«Полуреактивные» истребители ЦАГИ
Николай ВАЛУЕВ / «Самолёты мира» 1995 № 2, с.26-32
Интенсивное совершенствование авиационной техники в предвоенный период позволило достичь максимальной скорости полета самолетов-истребителей порядка 500 км/ч, а опытных машин – около 700 км/ч. Совместными усилиями конструкторов, двигателистов и аэродинамиков со временем можно было приблизить характеристики серийных машин к экспериментальным скоростным самолетам, что и было достигнуто в середине 40-х годов. Однако еще в конце 30-х годов для авиационных специалистов не являлось секретом, что пределы совершенствования поршневой авиации уже недалеко, так как дальнейший рост скорости ограничивался возможностями традиционной винтомоторной группы (ВМГ).
При скоростях 700–800 км/ч из-за сжимаемости воздуха резко падает аэродинамическое качество самолета и КПД воздушного винта. Подбором специальных профилей можно уменьшить волновое сопротивление крыла, но пропеллер на этих режимах «лечению» не поддается. Вместе с тем, малый эффект дает и наращивание мощности мотора, т.к. прирост скорости связан с требуемым приростом мощности зависимостью третьей степени.
Доля веса силовой установки в общем весовом балансе истребителя становилась недопустимо большой, и со всей очевидностью возникал вопрос о том, чем можно заменить ВМГ на пути достижения высоких скоростей полета.
Принципиальное решение было простым — необходим реактивный принцип создания тяги, но его практическая реализация требовала решения огромного количества научных и технических проблем.
Использование на самолете жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) могло рассматриваться лишь как временный вариант, так как «возимый» запас горючего и окислителя для прожорливого ЖРД делал ракетный истребитель малоэффективным в бою и небезопасным для самого лётчика.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД), разрабатывавшиеся перед войной И.А. Меркуловым, прошли летные испытания на самолетах И-153 и И-15 и продемонстрировали устойчивую и надежную работу. Но эффект от их применения «съедался» большим аэродинамическим сопротивлением подвешенных под крылом мотогондол.
В 1940 г. В.М. Мясищев разработал проект скоростного бомбардировщика с прямоточными реактивными ускорителями, призванными обеспечить самолету отрыв от перехватчиков противника. «Изюминкой» проекта было то, что конструктор спрятал ПВРД в фюзеляж, ликвидировав тем самым дополнительное сопротивление. Свой проект Мясищев направил в Наркомат авиационной промышленности (НКАП), где он подлежал научно-технической экспертизе.
Анализ проекта был поручен доктору технических наук Генриху Наумовичу АБРАМОВИЧУ. Несмотря на свою молодость – немногим более тридцати лет – Абрамович являлся признанным авторитетом в области теории струйных течений газа и соавтором проекта натурных аэродинамических труб нового или, как еще его тогда называли, «большого» ЦАГИ. "Старым" ЦАГИ стали московские лаборатории, начальником одной из которых и был Г.Н. Абрамович.
Проверка основных летно-технических характеристик, заявленных в проекте, не представляла собой ничего сложного, так как все расчеты Мясищев производил на основании Руководства для конструкторов, разработанного в ЦАГИ. Но как оценить эффект от использования ПВРД? Как аэродинамик Абрамович прекрасно понимал, насколько велика разница между условиями работы ускорителей, подвешенных под крылом в свободном потоке и находящихся в глубине фюзеляжа большого самолета. Потери скоростного напора, столь важного для ПВРД, просто не дадут ему возможности работать.
Отсутствие разработанных методик определения тяги ПВРД не смутило ученого. Раз методик нет — надо их создать, причем не на кустарном уровне, а на научном. Непаханое поле аэродинамики воздушно-реактивных двигателей невозможно поднять за короткий срок, и Абрамович стал добиваться включения нового направления в тематику работ своего коллектива. Надо сказать, что расширение спектра работ не вызвало восторга начальника ЦАГИ Шишкина, которого тоже можно было понять — институт загружен по горло текущими заданиями промышленности. В Стаханово, как тогда назывался будущий город Жуковский, новые лаборатории только-только разворачивали свою деятельность и там хватало своих проблем. Но настойчивость начальника лаборатории № 4, его обращение к наркому А.И. Шахурину сделали свое дело, и в ЦАГИ появился новый отдел реактивных систем. Его начальником по совместительству назначили Г.Н. Абрамовича.
Проект Мясищева, один из многих, прошедших через руки Абрамовича, сыграл роль катализатора научных исследований, что в предвоенные годы в авиации случалось довольно часто. Подчас интуиция талантливого конструктора подсказывает совершенно новое, нетрадиционное решение, которое не опирается на освоенную научную базу. Спустя два десятилетия ситуация изменится с точностью «до наоборот», и уже из теоретического «портфеля» будут формулироваться новые тактико-технические задания для ОКБ. Но в 40-е годы именно конструкторская инициатива зачастую рождала новые научные направления.
Вплотную занявшись реактивной тематикой, Абрамович уже в 1941 г. выпустил отчет, содержавший результаты теоретических исследований внутренней аэродинамики ПВРД и его термодинамического цикла. Был сделан важный вывод, что на малых скоростях — порядка 400–500 км/ч «прямоточка» неэффективна из-за малого полного давления на входе, что влечет за собой малую величину развиваемой тяги. Повысить давление на данных режимах можно только компрессором, но ему требуется привод. Разумеется, наилучшим вариантом была бы газовая турбина, над которой работали хорошо знакомые Абрамовичу А.А. Люлька и В.В. Уваров, но до успеха здесь было слишком далеко, а война была уже на пороге. Кроме того, на дозвуковых скоростях турбореактивный двигатель имеет бóльший удельный тяговый расход, чем ВМГ, из-за низкого тягового КПД реактивной струи.
Несмотря на все сложности, задачу радикального увеличения скорости полета истребителей необходимо было решать как можно скорей. Свой вариант решения предложил Г.Н. Абрамович, причем не только предложил, но и всесторонне исследовал. Это был мотокомпрессорный двигатель по современной терминологии или воздушно-реактивный двигатель компрессорного типа (ВРДК), как его называли в начале сороковых. Роль привода компрессора в такой силовой установке играет обычный поршневой мотор, хорошо освоенный промышленностью и не таящий в себе никаких подвохов с эксплуатационной точки зрения.
В то время в СССР еще ничего не было известно о построенном и испытанном в Италии самолете Кампини-Капрони СС.1, оснащенном мотокомпрессорным двигателем, хотя сама по себе идея не принадлежала ни Абрамовичу, ни итальянцам. Впервые ее выдвинул русский инженер Горохов и независимо от него чуть позже румынский авиатор Анри Коанда. Первая информация о СС.1 попала в ЦАГИ из английского журнала «Флайт» в 1943 г.
Результаты своих теоретических исследований Г.Н. Абрамович доложил на научно-техническом совете Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ). Его доклад вызвал большой интерес, и начальник ЦИАМ В.И. Поликовский создал у себя в институте специальное КБ под руководством К.В. Холщевникова. Задачей этого коллектива являлась конструкторская проработка различных схем ВРДК.
Не надо думать, что с развертыванием в ЦИАМ работ по комбинированной силовой установке туда переместился центр тяжести работ по ВРДК. Это произошло позже, в 1944 г., и речь об этом пойдет ниже. А в описываемое время специалисты ЦИАМ решали локальную задачу, предоставив своим коллегам из ЦАГИ возможность сконцентрироваться на анализе компоновочных принципов и на расчете летно-тактических характеристик самолетов с ВРДК. Следует сказать, что для ЦАГИ эта задача была весьма специфична, и, пожалуй, ни в какое другое время невыполнима. Но, как говорится, не было бы счастья, да несчастье помогло.
Как известно, практически с момента образования ЦАГИ в его структуре функционировало ОКБ А.Н. Туполева и завод опытных конструкций – ЗОК ЦАГИ. Именно на этом заводе были построены все самолеты марки АНТ и ряд других. Перед войной в ЦАГИ было сформировано конструкторское бюро под руководством М.Л. Миля и Н.И. Камова, занимавшееся созданием автожиров. Ведущим конструктором практически всей серии винтокрылых аппаратов ЦАГИ был Вячеслав Александрович Кузнецов. По разным причинам осенью 1941 г. работы над геликоптерами и автожирами были свернуты. Миль стал заниматься в ЦАГИ вопросами динамики полета, Камов перешел на серийный завод, а конструкторский коллектив В.А. Кузнецова фактически остался без работы. Бóльшая часть работников была переведена в другие КБ, а для оставшихся Абрамович добился в НКАП разрешения заняться проектными исследованиями самолетов с ВРДК. На этот раз его поддержал научный руководитель ЦАГИ академик С.А. Чаплыгин, который направил 16 марта 1942 г. письмо в Наркомат авиационной промышленности, в котором предложил определить основной научной задачей ЦАГИ создание самолетов с реактивными двигателями. Коллегия НКАП согласилась с предложением С.А. Чаплыгина, и в ЦАГИ был образован отдел реактивных систем под руководством Абрамовича. В этот отдел вошло и КБ ЦАГИ, в результате чего работы по ВРДК развернулись более широким фронтом. В этом отделе были группы исследования процессов горения (руководитель — д.т.н. профессор Д.А. Франк-Каменецкий), рабочих процессов реактивного двигателя (руководитель — к.т.н. Г.В. Миклашевский) и аэродинамики (руководитель — В.А. Кузнецов).
Через год, в марте 1943 г., Г.Н. Абрамович закончил обобщенную работу под названием «О перспективах использования реактивных двигателей в авиации». В этой работе, помимо рассмотрения вопросов о принципах регулирования параметров ВРДК, содержалось и описание проектов самолетов С-1ВРДК-1 и С-2ВРДК-1.
С-1ВРДК-1 представлял собой цельнометаллический свободнонесущий низкоплан с трапециевидным крылом с прямыми законцовками. Особенностью этого самолета было отсутствие пропеллера. Вместо него в носовой части фюзеляжа располагался осесимметричный воздухозаборник с центральным телом, в котором находилась пушка ШВАК с боезапасом 60 патронов. За входным конусом стоял четырехступенчатый осевой компрессор диаметром 1300 мм с направляющим аппаратом, приводимым во вращение звездообразным мотором М-82 с соосным редуктором. В предыдущих работах Абрамович показал, что оптимальной степенью сжатия для компрессора ВРДК является ∑=1,3 — 1,4 (когда в ЦАГИ стали известны подробности о самолете Кампини-Капрони, то стало ясно, почему этот реактивный самолет летал намного хуже поршневых – при ∑=4 мощность приводного мотора Изотта-Фраскини «Ассо» использовалась непродуктивно). После компрессора воздух обтекал цилиндры мотора, нагреваясь о них. Дополнительный нагрев давали выхлопные газы, смешиваясь с которыми воздух по двум бортовым каналам поступал в камеру сгорания в хвостовой части фюзеляжа.
В качестве горючего для реактивного двигателя использовали тот же бензин, что и для поршневого мотора. Он впрыскивался в «топку» (по терминологии тех лет) через форсунки-испарители и воспламенялся запальными свечами. Расчетный расход бензина в ВРДК составлял 1,1 кг/с, поэтому доля горючего во взлетной массе была больше, чем у традиционных истребителей того времени.
Камера сгорания представляла собой тонкостенную конструкцию, образуемую двумя соосными обечайками, между которыми имелся проток для охлаждающего воздуха. Расчетная температура горения бензо-воздушной смеси определялась равной 1500°С, что согласно расчетам руководителя группы процессов горения Д.А. Франк-Каменецкого являлось оптимальным значением. Реактивная тяга регулировалась подачей бензина, оборотами приводного мотора и продольным перемещением хвостового конуса.
Сложную задачу для конструкторов представляла собой хвостовая часть самолета, полностью занятая камерой сгорания больших размеров (ее диаметр составлял 1,5 м, длина — 4,2 м). Конструктивную схему этой части фюзеляжа в виде ажурной кольцевой фермы с несущей обшивкой разработал профессор А.Н. Путилов.
Необычным для отечественного самолетостроения тех лет было трехопорное шасси с носовой стойкой. Горизонтальное оперение располагалось над фюзеляжем на специальном пилоне, что делало хвост более жестким и исключало попадание на стабилизатор горячих выхлопных газов.
Сложности с обеспечением прочности вызвала необходимость выполнения вертикального оперения в виде двух шайб. На одноместном одномоторном самолете это смотрелось довольно странно, но В. Кузнецов опасался, что в условиях отсутствия обдувки оперения струей от пропеллера недостаточна будет эффективность органов управления. По этой же причине переразмеренным выглядит и стабилизатор.
Расчетная максимальная скорость самолета С-1ВРДК-1 составляла примерно 800 км/ч, поэтому В.А. Федулов, определявший аэродинамический облик машины в целом, выбрал для крыла профиль ЦАГИ 1В-10, имеющий меньшее волновое сопротивление, чем традиционные профили NACA. Крыло проектировалось двухлонжеронным с дополнительной стенкой. Между лонжеронами размещались топливные баки по 200 л и купола основных стоек шасси.
1 – 20-мм пушка ШВАК; 2 – патронный ящик; 3 – осевой компрессор; 4 – двигатель М-82; 5 – выхлопной коллектор; 6 – центральный бензобак; 7 – форсунки; 8 – пулемёт БС; 9 – дополнительный бензобак; 10 – пожарный кран; 11 – подвижный конус сопла.
Основной бензобак емкостью 1200 л конструкторы расположили между мотором М-82 и кабиной пилота. Дополнительный бензобак на 300 л уложили в центроплан. Общий вес горючего, таким образом, составил 1800 кг. Взлетный вес самолета должен был составить 6800 кг, из которых на конструкцию приходилось 2200 кг, силовая установка «весила» 2100 кг, причем вес собственно реактивного двигателя составлял 800 кг. Расчетная нагрузка на крыло, равная 200 кг/м², делала самолет с ВРДК менее маневренным, чем, скажем, Ла-5 с тем же мотором, зато по скороподъемности и по разгонным характеристикам он мог намного опередить любой поршневой истребитель. На высоте 7600 м максимальная скорость получалась равной 820 км/ч, на 4500 м — около 800 км/ч. Характерной особенностью самолета с ВРДК оказалась стабильность максимальной скорости в широком диапазоне высот, в то время как на истребителе Ла-5 с таким же поршневым мотором М-82 наблюдалось ее резкое падение уже на высоте 6500 м. Лучше оказалась и скороподъемность, особенно на больших высотах, что видно на приводимом графике Vmax (H).
Достичь приемлемого взлетного веса для самолета с ВРДК можно, ограничив полет на максимальной скорости 15–20 минутами, в противном случае потребуется чрезмерно большой запас горючего. Между тем, ВРДК обладает одной очень интересной особенностью, в силу которой продолжительность нахождения в воздухе самолета с ВРДК при средних скоростях получается во много раз больше, чем при Vmax. Это связано с тем, что даже без подачи бензина в камеру сгорания создается реактивная тяга за счет использования тепла от охлаждения мотора и, главное, тепла его выхлопных газов в зоне высокого давления без компрессора. В этом случае самолет С-1ВРДК-1 может находиться в воздухе 3–3,5 часа.
Расчетные данные определили тактическое назначение самолета как барражирующего истребителя-перехватчика.
В ЦАГИ рассчитывались и характеристики двухдвигательного самолета С-2ВРДК-1. Проектные данные показали, что он может иметь дополнительный выигрыш в скорости порядка 50 км/ч. по сравнению с С-1ВРДК-1 при взлетной массе 11 900 кг.
(Обращает на себя внимание сходство С-2ВРДК-1, разработанного в марте 1943 г., с послевоенным реактивным истребителем Сухого Су-9 («К»). На мой взгляд, данный факт делает бессмысленным распространённое утверждение, что Су-9 – видоизменённая копия Ме 262. – Прим. Redstar72).
Параллельно с описанными выше вариантами рассматривался проект истребителя с ВРДК, имеющего в качестве приводного мотора двигатель водяного охлаждения АМ-39ф, который обладал большей по сравнению с М-82 высотностью. Такой самолет по расчетам мог достичь скорости 850 км/ч на высоте 8000 м. Однако время барражирования ограничивалось полутора часами. Такая разница определялась тем, что у самолета С-1ВРДК-1 выхлоп мотора осуществлялся непосредственно в воздуховодный тракт ВРДК, за счет чего воздух подогревался и выходящая из сопла струя совершала определенную работу, увеличивая тягу по сравнению с «холодным» ВРДК с АМ-39, у которого выхлопные газы выходили в атмосферу.
Проделанные в ЦАГИ расчеты показали, что при отборе на компрессор 30% мощности авиамотора можно получить от ВРДК дополнительную тягу, равную тяге винта. Это дало бы возможность увеличить максимальную скорость на 120–150 км/ч при одновременном увеличении взлетной массы на 800–1000 кг. Такую схему иначе, как промежуточной, назвать нельзя, но при ней сохранялись такие же, как у серийных истребителей, взлетные и маневренные качества.
Наименее радикальной попыткой можно назвать датируемый февралем 1943 г. проект установки ВРДК на истребитель Як-9. Для его реализации существовал уже испытанный ранее мотор М-105 РЕН, аналогичный штатному М-105Ф, но имеющий дополнительный редуктор на 250 л. с. Этот мотор конструктор А.Д. Надирадзе предлагал использовать на бомбардировщике Пе-2, оборудованном шасси на воздушной подушке. Такой самолет был создан, в ЛИИ приступили к его испытаниям, но начавшаяся война перечеркнула эту и множество других интересных работ. Мотор М-105РЕН с полностью доведенной системой редукторов и механизмов их включения остался невостребованным. Через два года им заинтересовались В.А. Кузнецов и его сотрудники В. Федулов и В. Черенков. Предложенная ими схема требовала незначительной переделки силовой фермы фюзеляжа Як-9 для подвески камеры сгорания ВРДК и снятия некоторых элементов вооружения. Предполагалось использовать трехступенчатый компрессор Ø 600 мм, приводимый во вращение двумя валами через два промежуточных редуктора. Провести напрямую вал от мотора к компрессору было невозможно из-за того, что в диаметральной плоскости крыла располагалась силовая нервюра и ее надо было обходить. Перед компрессором размещался водорадиатор маршевого мотора. Впоследствии от такого расположения отказались из-за неэффективного охлаждения, и в последующих проектах радиатор занял место позади компрессора.
Задняя часть ВРДК с блоком форсунок и охлаждаемой камерой сгорания Ø 620 мм крепилась к корпусу на сильфонном ободе, так как при посадке и взлете ее необходимо было поднимать на 7° вверх, чтобы не задевать за грунт.
Установка редуктора на М-105 требовала демонтажа 20-мм пушки ШВАК, что снижало боевые возможности, истребителя, а утяжеление на 115 кг за счет установки ВРДК и его привода ухудшало вертикальный маневр. Мощности М-105 РЕН, равной 1100 л. с. против 1250 л.с. у М-105Ф, явно не хватало для работы «на два фронта» и, в результате, расчетная максимальная скорость Як-9ВРДК получалась всего на 80 км/ч больше, чем у серийного Як-9. Эффект получался незначительным, и авторы проекта честно написали в отчете, что реализация проекта нецелесообразна. Пожалуй, наиболее ценным выводом из этой работы было то, что под комбинированную силовую установку с самого начала надо создавать новый самолет.
Более высокие результаты можно было бы получить, совместив мощный высотный мотор АМ-39Ф (1620 л.с.) со встроенным в хвостовую часть ВРДК. Проект такого гибрида был разработан в ЦАГИ к октябрю 1943 г. Вооруженный двумя пушками ШВАК и двумя крупнокалиберными пулеметами, этот цельнометаллический самолет при взлетной массе 5500 кг мог достичь скорости 830 км/ч на высоте 8000 м и имел расчетное время полета порядка 2,5 часов. Использовать его предполагалось как истребитель-перехватчик.
Октябрем 1943 г. датируется еще один проект ЦАГИ, существенно отличавшийся от предыдущих. Это был высотный фоторазведчик без вооружения, на котором для ухода от истребителей противника стояли под крыльями два почти что турбореактивных двигателя. Турбина, вращавшая компрессор, приводилась в действие выхлопными газами поршневого мотора АЧ-30Б. Этот мотор был дизелем, использовавшимся на бомбардировщиках Пе-8 и Ер-2. Экономичность дизеля и возможность высокого противодавления на выхлопе позволили осуществить новую схему ВРДК.
Выхлопные газы по теплоизолированным трубам в носках крыльев подводились к размещенным в обтекаемых гондолах ВРДК. Компактность компоновки обеспечивала малые потери скоростного напора в воздухозаборнике, а короткая выхлопная труба гарантировала низкое гидравлическое сопротивление. За счет отсутствия массивного редуктора и валов самолет мог иметь хорошую весовую отдачу. Имея запас горючего 890 литров, фоторазведчик должен был держаться в воздухе почти три часа, а в случае атаки истребителей противника летчик включал реактивные двигатели и на скорости 800 км/ч с набором высоты самолет уходил от преследования.
Основные весовые, геометрические и летные характеристики «полуреактивных» истребителей, как их в шутку называли в ЦАГИ, приведены в таблице:
В феврале 1944 г. в ЦАГИ состоялась представительная конференция, на которой с докладом о выполненной работе выступил Г.Н. Абрамович. В числе приглашенных на конференцию присутствовали и главные конструкторы А.И. Микоян и П.О. Сухой, для которых доклад Абрамовича, был, вероятно, важней, чем для остальных «самолетчиков». Их КБ не были отягощены заботами о серийных машинах и, вследствие этого, могли позволить себе роскошь заняться экспериментальными самолетами с ВРДК.
Кратчайший и наименее рискованный путь к созданию таких самолетов сулила комбинированная схема «ВМГ + реактивный ускоритель», и именно на ней остановили свой выбор проектанты Сухого и Микояна. В качестве маршевого двигателя легче входили в компоновку моторы жидкостного охлаждения. Несмотря на то, что их мощность изначально была ниже, чем у звездообразного АШ-82ФН, для них на порядок легче было сделать редуктор для привода компрессора ускорителя. Наивысшими характеристиками в 1944 г. располагал мотор ВК-107А. Сложности с его охлаждением в данном случае не смущали конструкторов — ведь водорадиатор имел принудительный обдув.
Высокая оценка научной значимости и практической актуальности работ реактивного отдела ЦАГИ, прозвучавшая на заседании, имела для самого Г.Н. Абрамовича довольно неожиданные последствия. Незадолго до этого правительственная комиссия рассматривала деятельность руководимого А.Г. Костиковым РНИИ и состояние дел по проекту ракетного самолета «302». Выводы комиссии были резко отрицательны, в частности, лишь по кабине «302»-го зафиксировано более 60 замечаний. В результате институт был закрыт. Нарком А.И. Шахурин, хорошо знакомый с направлением работ Г.Н. Абрамовича, решил создать на базе РНИИ новую исследовательскую организацию — Научный институт реактивной авиации, или НИИ-1 НКАП. Разработка положения об организации НИИ-1 была поручена Абрамовичу, который был назначен летом 1944 г. заместителем начальника этого института и проработал в этой должности до 1948 г., после чего перешел на работу в ЦИАМ.
С уходом Абрамовича из ЦАГИ тематика ВРДК там была закрыта. Последним проектом стала попытка установить ВРДК на Ла-5, оборудовав его вентилятором на манер BMW-801. По уровню проработки это предложение было явно ниже всех предыдущих.
Тем временем началось проектирование самолетов под шифром «Н» у А.И. Микояна и «И-105» в ОКБ П.О. Сухого. Оба конструкторских коллектива ориентировались на комбинированную силовую установку, созданную по схеме ЦАГИ в ОКБ В.Я. Климова совместно с ЦИАМ. В качестве маршевого мотора служил ВК-107 мощностью 1650 л.с. Через редуктор с муфтой включения вал приводил во вращение двухступенчатый осевой компрессор. Тяговая мощность ВРДК составляла 900 л. с. Это было лучшее, что могли дать моторостроители в то время.
В начале 1945 г. оба самолета были построены. Силовая установка предопределила схожесть компоновок этих машин.
И-250 № 01
Су-5
3 марта 1945 г. летчик-испытатель А. Деев впервые поднял в воздух И-250 ОКБ А.И. Микояна, а в апреле на суховском И-107 совершил первый полет летчик-испытатель Г. Комаров. Об этих самолетах достаточно много написано в отечественной литературе, поэтому есть смысл коснуться только результатов их испытаний. На И-250 была достигнута максимальная скорость 825 км/ч на высоте 8000 м и потолок 11 900 м. И-105 показал близкие результаты, но его испытания осложнялись неудовлетворительной работой ВРДК. Причина крылась в неудачной конфигурации воздуховодного канала, из-за кривизны которого было большое аэродинамическое сопротивление на входе в компрессор. Естественно, что в таких условиях компрессор не мог обеспечить расчетный режим работы реактивного двигателя, «брыкался» и ломал вал трансмиссии. Все это удалось выяснить, когда самолет установили в натурной аэродинамической трубе Т-104 ЦАГИ и провели эксперимент с включением комбинированной силовой установки. Но время было упущено. Испытания И-105 были надолго прерваны и, в результате, предпочтение было отдано И-250, малая серия которых под обозначением МиГ-13 была построена в 1945 г. Эти самолеты состояли на вооружении авиации Северного и Балтийского флотов вплоть до 1950 г., после чего были заменены более современными машинами.
Самолеты, воплотившие самые передовые идеи ЦАГИ и ЦИАМ, не успели сказать свое слово в Великой Отечественной войне. Век их оказался недолгим, да и авиационная историография отвела им немного места, полагая как бы, что они являлись тупиковой тропой в стороне от столбовой дороги развития самолетостроения. Немало способствовало такому взгляду то, что в силу различных причин, чаще всего субъективных, о работах отдела реактивных систем ЦАГИ вообще ничего не было известно, а на фоне достижений самолетов с ТРД недавние успехи И-250 и И-105 выглядели уже значительно скромнее.
Но обратимся к свидетельствам людей, знавших ситуацию в отечественном самолетостроении «изнутри». А.В. Минаев, бывший заместителем министра авиационной промышленности, сказал коротко и точно:
«Никаких реактивных самолетов в 1946 г. не появилось бы, если бы не эти работы».
Его мысль подтверждает академик С.А. Христианович:
«Во время войны в авиации, кроме текущих задач, закладывали будущее, решая новую, по существу, задачу – создание реактивной авиации. Это обеспечило мощь воздушных сил уже после войны».
Имя Г.Н. Абрамовича хорошо известно современным авиационным специалистам, в первую очередь – двигателистам. О работах ученого и его сотрудников в годы войны известно значительно меньше. Может быть, эта публикация заполнит один из пробелов нашей авиационной истории и восстановит в памяти потомков события 50-летней давности и имена их участников.
