемый «Hornet Project» небольшой канадской фирмы Nye Thermodynamics Corporation (1998 год).

В этом устройстве применена жаровая труба от КС серийного турбовинтового двигателя и сторонний дизельный компрессор.

Двигательные установки на принципе моторджета иногда применяют сейчас для экзотических транспортных средств в различных автошоу и для рекордных заездов. В качестве компрессора применяют обычно автомобильные турбокомпрессоры или агрегаты им подобные.

Практически уже в наше время имели место идеи использования мотокомпрессорных двигателей на холодной тяге с интегрированными дизельными моторами на для малоразмерных аэротакси. Главным в этих идеях было использование последних достижений в авиационном двигателестроении, которые позволили бы сделать эксплуатацию выгодной и дешевой для рядовых пассажиров.

И все-таки…

И все-таки по факту для авиации эпоха моторджетов к 50-му году завершилась окончательно… Мотокомпрессорный двигатель изначально оказался как бы на рубеже двух эпох в развитии авиационного двигателестроения, на рубеже, где новые технологии приходят на смену старым. В этом состояла и его сила, и его слабость одновременно, и все, казалось бы только что созданные, проекты очень быстро устаревали.

В этот же период времени ( 30-е годы) на подъеме были и работы по созданию турбокомпрессоров (тurbojet), но все же имевшийся уровень научных знаний, технологий и развития металлургии не давал возможности создать одновременно совершенную, долговечную, мощную и надежную газовую турбину (как в современных ТРД).

При этом идея motorjet-а, как двигателя формирующего воздушно-реактивную тягу оказалась достаточно революционна и имела очевидные преимущества. При хорошем выборе мощности поршневого двигателя, достаточной производительности компрессора (по расходу воздуха и по степени сжатия), правильном подборе и слаженой  совместной работе камеры сгорания и сопла тяга мотокомпрессорнного двигателя вполне могла быть больше тяги винта одного поршневого двигателя.

Плюс к этому надо не забывать о факте падения тяги воздушного винта со скоростью, что не свойственно ВРД (а значит и МКВРД).

К тому же, в соответствии со всем этим, первые ТРД имели очень малый эксплуатационный ресурс. Motorjet  мог в этом плане также иметь преимущество. Ведь его надежность и долговечность (в сравнении с ТРД) по большей части зависела от хорошо отработанного ПД и достаточно простой камеры сгорания. Поэтому интерес к такому двигателю был вполне закономерен.

Однако, вышеупомянутая переходность двигателя определила и его существенные недостатки,  делавшие в конечном итоге (и в особенности после быстрого внедрения ТРД) его дальнейшее использование попросту нецелесообразным.

Рабочие процессы в комбинированной силовой установке, работающей по принципу мотокомпрессорного двигателя, описываются сразу двумя термодинамическими циклами. Поршневой двигатель – это цикл Отто, а для ВРДК – цикл Брайтона.

Как известно, чем выше давление в цикле, тем выше его работа, а значит и получаемая мощность. При высоком давлении более качественно протекают тепловые процессы в камере сгорания, повышается полнота сгорания, а значит снижается потребность в топливе и растет экономичность.

Полноту полезного использования тепла, полученного при сжигании топлива, характеризует термический кпд цикла. Он напрямую зависит от степени сжатия воздуха, поступающего в камеру сгорания. Чем выше степень сжатия, тем выше кпд.

Для поршневого двигателя степень сжатия характеризует такая величина, как «компрессия», а для воздушно-реактивного двигателя с компрессором – это π_к, то есть степень повышения давления в компрессоре.

И вот как раз получение высокого π_к при помощи компрессора ВРДК оказалось делом затруднительным. Одна из причин тому – несовершенство применяемых компрессоров. Сложность технологий, недостаточный уровень (по сравнению с настоящим временем) инженерных и конструкторских знаний в области создания осевых компрессоров заставлял применять в основном центробежные компрессоры, в некоторых случаях даже вентиляторы (воздушные винты) в кольцевых оболочках.

Осевые компрессоры стали чаще появляться только в немецких проектах конца 30-х, первой половины 40-х. Но и таким агрегатам, чтобы создать большее сжатие надо иметь большее количество ступеней, а значит большие размеры и массу, что не всегда позволительно (еще одна причина низкого π_к).

Одна ступень хорошего ЦБ компрессора в принципе может обеспечить относительно высокую степень повышения давления, однако при этом пропускная способность ее в 2,5- 3 раза меньше, чем у осевого компрессора (при прочих равных условиях). А пропускная способность – это расход воздуха, один из главных параметров любого ВРД. Он прямо пропорционален тяге.

Более того, сжатие – тяжелая работа. Чем большую степень сжатия мы хотим получить и обеспечить больший расход воздуха, тем большую работу должен совершать агрегат, приводящий компрессор.

Для случая ВРДК – это поршневой двигатель, и для него большая мощность напрямую означает большую массу. Масса – один из главных недостатков мотокомпрессорной силовой установки, в которой для привода в общем-то маломощного компрессора применяется совершенно отдельный массивный агрегат (ПД). Вдвойне хуже, если привод компрессора – его единственная функция, то есть воздушный винт не используется.

В этом плане газовая турбина турбореактивных  двигателей (особенно современных) находится в значительно более лучшем положении. При относительно малой массе и габаритах (компактна), находясь в составе единого агрегата, она совершает очень большую работу по приводу компрессора (а также часто массивного вентилятора в ТВРД), сжимающего и пропускающего через двигатель большие массы воздуха.

В итоге при всех возможных плюсах имеем: невысокая степень сжатия, низкий кпд, низкая экономичность (как впрочем у любой форсажной камеры), достаточно малый расход воздуха и большая масса. Вполне понятно, что конкуренция с турбореактивным двигателем мотокомпрессорному была бы не по плечу. Впрочем ее практически и не было.

Ни один из самолетов, оборудованных motorjet-ом, по сути дела не был в «серьезной» эксплуатации. Все они, даже дошедший до мелкой серии И-250, так, в общем-то, и остались опытными, своего рода демонстраторами иных, к сожалению, не совсем удачных технологий.

Историю, как известно, пишут победители…

В данном случае своего рода победителем стал ТРД, вполне, впрочем, заслуженно. При этом мотокомпрессорный двигатель оказался в некоторой тени, так что, как уже говорилось, даже не все (особенно люди в авиационном смысле неискушенные) о нем знают.

Однако, на самом деле он стал важным звеном в истории развития авиации. Это факт, значение которого нельзя преуменьшать. Практика использования форсажных камер для современных ТРД (ТРДД) берет свое начало, по сути дела, с первых motorjet-ов. Достаточно вспомнить камеру сгорания двигателя самолета Caproni Campini N.1.

Второй контур современных турбовентиляторных двигателей, благодаря которому они высокоэкономичны и малошумны – своего рода воплощение мотокомпрессорных двигателей с так называемой холодной тягой.

Таким образом, вопреки мнению некоторых историков авиации, касающегося примитивности и неактуальности motorjet-ов, представляющих из себя тупиковую ветвь развития ВРД, они все-таки заслуживают уважительного к себе отношения и занимают заметное место в ряду мировых авиационных достижений.

—————-

В заключение еще один ролик от «Hornet Project» и иллюстрации по теме, которые не вошли в основное повествование.

До новых встреч…