^{Рис. 4. Схема турбореактивного двигателя с двухкаскадным компрессором}

Более совершенным типом турбореактивного двигателя является турбореактивный двигатель с двухкаскадным компрессором. Такой двигатель имеет два компрессора и две турбины. Передний компрессор, или компрессор низкого давления, приводится во вращение задней турбиной, с которой сидит на одном валу. Задний компрессор, или компрессор высокого давления, приводится во вращение передней турбиной, сидящей с ним также на одном валу. Последний вал является полым, и внутри него проходит вал переднего компрессора и задней турбины. Схема турбореактивного двигателя с двухкаскадным компрессором приведена на рис. 4. Двухкаскадный компрессор позволяет получить большую степень повышения давления, а следовательно, двигатель с двухкаскадным компрессором является более экономичным.

Тяга турбореактивных двигателей может форсироваться, то есть увеличиваться на короткий период времени различными способами. Наиболее широкое применение нашли впрыск воды и дожигание. Впрыск воды дает сравнительно небольшое увеличение силы тяги без существенного увеличения веса двигателя и используется главным образом при взлете. Дожигание заключается в следующем: в поток газов позади турбины дополнительно впрыскивается топливо, которое сгорает за счет кислорода воздуха, не использованного в камерах сгорания. С помощью дожигания можно кратковременно увеличить тягу на 25 – 30% при малых скоростях и до 70% при больших скоростях полета. Дожигание применяется на двигателях военных самолетов для увеличения скорости при взлете или в воздушном бою.

Газотурбинный двигатель, у которого [«большая часть энергии газов поглощается турбиной, приводящей во вращение компрессор и воздушный винт, называется турбовинтовым двигателем. Схема турбовинтового двигателя приведена на рис. 5. Воздушный винт соединен через редуктор с основным валом двигателя, на котором находятся компрессор и турбина. Турбина турбовинтового двигателя рассчитана таким образом, чтобы использовать как можно больше, энергии газов.

^{Рис. 5. Схема турбовинтового двигателя}

Турбовинтовой двигатель, так же как и турбореактивный, может иметь центробежный или осевой компрессор. Турбовинтовой двигатель может иметь две турбины, одна из которых, передняя, приводит во вращение компрессор, а вторая, задняя, – воздушный винт. В этом случае турбины, имея соосные валы, являются совершенно независимыми. Двигатель такого типа называется турбовинтовым двигателем со свободной турбиной. Схема такого двигателя представлена на рис. 6.

^{Рис. 6. Схема турбовинтового двигателя со свободной турбиной}

Турбовинтовой двигатель может также иметь двухкаскадный компрессор. Турбовинтовые двигатели с двухкаскадным компрессором проектируются с целью получения постоянной мощности на валу в широком диапазоне высот (от уровня моря до высоты порядка 7500 м) и температур. Двигатель такого типа имеет компрессор и турбину высокого давления, находящиеся на одном валу, а также компрессор и турбину низкого давления на другом валу, помещенном внутри первого вала. Турбина низкого давления приводит во вращение воздушный винт и компрессор низкого давления. Компрессор низкого давления расположен впереди компрессора высокого давления и подает в него поджатый воздух. В двигателях этого типа нет механической связи между секциями низкого и высокого давления. Схема двигателя приведена на рис. 7.

^{Рис. 7. Схема турбовинтового двигателя с двухкаскадным компрессором}

^{Рис. 8. Схема двухконтурного турбореактивного двигателя}

Третьим типом газотурбинных двигателей, применяемых на самолетах, являются двухконтурные турбореактивные двигатели (рис. 8). Увеличение тяги в таком двигателе достигается за счет смешения горячих газов, выходящих из турбины, с воздухом, поступающим по второму контуру. По периметру диска турбины двигателя помещены лопатки вентилятора, представляющие собой, по сути дела, воздушный винт с укороченными лопастями. Воздух, поступающий во второй контур, подсасывается лопатками вентилятора и подается в реактивное сопло, где, смешиваясь с горячими газами, увеличивает общую массу вытекающих газов.

Другой разновидностью двухконтурного турбореактивного двигателя является двигатель, схема которого приведена на рис. 9. В этом двигателе увеличение тяги достигается несколько иным способом. Двигатель имеет двухкаскадный компрессор, причем компрессор низкого давления имеет больший диаметр, чем компрессор высокого давления. По выходе из компрессора низкого давления поток воздуха раздваивается. Около 80% воздуха протекает обычным путем по внутреннему контуру через компрессор высокого давления, камеры сгорания и турбины в реактивное сопло, а остальная часть воздуха по второму контуру поступает непосредственно в реактивное сопло, где смешивается с горячими газами первого контура.

^{Рис. 9 Схема двухконтурного турбореактивного двигателя с двухкаскадным компрессором}

Ракетные двигатели

Принцип действия ракетных двигателей в основном аналогичен принципу действия описанных выше двигателей. Однако в ракетных двигателях кислород, необходимый для сжигания горючего, берется не из атмосферы, а является составной частью топлива, находящегося в баках, расположенных на борту самолета. Под действием высокого давления, развивающегося в камере сгорания двигателя, продукты сгорания с большой скоростью истекают из реактивного сопла, создавая реактивную силу тяги.

Ракетные двигатели, таким образом, не зависят от воздуха, и чем больше высота полета, тем больше сила тяги двигателя вследствие уменьшения атмосферного давления. Однако в связи с чрезмерно большим расходом ракетными двигателями топлива, которое все должно находиться на борту самолета, продолжительность полета самолета с таким двигателем может составлять только несколько минут.

В зависимости от характера протекания реакции в камере сгорания ракетные двигатели подразделяются на два типа. В двигателях первого типа, работающих на монотопливе(однокомпонентное, или унитарное топливо), как, например, перекись водорода, топливо в присутствии катализатора разлагается на пар и кислород, которые, истекая из камеры сгорания через реактивное сопло, создают тягу. Так как разложение перекиси водорода происходит при сравнительно низких температурах, то двигатели такого типа называются «холодными».

В двигателях второго типа используется двухкомпонентное топливо (горючее и окислитель). Окислитель содержит кислород, необходимый для сгорания топлива. Типичными топливами для двигателей этого типа являются керосин – жидкий кислород, анилин-азотная кислота и керосин – перекись водорода. Так как горение этих топлив в камере сгорания происходит при высоких температурах, то двигатели, работающие на этих топливах, принято называть «горячими».

^{Хейнкель Не-176 со сбрасываемой кабиной и небольшим крылом с большой удельной нагрузкой}

^{Первый в мире самолет с турбореактивным двигателем Хейнкель Не-178 перед первым полетом, состоявшимся 27 августа 1939 г}

^{Капрони-Кампини N.1, на котором трехступенчатый компрессор приводился в движение с помощью поршневого двигателя}

^{Истребитель Ме-163B-1 «Швальбе»}

Самолет Ме-163B-1 «Швальбе», представляющий собой одноместный истребитель, был первым успешно действовавшим боевым самолетом с жидкостно-реактивным двигателем. Самолет поступил на вооружение авиационных частей в конце 1944 г. Он был спроектирован конструктором Липпишем и имел обозначение DFS 194. Первоначально в 1940 г. испытывался как планер и несколько позднее – с поршневым двигателем «Побджой» мощностью 85 л. с, установленным в носу фюзеляжа. Летные испытания Ме-163-1 с реактивным двигателем были начатые апреле 1941 г. 10 мая 1941 г. на нем была достигнута скорость горизонтального полета около 1000 км/час.

Силовой установкой самолетов Me-163V-l и V-2 являлся ЖРД Вальтер HWKR 11-203, который предполагалось устанавливать также на серийном образце самолета Ме-163А. Однако вследствие ненадежности этот двигатель был заменен двигателем HWK 109-509А, который работал при более высоких температурах. Вариант самолета Ме-163, на котором был установлен новый двигатель, получил обозначение Ме-163В. Построенные двенадцать самолетов Ме-163А использовались как учебно-тренировочные планеры.

Самолет Ме-163B-1 имел сбрасываемое после взлета двухколесное шасси и убирающуюся металлическую лыжу, используемую при посадке. Ракетный двигатель самолета мог развивать тягу в диапазоне 200–1700 кг на всех высотах. Максимальная скорость полета составляла 880 км/час на высотах от 3000 до 9000 м. Взлетный вес составлял 4300 кг, а вес пустого самолета – 1910 кг. Размеры: размах крыла 9,3 м, длина 5,7 м, площадь крыла 19,4 ж2.

Всего было построено 364 истребителя Me-163В. Модифицированный вариант самолета под обозначением J8M1 или Ki-200 «Сюсуй» был построен фирмой «Мицубиси» в Японии. На самолете Me-163V-6, представляющем собой опытный образец самолета Ме-163 С и испытанном в 1944 г., был установлен двигатель HWK 109-509 С, имевший дополнительную крейсерскую камеру, которая позволяла увеличить продолжительность полета с работающим двигателем до 12 мин. и общую тягу – до 2000 кг,

Самолет Глостер G.40 являлся первым летавшим английским реактивным самолетом. Проектирование самолета было начато в сентябре 1939 г. в соответствии с тактико-техническими требованиями конструкции Е.28/39 по указанию министерства авиации. Самолет предназначался для использования в качестве летающей лаборатории для испытаний турбореактивного двигателя W.1 фирмы «Пауэр джетс». Было построено два образца самолета. На одном первоначально был установлен не пригодный для полетов турбореактивный двигатель W.1X с целью испытаний самолета при рулении на земле. Для проведения летных испытаний этот двигатель был заменен двигателем W.1 с тягой 390 кг. Первый полет на самолете G. 40 был совершен 15 мая 1941 г. После испытаний в течение десяти летных часов с двигателем W.1, во время которых была достигнута скорость 480 км/час и высота полета 7500 м, двигатель W.1 был заменен двигателем W.1A с целью проведения дальнейших испытаний. Позднее двигатель W.1A был заменен двигателем Пауэр джетс W.2/500 с тягой 775 кг.

Второй образец самолета G.40 был построен в 1943 г.; первый полет состоялся 1 марта 1943 г. На самолете был установлен турбореактивный двигатель Ровер W.2B с тягой 555 кг, который позднее был заменен двигателем Роллс-Ройс W.2B/23 с тягой 635 кг, а тот в свою очередь – двигателем W.2B с тягой 690 кг. С последним турбореактивным двигателем на самолете G.40 была достигнута скорость 745 км/час.

Самолет G.40 имел цельнометаллическую конструкцию с воздухозаборником двигателя, расположенным в носовой части фюзеляжа. Подводящий воздухопровод был раздвоен и огибал с обеих сторон кабину летчика. Истечение рабочих газов происходило через реактивное сопло, установленное в хвостовой части фюзеляжа. Весовые и летные характеристики самолета G.40 различаются в зависимости от типа установленного турбореактивного двигателя. С двигателем W.1A на самолете была достигнута скорость 540 км/час, а взлетный вес самолета составлял 1680 кг. Взлетный вес самолета с двигателем W.2B был 1770 кг, а с установкой двигателя 2В/500 увеличился до 1900 кг. G.40 имел следующие размеры: размах крыла 8,8 м, длина 7,6 м, высота 2,74 м. Первый образец самолета G.40 в настоящее время хранится в научном музее, Южный Кенсингтон, Лондон.

Самолет Ме-262 «Штюрмфогель» был первым боевым реактивным самолетом, поступившим на вооружение авиационных частей. Первый образец самолета Ме-262V-1 летом 1941 г. испытывался с поршневым двигателем Юмо 211. Второй образец самолета Me-262V-2, на котором были установлены два турбореактивных двигателя Юнкерс-Юмо 004А с тягой 840 кг каждый, совершил первый полет 18 июля 1942 г.

Первый поступивший в производство истребитель-перехватчикМе-262А-1, на котором были установлены два турбореактивных двигателя Юмо 004В с тягой 900 кг каждый, был выпущен только небольшой серией. В связи с изменением взглядов в области боевого применения самолетов он был превращен в истребитель-бомбардировщик. Самолет мог нести две 250-килограммовые бомбы. Были испытаны также и другие варианты самолета, включая истребитель-перехватчик Ме-262B-1 с двумя комбинированными двигателями BMW 003Р (каждый из которых состоял из турбореактивного двигателя BMW 003А с тягой 800 кг и жидкостно-реактивного двигателя BMW 718, увеличивающего тягу на 1230 кг в течение 3 мин.) и двухместный ночной истребитель Ме-262B-2 с радиолокатором в носовой части фюзеляжа. Было построено три образца самолета Ме-262B-2. На четырех модифицированных самолетах Ме-262А были установлены в носовой части фюзеляжа 50-мм пушки ВК5. Эти самолеты являлись опытными образцами для проектируемого самолета Ме-262Е. Последним вариантом самолета Ме-262, прошедшего летные испытания, являлся истребитель-перехватчик Ме-262С-1, силовая установка которого состояла из двух турбореактивных двигателей Юмо-004С с тягой 1000 кг каждый и жидкостно-реактивного двигателя Вальтер HWK 109-509А с тягой 170 кг, установленного в хвостовой части фюзеляжа.

Всего было построено 1294 самолета типа Ме-262. Самолет Ме-262А-1 имел максимальную скорость 845 км/час и дальность полета 940 км. Взлетный вес самолета составлял 7000 кг, а вес пустого самолета – 4500 кг. Размеры самолета: размах крыла 12,5 м, длина 10,9 м, площадь крыла 16,6 м².

Самолет Арадо 234В был первым серийным реактивным самолетом, спроектированным как штурмовик-бомбардировщик.

Опытный образец самолета Ar-234V-1 совершил первый полет 15 июня 1943 г. На этом самолете, так же как и на последующих семи опытных образцах (от 234V-2 до 234V-8), для взлета использовалась сбрасываемая стартовая тележка, а для посадки – убирающаяся лыжа. Взлетно-посадочные устройства такого типа предполагалось применить также на первом серийном образце самолета Ar-234А-1 . Однако последующие опытные образцы и все серийные самолеты были оборудованы обычным трехколесным шасси (с носовым колесом). Первыми серийными образцами были разведывательный самолет Ar-234B-1 и бомбардировщик Ar-234B-2. Всего было построено210 самолетов обоих типов. Силовая установка этих самолетов состояла из двух турбореактивных двигателей Юнкерс-Юмо 004В, однако на трех из них были установлены двигатели BMW003A-1.

В конце второй мировой войны вместо Ar-234 было начато производство самолета Ar-234С, но было построено только 19 бомбардировщиков Ar-234С-3. Опытные образцы самолета Ar-234С (от234У-19до 234V-30), так же как серийные самолеты Ar-234С-3, имели по четыре турбореактивных двигателя BMW 003А, установленных попарно в гондолах под крылом. Все эти самолеты были одноместными, за исключением вариантов Ar-234V-21 и Ar-234V-26, которые были двухместными. Самолет Ar-234С-3 появился в начале 1945 г. Его предполагали использовать как в качестве бомбардировщика, так и в качестве ночного истребителя. Следующий серийный образец Ar-234-С4 был одноместным разведчиком, а самолеты Ar-234С-5 и Ar-234С-6 – двухместными бомбардировщиками. На последнем серийном образце Ar-234D предполагалось устанавливать турбореактивные двигатели Хейнкель-Хирт HeS 011.

Силовая установка самолета Ar-234B-2 состояла из двух турбореактивных двигателей Юмо 004B-4 с тягой по 860 кг каждый. Максимальная скорость самолета составляла 750 км/час при полете на высоте 6000 м. Практический потолок самолета 11 700 м, взлетный вес 8400 кг, бомбовая нагрузка 1500 кг. Размеры: размах крыла 14,4 м, длина самолета 12,7 м.

Самолет Fi-103, часто обозначаемый как FZG-76 или V-1 (Фау-1), был спроектирован в 1942 г. Гергардтом Физелером как беспилотный самолет-снаряд с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем Аргус AS014, тяга которого равнялась 335 кг. Самолет-снаряд Fi-103, явившийся первым реактивным оружием нападения, представлял собой свободнонесущий моноплан с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем, установленным над задней частью фюзеляжа, и боевой частью весом 850 кг, расположенной в носовой части фюзеляжа. Дальность полета самолета-снаряда составляла 240 км, максимальная скорость – 575 км/час. Опытный образец самолета-снаряда Fi-103 был испытан в качестве планера в декабре 1942 г. В этом же месяце был проведен первый испытательный полет с работающим двигателем.

Пилотируемый вариант самолета Fi-103 был сходен с самолетом-снарядом, но отличался от последнего наличием кабины летчика, расположенной непосредственно перед двигателем, элеронов приборного оборудования, органов управления самолета летчиком и посадочной лыжи. Пилотируемый вариант самолета, подобный испытанному в полете, предполагалось использовать для действий по морским целям. Самолет Fi-103 предполагалось доставлять в район цели на самолете-носителе. После отделения от самолета-носителя летчик самолета Fi-103 должен был направлять свой самолет на цель и выбрасываться с парашютом. Двухместный учебно-тренировочный вариант самолета с увеличенным размахом крыла и без пульсирующего воздушно-реактивного двигателя имел наименование «Рейхенберг» I. Одноместный учебно-тренировочный вариант с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем и посадочной лыжей, но без боевой части имел наименование «Рейхенберг» II. Пилотируемый самолет-снаряд с боевой частью и без посадочной лыжи имел наименование «Рейхенберг» III. На заводе в Данненбурге 175 беспилотных самолетов-снарядов были переоборудованы в пилотируемые самолеты-снаряды, которые, однако, в боевых условиях не применялись.

Самолет Ме-328В был спроектирован в начале 1943 г. как недорогой скоростной истребитель и штурмовик. Заказ на разработку самолета был сдан планеростроительной фирме «Якоб Швейер». Первоначальный вариант самолета Ме-328А предполагалось использовать как легкий истребитель-перехватчик. Однако изменение тактических потребностей привело к отказу от перехватчика в пользу штурмовика, получившего обозначение Ме-328В. Самолет Ме-328В имел деревянную конструкцию, сбрасываемое после взлета шасси и убирающуюся посадочную лыжу. Силовая установка самолета состояла из двух пульсирующих воздушно-реактивных двигателей Аргус As-014 с тягой 400 кг каждый. Самолет мог нести одну 500-килограммовую бомбу, подвешенную на бомбодержателе под фюзеляжем.

Первый опытный образец самолета, имевший обозначение Me-328V-1, был построен в начале 1944 г. с целью испытаний его как планера. При испытаниях этот самолет устанавливался на бомбардировщике Дорнье Do-217E-2, который поднимал его в воздух; там он отделялся от носителя. Было построено несколько опытных образцов самолета, и один из них с пульсирующими воздушно-реактивными двигателями As-014 совершил первый полет в июне 1944 г. Чрезмерная вибрация, вызванная работой пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, привела к разрушению самолета, и дальнейшие работы над ним были прекращены. Вместо него был предложен новый вариант самолета Ме-328С только с одним турбореактивным двигателем Юнкерс-Юмо 004B-2.

Ме-328В был рассчитан на максимальную скорость 805 км/час у земли и 695 км/час на высоте 3000 м. С бомбой 500 кг скорость полета у земли уменьшалась до 730 км/час. Дальность полета составляла 530 км, а с подвешенной бомбой – 490 км. Расчетный практический потолок был равен 4000 м, скороподъемность у земли с бомбой – 12 м/сек, взлетный вес – 3640 кг. Размеры: размах крыла 8,2 м, длина самолета 7,2 м, площадь крыла 8,5 м².

^{Экспериментальный самолет MX-324 с жидкостно-реактивным двигателем, мощность которого была недостаточна для полета на большой скорости}

В сентябре 1942 г. фирма «Нортроп» приступила к осуществлению идеи применения жидкостно-реактивного двигателя для истребителя типа летающее крыло, будучи в полном неведении относительно того, что подобная машина была несколько ранее успешно испытана в Германии. В 1943 г. ВВС США выдали фирме заказ на разработку такого самолета. Фирма начала с обширной программы исследования устойчивости и управляемости аппарата с помощью трех планеров, представлявших собой модели разрабатываемого самолета в натуральную величину. Поскольку размеры кабины при обычном положении летчика лимитировали толщину крыла, то в интересах снижения лобового сопротивления было решено разместить летчика в лежачем положении. Этот самолет, известный под обозначением МХ-324, с жидкостно-реактивным двигателем XCAL-200, работающим на моноэтил-анилине и красной дымящей азотной кислоте совершил свой первый полет 5 июля 1944 г.

Самолет МХ-324 был построен главным образом с целью исследования возможности применения на самолетах жидкостно-реактивных двигателей. Жидкостно-реактивный двигатель XCAL-200, установленный на этом самолете, при собственном весе 194 кг развивал тягу только 90 кг. При первых испытательных полетах самолет ХМ-324 с помощью истребителя Локхид Р-38 «Лайтнинг» забуксировывался на высоту 2400 м и после отделения от буксировщика совершал самостоятельный полет с включенным двигателем, работавшим в течение 5 мин.

Самолет МХ-324 имел размах крыла около 9 м и неубирающееся шасси, заключенное в обтекатели. Жидкостно-реактивный двигатель с четырьмя баллонами для сжатого воздуха и двумя баками для топлива размещался внутри крыла. Было проведено несколько успешных полетов с работающим двигателем. Вследствие весьма малой тяги двигателя летные характеристики самолета были невысокими, а продолжительность помета – чрезвычайно малой. Предложение об установке более мощного ЖРД не было принято вследствие ограниченности места на самолете для размещения топливных баков с целью обеспечения достаточной для проведения летных испытаний продолжительности полета,

^{Ju-287V-1 – первый в мире средний реактивный бомбардировщик, в конструкции которого было использовано большое количество агрегатов и узлов самолетов различных типов.}

Самолет Юнкерс Ju-287V-1 представлял собой интересную конструкцию. Он являлся первым совершившим полет средним реактивным бомбардировщиком. В стремлении увеличить критическое число Маха и одновременно избежать срыва потока на концах крыла, имеющего место у крыльев с прямой стреловидностью, крылу самолета была придана обратная стреловидность.

Работы по созданию самолета Ju-287 были начаты летом 1943 г. С целью сокращения времени постройки опытного образца Ju-287V-1 в его конструкции были использованы основные части уже испытанных самолетов. В частности, был использован фюзеляж самолета Хейнкель Не-177, хвостовое оперение самолета Юнкерс J и-188 и шасси захваченного самолета Конвэр B-24. Таким образом, у самолета новым было только крыло, установленное в средней части фюзеляжа, имевшее размах 20 л, площадь 58,2 м² и обратную стреловидность 20°. Силовая установка самолета состояла из четырех турбореактивных двигателей Юнкерс-Юмо 004В с тягой 900 кг каждый. При взлете в качестве ускорителей использовались четыре жидкостно-реактивных двигателя Вальтер 501, каждый из которых развивал тягу по 1200 кг в течение 40 сек.

Самолет Ju-287V-1 совершил первый полет 16 августа 1944 г. с аэродрома Брандис около Лейпцига. Во время летных испытаний самолет развил скорость 645 км/час. Взлетный вес самолета составлял 20 000 кг, вес пустого самолета – 12 500 кг. Второй опытный образец Ju-287V-2 с силовой установкой из шести турбореактивных двигателей BMW 003А-1 и первый серийный образец Ju-287V-3 к концу войны находились в стадии постройки. Самолет Ju-287V-3 должен был иметь максимальную скорость 860 км/час и дальность полета 6650 км с бомбовой нагрузкой 3000 кг. Самолет должен был иметь убирающееся шасси. Силовая установка самолета должна была состоять из шести турбореактивных двигателей, четыре из которых устанавливались попарно в гондолах под крылом, а два – по бортам фюзеляжа.

Самолет «Oka» (по-японски «цветок вишни») – одноместный пилотируемый самолет-снаряд с жидкостно-реактивным двигателем был предназначен для использования летчиками-смертниками («камикадзе»). Первый полет на самолете был совершен в сентябре 1944 г. Силовая установка самолета состояла из трех ракетных двигателей (Тип 4 Mk.1 модель 20), развивавших суммарную тягу около 800 кг в течение 8-10 сек. Боевая часть самолета, вес которого составлял 1200 кг, снаряжалась тринитроанизолом. Обычно самолет «Oka» модель 11 подвешивался к бомбардировщику Мицубиси G4M2, частично скрываясь в его бомболюке, и отделялся от него в районе цели. После отделения от носителя на высоте 8200 м самолет «Oka» 11 мог планировать на расстоянии 80 км со скоростью 370 км/час. На конечном участке траектории включались двигатели и скорость увеличивалась до 855 км/час. При пикировании под углом 50° максимальная скорость составляла 990 км/час. Размеры: размах крыла 5 м, длина самолета 6,1 м, площадь крыла 6 м². Взлетный вес 2140 кг, вес пустого самолета 440 кг. С сентября 1944 г. по март 1945 г. было построено 755 самолетов «Oka» 11.

Самолет «Oka» 11 был заменен в производстве самолетом «Oka» 22, имевшим один турбореактивный двигатель Tsu-II. «Ока» 22 имел взлетный вес 1450 кг (пустая машина весила 545 кг), размах крыла – 4,1 м, длину – 6,9 м, площадь крыла – 4,05 м².

Дальнейшим развитием этой конструкции явился легкий истребитель «Oka» 43, спроектированный под турбореактивный двигатель Ne-20 с тягой 475 кг. Взлет самолета «Ока» 43 должен был осуществляться с катапульты. Его вооружение должно было состоять из двух 20-мм пушек. Размах крыла самолета «Oka» 43 был увеличен до 8 м, длина самолета была равна 8,15 м и взлетный вес – 2500 кг.

Учебно-тренировочный вариант самолета «Oka», не имевший силовой установки, обозначался MXY7. В боевых действиях во время второй мировой войны нашел применение только самолет-снаряд «Oka» 11.

Самолет Ju-248 представлял собой истребитель-перехватчик с ракетным двигателем. Он являлся дальнейшим развитием сконструированного Липпишем самолета Мессершмит Ме-163С, в конструкцию которого фирмой «Юнкерс» были внесены значительные изменения, улучшившие его летные характеристики. В августе 1944 г. на заводе фирмы «Юнкерс» в Дессау была закончена постройка единственного опытного образца самолета, получившего обозначение J U-248V-1. В этом же месяце самолет был испытан в полете с неработающим двигателем. Летные испытания самолета с работающим двигателем были начаты в конце сентября 1944 г. После проведения предварительных летных испытаний дальнейшие работы над самолетом были переданы фирме «Мессершмит», и самолет получил обозначение Ме-263, однако постройка следующих опытных образцов не была закончена.

Самолет Ju-248V-1 имел полностью конструктивно измененный фюзеляж с большим удлинением, чем у самолета Me-163С. Посадочная лыжа была заменена трехколесным шасси (с носовым колесом). Шасси опытного образца самолета было неубирающимся, однако на серийных самолетах должно было быть полностью убирающееся шасси. Общая емкость крыльевых и фюзеляжных топливных баков была рассчитана на 1610 л окислителя («Т-штофф») и 840 л горючего («С-штофф»).

Установленный на самолете ЖРД Вальтер 109-509Сс вспомогательной крейсерской камерой имел максимальную тягу 2000 кг. Запас топлива обеспечивал работу двигателя в течение 15 мин. при скорости полета 795 км/час. Максимальная скорость полета равнялась 945 км/час, скороподъемность у земли – 60 м/сек., а на высоте 10 200 м – 165 м/сек. Взлетный вес самолета был равен 5300 кг, вес пустого самолета – 2200 кг. Вооружение самолета состояло из двух 30-мм пушек Mk.l08. Летчик размещался в герметической бронированной кабине. Размеры самолета: размах крыла 9,5 м; длина 7,9 м, площадь крыла 17,8 мг.

^{Не-162А-1, предшественник современных легких истребителей. Самолет должен был поступить на вооружение в конце второй мировой войны}

Истребитель-бомбардировщик Хортон Но-IX с двумя турбореактивными двигателями представлял собой летающее крыло. С целью образования пространства для кабины летчика и двух турбореактивных двигателей хорды крыла в его центральной части были увеличены. Продольное и поперечное управление самолетом осуществлялось посредством элевонов, а боковое управление – посредством «тормозных рулей» типа спойлеров, установленных снизу и сверху крыла.

На первом опытном образце самолета Ho-IX V-1 предполагалось использовать два турбореактивных двигателя BMW 003А-1 с тягой 800 кг каждый. Однако в связи с тем, что эти двигатели не были еще готовы, самолет был построен как планер, летные испытания которого были начаты в 1944 г. немецким авиационным научно-исследовательским институтом в Ораниенберге. Второй опытный образец самолета с двумя турбореактивными двигателями Юнкерс-Юмо 004В с тягой по 860 кг, получивший обозначение Ho-IXV-2, совершил первый полет в январе 1945 г. После успешных первоначальных летных испытаний фирме «Гота» в Фридрихсроде был сдан заказ на головную серию в 30 самолетов. Серийный самолет должен был получить обозначение Гота Go-229. Однако Ho-IXV-2 после двух часов летных испытаний потерпел аварию, а постройка первого серийного образца Go-229V-3 еще не была закончена, когда разработка этого самолета была прекращена.

Самолет Гота Go-229 имел следующие расчетные летные характеристики: максимальную скорость полета у земли 945 км/час, скороподъемность у земли 21,8 м/сек, практический потолок 15 800 м. Максимальный взлетный вес самолета при бомбовой нагрузке 2000 кг составлял 8500 кг. Вооружение самолета состояло из четырех 30-мм пушек Mk.108. Размах крыла был равен 16 м, площадь крыла – 52,5 м².

Реактивный истребитель Мак-Доннэл «Фантом», сконструированный для боевых действий на море, был первым американским самолетом, совершившим взлет с палубы авианосца (21 июля 1946 г., авианосец «Франклин Д. Рузвельт»).

Фирма «Мак-Доннэл» в 1942 г. начала предварительные исследования конструкции одноместного реактивного палубного истребителя. Фирмой были рассмотрены схемы истребителя с восемью турбореактивными двигателями диаметром 242 мм, с шестью турбореактивными двигателями диаметром 280 мм, четырьмя турбореактивными двигателями диаметром 364 мм и двумя турбореактивными двигателями диаметром 495 мм. В результате была выбрана схема самолета с двумя турбореактивными двигателями, и в январе 1943 г. фирма «Мак-Доннэл» получила заказ от ВМС США на разработку палубного истребителя.

Опытный образец самолета XFD-1 с двумя турбореактивными двигателями Вестингауз J-30-WE, развивавшими тягу 620 кг каждый и установленными у оснований консолей крыла, совершил первый полет 25 января 1945 г. Меньше чем через три месяца, 7 марта 1945 г., фирма получила заказ от ВМС США на производство 100 самолетов. В связи с окончанием второй мировой войны этот заказ был сокращен до 60 самолетов. Первый серийный самолет, получивший обозначение FH-1 «Фантом», был сдан заказчику в конце 1946 г. Весь заказ был выполнен 27 мая 1948 г.

Самолет FH-1 имел два турбореактивных двигателя Вестингауз J-30-WE-20 с тягой 730 кг каждый. Максимальная скорость самолета составляла 810 км/час на высоте 12 000 м, дальность полета была равна 1100 км и могла быть увеличена до 2240 км за счет подвески подфюзеляжного сбрасываемого топливного бака. Самолет имел следующие данные: практический потолок 13 100 м, взлетный вес 4550 кг, вес пустого самолета 3940 кг, размах крыла 12,4 м и длину 11,8 м.

Белл XP-83 можно считать первым самолетом из класса тяжелых одноместных истребителей дальнего действия и одновременно первой попыткой в США разрешить проблему увеличения радиуса действия реактивных истребителей, что было существенным недостатком самолетов того времени. Стремление к максимальному увеличению емкости основных топливных баков, явившееся определяющим моментом в конструкции самолета XP-83, обусловило создание фюзеляжа с большим внутренним объемом. Емкость основных топливных баков, равная 4150 л, обеспечивала дальность полета 2770 км на высоте 9000 м. Дальность могла быть увеличена до 3280 км за счет установки вспомогательных сбрасываемых баков общей емкостью 1135 л.

Один из двух опытных образцов самолета XP-83 совершил первый полет 25 февраля 1945 г. Самолет XP-83 в основных чертах был идентичен своему предшественнику, самолету Белл Р-59А. Силовая установка самолета состояла из двух турбореактивных двигателей Дженерал электрик J-33-GF-5 с тягой 1800 кг каждый, установленных в гондолах у оснований консолей крыла по обеим сторонам фюзеляжа. Двигатели были расположены вблизи продольной оси самолета, что обеспечивало возможность полета при одном работающем двигателе, не вызывая заслуживающего внимания рыскания.

Максимальная скорость самолета составляла 910 км/час у земли и 840 км/час на высоте 13 700 м; скороподъемность у земли равнялась 28,8 м/сек.

Самолет XP-83 имел нормальный взлетный вес 9800 кг, перегрузочный взлетный вес самолета с бомбовой нагрузкой 900 кг составлял 12 300 кг. Размеры самолета: длина 13,7м, высота 4,65ж; размах крыла 16,1 м, площадь крыла 40 м². Самолет предполагалось вооружить шестью 12,7-мм пулеметами «Браунинг», которые могли быть заменены четырьмя 20-мм или 37-мм пушками. Существовал также проект вооружения самолета двадцатью 12,7-мм пулеметами.

^{Пилотируемый самолет-снаряд Бахем Ва-349А «Наттэр». Успешных пилотируемых полетов осуществить не удалось}

Самолет Накадзима J8N1 «Кикка» (по-японски «священный цветок») был единственным истребителем с силовой установкой из газотурбинных реактивных двигателей, построенных в Японии во время второй мировой войны. Самолет «Кикка» проектировался фирмой «Накадзима» в сотрудничестве с авиационным научно-исследовательским институтом ВМС в соответствии с тактико-техническими требованиями к истребителю-бомбардировщику с двумя турбореактивными двигателями, предложенными ВМС в декабре 1944 г. Конструкция самолета «Кикка» во многих отношениях обнаруживала сильное влияние конструкции немецкого самолета Ме-262, вариант которого с небольшими изменениями строился в Японии в конце войны под обозначением Ki-201 «Карю» (по-японски «огненный дракон»). Главной чертой самолета «Кикка» являлась простота его конструкции.

Постройка первого из двух опытных образцов была окончена 25 июня 1945 г. Первый полет на этом самолете был совершен 7 августа 1945 г. летчиком-испытателем капитан-лейтенантом Такаока с авиабазы ВМС Кисадзуру. Этот полет, продолжавшийся 11 мин., был успешным, однако вовремя второго полета (11 августа) самолет был разрушен. Второй опытный образец был построен, однако в полете не испытывался. Позднее он был вывезен в США. В феврале 1945 г. был сдан заказ на серийное производство самолета «Кикка». Было запланировано в период июль – сентябрь 1945 г. построить 94 самолета. Однако повреждение заводов при бомбардировках и отсутствие материалов не позволили выпустить ни одного самолета.

Самолет «Кикка» имел два турбореактивных двигателя Ne-20 с тягой 478 кг, являвшихся уменьшенными вариантами немецкого двигателя BMW003. Максимальная расчетная скорость самолета составляла 675 км/час на высоте 6000 м; дальность полета была равна 550 км. Самолет имел взлетный вес 3550 кг (пустой весил 2300 кг). Размеры самолета: размах крыла 9,65 м (со сложенными консолями 5,3 м), длина 9,25 м, площадь крыла 13,2 мг.

Самолет YP-81, являющийся первым боевым самолетом с силовой установкой, состоящей из турбовинтового и турбореактивного двигателей, был спроектирован в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС США к истребителю патрулирования и сопровождения дальнего действия. Проблема дальности полета, трудно разрешимая для реактивных истреби» тел ей того времени, на этом самолете была решена путем применения турбовинтового двигателя на крейсерском режиме полета и дополнительного использования тяги турбореактивного двигателя при взлете и в воздушном бою. Самолет YP-81 совершил первый полет 21 декабря 1945 г.

Самолет YP-81 по своей схеме был подобен самолету XP-81, совершившему первый полет 2 февраля 1945 г., и отличался от него главным образом силовой установкой. Вместо поршневого двигателя Роллс-Ройс «Мерлин», выпускаемого фирмой «Паккард», на нем в носовой части фюзеляжа был установлен турбовинтовой двигатель Дженерал электрик XT-31-GE-3 с четырехлопастным воздушным винтом. Мощность турбовинтового двигателя составляла 2300 л.с. плюс дополнительная реактивная тяга, равная, 270 кг. В хвостовой части фюзеляжа был установлен турбореактивный двигатель Дженерал электрик J-33-GE-5 производства фирмы «Аллисон», имеющий тягу 1900 кг. Воздухозаборники для турбореактивного двигателя были расположены по бокам фюзеляжа.

Комбинированная силовая установка обеспечивала самолету дальность полета 4000 км при крейсерской скорости 440 км/час на высоте 7600 м. Вес самолета был чрезвычайно велик. Нормальный и максимальный взлетный вес были соответственно равны 8850 кг и 11 200 кг. Максимальная скорость полета при работе обоих двигателей достигала 775 км/час у земли и 825 км/час на высоте 9000 м; скороподъемность у земли была равна 27 м/сек. Летные характеристики самолета YP-81 лишь незначительно превосходили летные характеристики имевшихся в то время истребителей сопровождения с поршневыми двигателями, в связи с чем заказ на 13 истребителей YP-81 был аннулирован. Самолет YP-81 имел следующие размеры: размах крыла 15,4 м, длина 13,6 м, высота 4,1 м, площадь крыла 39,4 м².

Первый спроектированный в Советском Союзе реактивный истребитель Як-15 носит отпечаток той спешки, с которой советская авиационная промышленность пыталась использовать немецкие турбореактивные двигатели, взятые в качестве трофеев в конце второй мировой войны. Самолет Як-15, появившийся, по-видимому, в конце 1945 г., представлял собой самолет Як-9 с поршневым двигателем, который был приспособлен для установки турбореактивного двигателя Юнкерс-Юмо 004В с тягой 900 кг. Турбореактивный двигатель был установлен снизу фюзеляжа под главным лонжероном крыла. Воздухозаборник двигателя находился в носовой части фюзеляжа, а реактивное сопло – под фюзеляжем у задней кромки крыла. Нижняя часть фюзеляжа была защищена от горячих газов обшивкой из жаростойкого сплава.

Этот самолет, сохранивший шасси с хвостовым колесом, был пущен в производство под обозначением Як-15 и в 1946 г. поступил на вооружение частей ВВС. Было разработано несколько усовершенствованных вариантов самолета. Один из них, Як-17, представлял собой двухместный переходной учебно-тренировочный самолет, в котором обучаемый располагался во второй кабине, расположенной впереди кабины летчика-инструктора. Изменение положения центра тяжести обусловило необходимость установки шасси с носовым колесом. Основные стойки шасси были передвинуты к заднему лонжерону крыла. Переднее колесо убиралось в обтекатель на носовой части фюзеляжа. Было также конструктивно изменено вертикальное хвостовое оперение.

Успех, этой модификации ускорил разработку одноместного истребителя, который сохранил носовое колесо и новую конструкцию вертикального оперения. Если предположить, что выпускавшийся в Советском Союзе турбореактивный двигатель Юмо 004В развивал тягу около 900 кг, то можно считать, что истребитель Як-17 имел максимальную скорость около 830 км/час. Размах крыла приблизительно равнялся 9,4 м, длина самолета – 9,1 м.

^{МиГ-9 – один из первых русских реактивных истребителей. Самолет имел два турбореактивных двигателя}

Самолет МиГ-9 являлся одним из первых реактивных истребителей, сконструированных в Советском Союзе, и первым самолетом с двумя турбореактивными двигателями, поступившими на вооружение ВВС Советского Союза. МиГ-9, сконструированный А. И. Микояном и М. И. Гуревичем, демонстрировался публично в 1947 г., и поэтому можно предположить, что первый полет на самолете был совершен в начале 1946 г. Силовая установка опытного образца самолета, очевидно, состояла из двух трофейных турбореактивных двигателей Юнкерс-Юмо 004В.

Истребитель с двумя турбореактивными двигателями является с точки зрения безопасности полета значительно более надежным, чем истребитель с одним двигателем, однако выбор схемы с двумя двигателями для легкого одноместного истребителя-перехватчика, каким являлся самолет МиГ-9, по-видимому, был обусловлен отсутствием в то время в Советском Союзе достаточно мощного турбореактивного двигателя, который мог обеспечить требуемые летные характеристики самолета. Расположение двигателей рядом под центропланом крыла и использование коротких выхлопных труб позволяют предполагать влияние немецких конструкций на проект самолета МиГ-9. Расположение обоих двигателей непосредственно у оси самолета позволяет совершать полет на одном двигателе с целью увеличения дальности полета. Выбор схемы установки двигателей с короткими выхлопными трубами обусловлен стремлением сократить до минимума потери в тяге. С целью предохранения нижней части фюзеляжа от влияния струи выхлопных газов обшивка нижней части фюзеляжа была выполнена из толстых листов металла.

Помимо силовой установки, самолет МиГ-9 отличался от других советских истребителей также конструкцией шасси с носовым колесом. На серийных истребителях МиГ-9 устанавливались производившиеся в Советском Союзе модели немецкого турбореактивного двигателя Юмо 004В. Максимальная скорость самолета МиГ-9 приблизительно равнялась 950 км/час. Самолет имел примерно следующие размеры: размах крыла 10,6 м, длину 10 м.

Самолет Дуглас XB-43 являлся первым американским легким реактивным бомбардировщиком. Первый полет самолета имел место в мае 1946 г. Силовая установка самолета состояла из двух турбореактивных двигателей Дженерал электрик J-35-GE-3, помещенных внутри фюзеляжа, с тягой 1700 кг каждый. Воздухозаборники коробчатой формы были расположены по бортам фюзеляжа. Выхлоп отработанных газов осуществлялся через трубу в хвостовой части фюзеляжа. Самолет XB-43 был построен на базе опытного бомбардировщика XB-42 с поршневыми двигателями и имел ряд характерных особенностей. Экипаж самолета состоял из двух человек, сиденья которых были расположены рядом, причем для каждого из них имелся отдельный фонарь кабины. Новым был способ убирания шасси. Главные колеса шасси убирались назад в углубления по бокам фюзеляжа. Такой способ убирания шасси позволил применить крыло с тонким ламинарным профилем.

Было построено два опытных образца самолета, второй из которых получил обозначение YB-43. На самолете была достигнута максимальная скорость 810 км/час и высота 11 600 м. Максимальная дальность полета составляла 2240 км. Взлетный вес самолета был равен 15 900 кг.

Летные характеристики самолета XB-43, полученные при испытаниях, соответствовали проектным, однако на некоторых режимах полета самолет оказался неустойчив, в связи с чем заказов на его производство от ВВС не поступило. Второй опытный образец YB-43 с 1948 по 1953 г. использовался как летающая лаборатория в летно-испытательном центре ВВС. При испытаниях на самолете YB-43 обычно вместо одного из его двигателей устанавливался двигатель, подвергающийся летным испытаниям. В частности, на этом самолете проходил летные испытания двигатель J-47 с целью определения минимального расхода масла через двигатель, необходимого для его надежной работы. Самолет YB-43 применялся также для испытаний герметизированных маслобаков и оборудования для запуска двигателей.

Самолеты XB-43 и YB-43 имели следующие размеры: размах крыла 21,7 м, длину 15,7 м, высоту 7,4 м.

Самолет DH.108 был спроектирован и построен главным образом с целью исследования проблемы устойчивости и управляемости самолетов со стреловидным крылом. Первый из трех экспериментальных самолетов DH.108 имел фюзеляж серийного истребителя «Вампир» и силовую установку, состоящую из одного турбореактивного двигателя Де Хэвилленд «Гоблин» 2 с тягой 1360 кг. Первый полет был совершен 15 мая 1946 г. DH. 108 имел длину 7,5 м, размах крыла 11,9 м. Стреловидность крыла составляла 43°. На передней кромке крыла были расположены нерегулируемые щелевые предкрылки, что ограничивало максимальную скорость полета 560 км/час.

Если первый образец самолета был построен с целью исследования проблем устойчивости и управляемости при малых скоростях полета, то второй образец был построен с целью исследования этих характеристик при больших скоростях полета. Соответственно с этим на самолете были установлены убирающиеся щелевые предкрылки и более мощный турбореактивный двигатель «Гоблин» 4 с тягой 1590 кг. Третий опытный образец самолета был предназначен для продолжения программы испытаний на больших скоростях полета. На нем был установлен турбореактивный двигатель «Гоблин» 5 с тягой 1640 кг и внесен ряд других конструктивных изменений. В частности, была удлинена носовая часть фюзеляжа, переконструирован фонарь кабины, установлены автоматически управляемые щелевые предкрылки, бустерное управление и катапультируемое сиденье.

На третьем опытном образце самолета 12 апреля 1948 г. был установлен международный рекорд скорости 974 км/час при полете по замкнутому кругу, на дистанции 100 км. 6 сентября 1948 г. на этом самолете была впервые в Англии достигнута сверхзвуковая скорость, соответствующая 1,02 Ма, при пикировании с 12 000 до 9 000 м. Самолет DH.108 имел смешанную конструкцию. Продольное и поперечное управление самолетом осуществлялось с помощью элевонов. Для уменьшения взлетной и посадочной скоростей на задней кромке крыла были установлены щитки.

Самолет «Аттакер» разработан в соответствии с тактико-техническими требованиями для одноместного истребителя с турбореактивным двигателем Роллс-Ройс «Нин» и крылом с ламинарным профилем, примененным на истребителях «Спитфайр» с поршневым двигателем. В начале 1945 г. были представлены дополнительные тактико-технические требования на палубный вариант истребителя. Была начата разработка трех опытных образцов – одного для ВВС и двух палубных для авиации ВМС. Сухопутный опытный образец с фирменным обозначением тип 392 совершил первый полет 27 июля 1946 г. Опытный образец палубного истребителя с фирменным обозначением тип 398 совершил первый полет 17 июня 1947 г. Последний самолет отличался большим ходом амортизаторов шасси, наличием спойлеров и посадочного крюка. Третий опытный образец, также палубный истребитель, отличался от второго опытного образца увеличенными отверстиями воздухозаборников и смещенным назад на 0,336 м крылом.

На сухопутный истребитель заказа от военно-воздушных сил не поступило, тогда как палубный истребитель «Аттакер» был принят на вооружение авиации ВМС и в ноябре 1949 г. на его производство был выдан заказ. Первый серийный образец самолета впервые поднялся в воздух 4 апреля 1950 г. Поступившие на вооружение варианты палубного истребителя назывались: «Аттакер» F.1 и «Аттакер» FB.1. Последний мог быть вооружен бомбами и неуправляемыми реактивными снарядами, подвешиваемыми под крылом. Оба самолета были снабжены турбореактивными двигателями «Нин» 3 с тягой 2320 кг. За двумя первыми последовал вариант FB.2 с двигателем «Нин» 102 и фонарем кабины с металлическим обрамлением. Тридцать шесть самолетов «Аттакер» в сухопутном варианте (тип 538) было построено для ВВС Пакистана и 145 – для ВМС. «Аттакер» FB.2 имел максимальный взлетный вес 7900 кг; пустой самолет весил 4500 кг. Максимальная скорость у земли была равна 945 км/час. Скороподъемность у земли при полетном весе 5250 кг составляла 32,4 м/сек. Размеры самолета: длина 11,4 м, высота 3,2 м, размах крыла 11,2 м, площадь крыла 21 м².

Самолет F6U-1 «Пират» являлся легким одноместным палубным истребителем, опытный образец которого, XF6U-1, совершил первый полет 2 октября 1946 г. Силовая установка первых трех опытных образцов самолета XF6U-1 состояла из одного турбореактивного двигателя Вестингауз J-34-WE-22 с тягой 1360 кг. Подвод воздуха к двигателю осуществлялся через воздухозаборники в основаниях консолей крыла, а выхлоп – через выхлопную трубу снизу в хвостовой части фюзеляжа. Позднее этот двигатель был заменен двигателем J-34-WE-30A с системой дожигания фирмы «Солар», помещенным в удлиненной хвостовой части фюзеляжа. Максимальная статическая тяга с дожиганием составляла 1900 кг. Первый из серии 30 самолетов F6U-1 с такой же силовой установкой был поставлен в июле 1949 г. и последний – в феврале 1950 г.

Серийный самолет F6U-1 «Пират» отличался от опытных образцов XF6U-1 рядом особенностей: площадь крыла самолета была увеличена за счет больших зализов на задней кромке в месте соединения крыла с фюзеляжем, занимающих приблизительно четверть размаха крыла; площадь вертикального оперения также была увеличена за счет установки надфюзеляжного гребня и небольших дополнительных килей вблизи концов стабилизатора. В носовой части фюзеляжа были установлены четыре 20-мм пушки. Нормальный взлетный вес самолета был равен 5150 кг. Максимальная скорость полета при включенной системе дожигания составляла 890 км/час. Дальность полета с основным запасом топлива была равна 1200 км. При установке сбрасываемых топливных баков на концах крыла дальность полета увеличивалась до 1600 км.

Для обшивки самолета был широко применен «Металит», представляющий собой трехслойные панели, которые состояли из двух наружных листов из прочных алюминиевых сплавов, приклеенных к внутреннему слою из бальзы. Такая обшивка, увеличивая жесткость конструкции, позволяла уменьшить вес самолета за счет сокращения необходимого числа нервюр стрингеров. Кроме того, такая обшивка исключала появление морщин и неровностей на поверхности фюзеляжа. Самолет F6U-1 имел следующие размеры: размах крыла 10 м, длину 11,5 м, высоту 3,95 м.

S.O.6000 «Тритон» явился первым совершившим полет реактивным самолетом французской конструкции. Проектирование самолета было начато в 1943 г. и осуществлялось втайне от немецких оккупационных войск. Самолет «Тритон» первоначально проектировался как летающая лаборатория для испытаний турбореактивного двигателя Рато SRA-1 с тягой 1440 кг, однако в процессе проектирования назначение самолета было пересмотрено, и он был построен как двухместный учебно-тренировочный самолет с сиденьями, расположенными рядом. Опытный образец совершил первый полет 11 ноября 1946 г. Силовая установка самолета состояла из турбореактивного двигателя Юнкерс-Юмо 004B-2 с тягой 900 кг.

Самолет имел очень большой овальный в сечении фюзеляж, который мог быть использован для установки турбореактивных двигателей различных типов. На последующих четырех опытных образцах самолета предполагалось установить турбореактивные двигатели Роллс-Ройс «Дервент» 5 с тягой по 1590 кг, однако позднее было решено использовать турбореактивные двигатели Испано-Сюиза «Нин» 101 с тягой 2200 кг. Установка двигателя «Нин» потребовала изменения конструкции воздухозаборников и' воздухопроводов. На первом опытном образце самолета с двигателем Юмо воздухозаборник был расположен внизу носовой части фюзеляжа «акулья пасть». На втором опытном образце S.0.6000-04 с двигателем «Нин», совершившем первый полет 19 марта 1948 г., были установлены дополнительные воздухозаборники по бортам фюзеляжа позади кабины. На последующих опытных образцах (S.0.6000-03 и др.) были оставлены только боковые воздухозаборники, воздухозаборник же в носовой части фюзеляжа был ликвидирован.

Самолет S.O. 6000-04 имел максимальную скорость полета у земли 950 км/час и крейсерскую скорость на высоте 10 000 м – 855 км/час. Скороподъемность у земли была равна 50 м/сек, практический потолок – 12 000 м. Взлетный вес самолета составлял 4700 кг, пустой самолет весил 3200 кг. Размеры самолета: длина 10,4 м, размах крыла 10 м, площадь крыла 15,1 м².

Самолет FJ-1 «Фьюри» заслуживает быть упомянутым как предшественник истребителей типа F-86 «Сэйбр». Проект самолета был отобран из нескольких проектов одноместного палубного истребителя-перехватчика, представленных фирмой в ВМС США. В январе 1945 г. фирме был сдан заказ на постройку трех опытных образцов истребителя XFJ-1 (N.A.134), а 18 мая

1945 г. – на производство серий из 100 самолетов FJ-1 (N. А. 141). Одновременно для ВВС было заказано той опытных образца сухопутного варианта истребителя под обозначением XF-86.

Первый опытный образец самолета XFJ-1 совершил полет 27 ноября

1946 г. На самолете был установлен турбореактивный двигатель Аллисон J-35-A-5 с тягой 1820 кг. Вначале 1947 г. на самолете была достигнута скорость, соответствующая 0,87 Ма и являвшаяся в то время максимальной скоростью, достигнутой в США на истребителе. Заказанная серия самолетов FJ-1 была сокращена до 30 самолетов. Первый из этих самолетов был поставлен в ВМС в 1947 г. Серийный образец самолета отличался от опытного наличием больших зализов в месте соединения передних кромок крыла с фюзеляжем. Сухопутный вариант самолета XF-86 был рассчитан на достижение максимальной скорости 930 км/час на высоте 13 700 м, однако эти данные не удовлетворяли требованиям ВВС США, что привело к полному изменению конструкции самолета.

Самолет FJ-1 «Фьюри» имел максимальную скорость 910 км/час и скороподъемность у земли 26 м/сек. Дальность полета самолета с основным запасом топлива, равным 1740 л. составляла 1550 км. При подвеске двух сбрасываемых топливных баков на концах крыла емкостью по 640 л дальность полета могла быть увеличена до 2500 км. Вооружение самолета состояло» из шести 12,7-мм пулеметов. Взлетный вес самолета был равен 5780 кг, размах крыла – 11,6 м, длина – 10,3 м.

Самолет Райен XF2R-1 (модель 29) – одноместный экспериментальный истребитель – был построен на базе истребителя Райен FR-1 «Файерболл» (модель 28), которых было выпушено 65 штук. Силовая установка FR-1 состояла из установленного в носовой части фюзеляжа поршневого двигателя, предназначенного для полета на крейсерском режиме, и турбореактивного двигателя Дженерал электрик J-31-GE-3 с тягой 730 кг, расположенного в хвостовой части фюзеляжа. На самолете же XF2R-1 вместо поршневого двигателя был установлен турбовинтовой двигатель Дженерал электрик XT-31-GE-2.

Крыло самолета XF2R-1 было таким же, как и у самолета FR-1, однако установка турбовинтового двигателя потребовала увеличения длины фюзеляжа, а применение четырехлопастного воздушного винта с большим диаметром, увеличившего крутящий момент, потребовало также увеличения площади вертикального оперения. На самолете была установлена более мощная модель турбореактивного двигателя J-31, развивающая тягу 910 кг. Турбовинтовой двигатель, установленный на самолете, имел мощность на валу 2300 л.с. и дополнительную реактивную тягу 270 кг. Самолет XF2R-1 совершил первый полет в ноябре 1946 г. В самом начале летных испытаний на самолете была достигнута высота 11 900 м, являвшаяся в то время неофициальным рекордом для самолетов с турбовинтовыми двигателями.

Предполагалось, что на крейсерском режиме полета на самолете XF2R-1 должен работать только турбовинтовой двигатель, а турбореактивный двигатель должен использоваться для увеличения скорости в воздушном бою. Максимальная скорость полета самолета при работе обоих двигателей составляла 800 км/час. Самолет мог набирать высоту 3000 м приблизительно за 2 мин. и высоту 11 900 м за 23 мин. Взлетный вес самолета был равен 5000 кг. Размеры самолета: длина 11 м, размах крыла 12,2 м, площадь крыла 25,5 м². Для хранения на авианосце консоли крыла самолета складывались посредством гидравлического механизма. Размах крыла со сложенными консолями составлял 5,3 м.

Палубный истребитель «Бэнши» проектировался с целью замены в авиации ВМС палубного истребителя FH-1 «Фантом». Опытный образец XF2H-1 совершил первый полет 11 января 1947 г. В мае 1947 г. был выдан заказ на производство 56 самолетов F2H-1, первый из которых совершил полет 10 августа 1949 г. Силовая установка самолета F2H-1 состояла из двух турбореактивных двигателей Вестингауз J-34-WE-22 с тягой по 1360 кг. На втором серийном образце самолета F2H-2 были установлены турбореактивные двигатели J-34-WE-34 с тягой по 1470 кг. Длина фюзеляжа самолета F2H-2 была увеличена с 11,9 до 12,3 м, что позволило увеличить запас горючего на 670 л. На концах крыла были установлены несбрасываемые топливные баки емкостью по 755 л, за счет которых размах крыла увеличился с 12,6 до 13,7 м.

Было заказано 188 самолетов F2H-2, включая 14 ночных истребителей F2H-2-2N, первый из которых совершил полет в августе 1949 г. В апреле 1952 г. был выдан дополнительный заказ на 146 истребителей F2H-2. Кроме того, было построено 58 самолетов-фоторазведчиков F2H-2P.\ ^

Дальнейшим развитием самолета явился палубный всепогодный истребитель дальнего действия F2H-3. Длина фюзеляжа самолета F2H-3 по сравнению с длиной фюзеляжа самолета F2H-2 была увеличена на 0,79 м с целью установки двух дополнительных топливных баков. Всего было построено 175 самолетов F2H-3 с двигателями J-34-WE-34. Следующим серийным образцом самолета явился палубный всепогодный истребитель F2H-4, на котором устанавливались двигатели J-34-WE-38. Внешне этот самолет не отличался от самолета F2H-3. Было построено 55 самолетов F2H-4, последний из которых был поставлен в октябре 1953 г. Самолет F2H-4 имел максимальную скорость полета у земли, равную 980 км/час, скороподъемность у земли – 46 м/сек., практический потолок – 17 000 м и дальность полета – 3200 км. Взлетный вес самолета был равен около 8600 кг. Вооружение самолета состояло из четырех 20-мм пушек. Самолеты F2H-3 и F2H-4 отличались от F2H-1 и F2H-2 также увеличенной площадью хвостового оперения.

Одноместный истребитель SAAB-21 является уникальным в том отношении, что он был единственным в мире самолетом, который выпускался в Серии как с поршневым, так и с турбореактивным двигателем. Производство истребителя SAAB-21 с поршневым двигателем Даймлер-Бенц DB 605В мощностью 1475 л. с, выпускаемым в Швеции фирмой SFA, было начато в 1943 г. Было построено более 400 самолетов моделей J-21А и А-21А-3. После приобретения Швецией турбореактивных двигателей Де Хэвилленд «Гоблин» было построено три опытных образца самолета с этими двигателями вместо поршневых. Первый из этих самолетов совершил полет 10 марта 1947 г.

Однако было бы неправильным рассматривать самолет с турбореактивным двигателем SAAB-21R просто реактивным вариантом самолета SAAB-21A. Поскольку двигатель «Гоблин» имел больший диаметр, чем двигатель DB605B, то потребовалось переконструировать заднюю часть фюзеляжа. Воздухозаборники для двигателя были расположены в виде карманов на боках в месте перехода узкой передней части фюзеляжа в более широкую заднюю часть. Вследствие изменения направления силы тяги потребовалась некоторая модификация конструкции шасси. Конструкция хвостового оперения была также изменена. 3

Из заказанных 120 истребителей этого типа было построено только 60 самолетов в двух вариантах: J-21RA с двигателем Де Хэвилленд «Гоблин» D. Gn. 2, имеющим тягу 1360 кг, и SAAB-21RB с двигателем «Гоблин» 3, выпускавшимся в Швеции фирмой SFA (его тяга 1500 кг). Самолет SAAB-21 RB имел максимальную скорость полета у земли 830 км/час и скороподъемность у земли 23,4 м/сек. Вооружение самолета состояло из одной 20-мм пушки и четырех 13,2-мм пулеметов. Кроме того, под фюзеляжем в специальном обтекателе могли устанавливаться дополнительно восемь 13,2-мм пулеметов. Размеры самолета: длина 10,1 м, высота 2,94 м и размах крыла 11,4 м.

Самолет Конвэр XB-46 (модель 109) являлся экспериментальным средним бомбардировщиком с чрезвычайно чистыми аэродинамическими формами. В 1945 г. ВВС США было заказано три опытных образца бомбардировщика, однако был построен только один самолет, который совершил первый полет 2 апреля 1947 г. и был передан для испытаний в ВВС в начале 1948 г. Во время летных испытаний на самолете был совершен полет с аэродрома Райт-Филд в Оклахоме со средней скоростью 855 км/час.

Вытянутый фюзеляж самолета с овальным поперечным сечением имел цельнометаллическую конструкцию с клепанной впотай работающей обшивкой. Длина фюзеляжа была равна 32,4 м. Экипаж самолета, состоявший из трех человек, размещался в герметическом отсеке фюзеляжа впереди передней кромки крыла. Первый и второй летчики размещались один позади другого, а штурман-бомбардир – – в носу фюзеляжа. Тонкое высокорасположенное крыло самолета имело размах 34,5 м. Силовая установка самолета состояла из четырех турбореактивных двигателей Дженерал электрик J-31-GE-3 с тягой 1820 кг каждый, выпускаемых фирмой «Аллисон». Двигатели расположены попарно в гондолах под крылом приблизительно на расстоянии четверти размаха крыла от фюзеляжа. Бомбоотсек, расположенный в фюзеляже, был рассчитан на максимальную бомбовую нагрузку 9000 кг. На самолете была предусмотрена возможность установки дистанционно-управляемого стрелково-пушечного вооружения для защиты задней полусферы.

Тонкое с большим удлинением крыло в комбинации с аэродинамически высококачественным фюзеляжем обеспечило самолету хорошие летные характеристики на больших высотах. Максимальная скорость самолета была равна 900 км/час и практический потолок – 13 100 л. Дальность полета с бомбовой нагрузкой 3620 кг составляла около 4000 км. Взлетный вес самолета был равен 41 200 кг, вес пустого самолета – 21 800 кг. Однако заказ на серийное производство бомбардировщика B-46 не был выдан. При летных испытаниях бомбардировщика XB-47 были получены лучшие летные характеристики, и ему было отдано предпочтение.

Самолет Мартин XB-48 (модель 223), представлявший собой опытный бомбардировщик, являлся типичным тяжелым реактивным самолетом, характерным для периода перехода от поршневых двигателей к реактивным. По своей схеме самолет XB-48 был близок к поршневым бомбардировщикам. Будучи разработанным на базе проекта бомбардировщика с поршневым двигателем, XB-48 мало чем отличался от обычного самолета. Необычным являлось только шасси «велосипедного» типа, две основные стойки которого с двойными колесами были расположены спереди и сзади бомбоотсека; два вспомогательных крыльевых колеса служили для стабилизации самолета при рулежке.

Самолет XB-48 разрабатывался в соответствии с теми же тактико-техническими требованиями, что и бомбардировщик Боинг XB-47. Первый полет самолета XB-48 состоялся 22 июня 1947 г. Силовая установка самолета состояла из выпускаемых фирмой «Аллисон» шести турбореактивных двигателей Дженерал электрик J-35-GE, расположенных по три в общих гондолах под крылом. Высокорасположенное крыло самолета с ламинарным профилем имело размах 33 м и площадь 121 м². Фюзеляж самолета имел овальное поперечное сечение с большой площадью миделя. Длина фюзеляжа 26,2 м. Экипаж самолета состоял из трех человек, размещающихся в кабине, расположенной в носовой части фюзеляжа. Бомбоотсек самолета рассчитан на максимальную бомбовую нагрузку 9000 кг при небольшой дальности полета. Была предусмотрена возможность установки дистанционно-управляемого стрелково-пушечного вооружения для защиты задней полусферы.

Взлетный вес самолета XB-48 был равен 46 500 кг, пустой самолет весил 26 600 кг. Максимальная скорость равнялась 790 км/час, дальность полета с запасом топлива 18 900 л и бомбовой нагрузкой 3640 кг – 4000 км, практический потолок – 13 100 м, взлетная дистанция до набора высоты 15 м – 1580 м, посадочная скорость при посадочном весе 32 400 кг – 170 км/час. По своим летным характеристикам бомбардировщик незначительно превосходил имевшиеся в то время поршневые бомбардировщики, в связи с чем заказов от ВВС на его производство не поступило.

Одноместный истребитель Як-23 имел большое «родственное» сходство с истребителем Як-15/17. Факт одновременного существования истребителя Як-23 с более совершенным самолетом МиГ-15 можно, очевидно, объяснить тем, что первый был пущен в серийное производство в порядке страховки на тот случай, если истребитель МиГ-15, имевший ряд необычных в то время особенностей, оказался бы неудачным.

Опытный образец самолета Як-23 совершил первый полет, по-видимому, летом 1947 г. Силовая установка самолета состояла из одного турбореактивного двигателя Роллс-Рой с»Дервент» 5 с тягой 1590 кг, полученного из Англии.

Если на истребителе Як-15 турбореактивный двигатель с осевым компрессором, имеющий небольшой диаметр, был расположен в нижней части фюзеляжа под основным лонжероном крыла, то на истребителе Як-23 турбореактивный двигатель с центробежным компрессором должен был быть расположен перед основным лонжероном крыла в передней части фюзеляжа, увеличивая поперечное сечение последней. Выхлопная труба двигателя была расположена под фюзеляжем и имела небольшую длину, что в совокупности с малой длиной воздухопровода, подводящего воздух к двигателю, должно было обеспечить минимальные потери в тяге двигателя. Крыло самолета имело трапециевидную форму в плане. Основные колеса шасси убирались в фюзеляж, и крыло было использовано для размещения топливных баков.

Конструкция самолета Як-23, по-видимому, была цельнометаллической из легких сплавов. Самолет предположительно обладал высокой маневренностью. Его летные характеристики были сравнительно высоки. Максимальная скорость самолета составляла около 975 км/час. Существенным недостатком истребителя являлся плохой обзор летчика вперед и вниз вследствие неудачного размещения кабины. В настоящее время истребитель Як-23 находится на вооружении ВВС балканских стран народной демократии. Примерные размеры самолета: размах крыла около 9 м, длина около 8,8 м.

Исключительная гибкость в боевом применении морских истребителей привлекала внимание многих авиационных конструкторов, однако вследствие большого лобового сопротивления истребители – летающие лодки с обычной конструкцией корпуса не могли конкурировать в скорости горизонтального полета с сухопутными истребителями. Тем не менее морской истребитель может выполнять ряд важных задач, и война на Тихом океане показала неоспоримую ценность боевого самолета такого типа. Эти соображения заставили выявить тактико-технические требования для одноместного истребителя – летающей лодки с двумя турбореактивными двигателями.

В соответствии с этими требованиями фирмой «Саундерс-Ро» был разработан истребитель – летающая лодка S.R.A. 1. Он имел обычную схему с обычной для летающих лодок конструкцией корпуса, однако самолет обладал рядом конструктивных особенностей, которые во время его создания являлись новинками. Первый из трех опытных образцов самолета S.R АЛ совершил первый полет 16 июля 1947 г. Этот самолет был первым в мире реактивным самолетом – летающей лодкой. Силовая установка самолета состояла из двух турбореактивных двигателей Метрополитен-Виккерс «Верил» M.V.B.1 с тягой по 1480 кг, установленных в корпусе лодки. Общий для обоих двигателей воздухозаборник находился в носовой части корпуса, а выхлопные трубы выходили из корпуса позади крыла. На втором опытном образце самолета были установлены турбореактивные двигатели «Верил» M.V.B.2 с тягой по 1590 кг, а на третьем – двигатели «Верил» 1 с тягой по 1750 кг.

Самолет S.R.A.l имел во внутренних баках около 1930 л горючего, кроме того, под крылом самолета между корпусом и убирающимися стабилизирующими поплавками могли подвешиваться сбрасываемые топливные баки. Взлетный вес самолета был равен 7400 кг, вес пустого самолета – 5100 кг. На третьем опытном образце самолета была достигнута максимальная скорость 825 км/час. Скороподъемность у земли превышала 20,4 м/сек. Размеры самолета: длина 15,2 м, высота 5,12 м, размах крыла 14 м, площадь крыла 38,4 м².

Опытный одноместный истребитель I. Ае. 27 «Пульки» явился первым реактивным самолетом, спроектированным и построенным в Латинской Америке. Самолет был сконструирован в аргентинском научно-исследовательском авиационном институте в Кордове эмигрировавшим из Франции конструктором Э. Девуатином совместно с X. Сан Мартином.

Самолет «Пульки» представлял собой обычный свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции. Крыло самолета с ламинарным профилем имело размах 11,2 м и площадь 19,7 м². Фюзеляж самолета имел круглое поперечное сечение. В носовой части фюзеляжа находился воздухозаборник. Силовая установка самолета состояла из одного турбореактивного двигателя Роллс-Ройс «Дервент» R.D.5 с тягой 1590 кг. Воздухопровод, питающий двигатель, раздваивался, огибая кабину. Выхлоп отработанных газов осуществлялся через выхлопную трубу под хвостовым оперением. Ограниченная вместимость фюзеляжа обусловила необходимость размещения всех топливных баков в крыле. Емкость внутренних топливных баков, составляющая 1200 л, являлась недостаточной для обеспечения требуемой продолжительности полета, поэтому на самолете под крылом предполагалось устанавливать сбрасываемые топливные баки. Длина самолета была равна 9,7 м, высота – 5,05 м.

Самолет «Пульки» имел максимальную скорость 845 км/час и скороподъемность у земли 25 м/сек. Практический потолок самолета был равен 15 500 м. На самолете предполагалось установить четыре 20-мм пушки в носовой части фюзеляжа. Для действий по наземным целям под крылом самолета предполагалось подвешивать бомбы и реактивные снаряды. В варианте истребителя-перехватчика самолет имел взлетный вес 3600 кг.

Одноместный истребитель конструкции Лавочкина, широко известный под не получившим подтверждения обозначением Ла-17, в военно-воздушных силах НАТО имел кодовое обозначение тип 15 и тип 21. На Западе о существовании этого истребителя стало известно в 1948 г. Впервые самолет публично демонстрировался в 1949 г. на воздушном параде в День воздушного флота.

Первые серийные самолеты, обозначаемые как тип 15, не имели подфюзеляжного киля и аэродинамических гребней на крыле. Последующие самолеты с подфюзеляжным килем и аэродинамическими гребнями на крыле получили обозначение тип 21. Воздухозаборник круглого поперечного сечения для двигателя с центробежным компрессором расположен в носу фюзеляжа. Тот факт, что самолет Ла-17 по размерам значительно больше самолета МиГ-15, а также и то, что Лавочкин в прошлом специализировался на проектировании истребителей сопровождения, позволяет предположить, что Ла-17 предназначен для сопровождения легких бомбардировщиков. Самолет имеет высокорасположенное крыло со стреловидностью 30° по главному лонжерону и убирающееся в фюзеляж шасси с носовым колесом.

Подобно истребителю МиГ-15, на опытном образце самолета Ла-17, по-видимому, был установлен двигатель Роллс-Ройс «Нин» с тягой 2200 кг, импортированный из Англии. На серийных образцах самолета, вероятно, устанавливались варианты двигателя «Нин» ВК-1 или ВК-2 советского производства. Максимальная скорость самолета Ла-17 оценивается в 1020 км/час, размах крыла самолета приблизительно равен 11,3 м, длина – около 12,2 м.

^{D-558-2 «Скайрокет» – первый самолет, летавший со скоростью, превышающей в два раза скорость звука}

Опытный истребитель Кертисс XF-87 «Найтхоук» был первым американским многоместным всепогодным реактивным истребителем, оборудованным радиолокационной станцией перехвата и прицеливания. Самолет XF-87 имел необыкновенно большие размеры и взлетный вес. XF-87 первоначально проектировался под установку двух турбореактивных двигателей Дженерал электрик J-47-GE-15 с тягой по 2360 кг, однако ко времени постройки истребителя этот двигатель не был доведен и на самолете были установлены четыре двигателя Вестингауз J-34-WE-30 с тягой по 1450 кг; они крепились попарно на крыле в гондолах прямоугольного сечения. Первый полет на самолете был совершен 15 февраля 1948 г.

Экипаж самолета состоял из двух человек – летчика и оператора радиолокатора, размещенных рядом под общим фонарем кабины, находящейся спереди крыла и гондол двигателей. Самолет имел фюзеляж длиной 19,8 м овального поперечного сечения и среднерасположенное крыло с размахом 18,2 м. Взлетный вес самолета был более 13 600 кг.

Был выдан заказ на производство 58 всепогодных истребителей F-87 «Найтхоук» и 30 фоторазведчиков RF-87A, на которых предполагалось устанавливать двигатели J-47. В носовой части фюзеляжа должен был быть установлен усовершенствованный поисковый и навигационный радиолокатор. Предполагалось, что вооружение самолета будет состоять из 12,7-мм пулеметов или 20-мм пушек. Однако значительные изменения в конструкции, связанные с установкой других двигателей, обусловили необходимость постройки еще одного опытного образца, что вызвало задержку в производстве истребителей, в связи с чем заказ на них был аннулирован и дальнейшие работы над самолетом XF-87 были прекращены. Предпочтение было отдано всепогодному истребителю Нортроп XF-89 «Скорпион». Серийный образец F-87 «Найтхоук» должен был иметь максимальную скорость 935 км/час и максимальную дальность полета, превышающую 3200 км/час.

Самолет Дуглас F3D «Скайнайт» был первым двухместным палубным ночным реактивным истребителем, принятым на вооружение авиации ВМС США. Опытный образец самолета с обозначением XF3D-1 совершил первый полет 23 марта 1948 г. и второй опытный образец – 7 августа 1948 г. Силовая установка этих самолетов состояла из двух турбореактивных двигателей Вестингауз J-34-WE-22 с тягой по 1360 кг, расположенных внизу фюзеляжа под основаниями консолей среднерасположенного крыла и наполовину выступающих за обводы фюзеляжа. Выхлоп происходил под углом по отношению к направлению полета.

В июне 1948 г. ВМС США заказали 20 самолетов F3D-1 с двигателями J-34-WE-32, имеющими тягу по 1360 кг. Первый из этих самолетов совершил полет 13 февраля 1950 г. Самолет F3D-1 имел взлетный вес 12 400 кг; пустой самолет весил 5800 кг. Максимальная скорость составляла 850 км/час у земли и 690 км/час на высоте 12 200 м. Скороподъемность у земли была равна 10 м/сек, боевой радиус действия – 960 км.

Усовершенствованный образец самолета, получивший обозначение F3D-2, был спроектирован под два турбореактивных двигателя Вестингауз J-46-WE-3 с тягой по 2180 кг. Самолет F3D-2 отличался от самолета F3D-1 главным образом большими размерами гондол двигателей. Однако затруднения с доводкой двигателя J-46 привели к тому, что на самолете были установлены двигатели J-34-WE-36 с тягой по 1540 кг при увеличенных размерах гондол двигателей. Для авиации ВМС было поставлено 70 самолетов F3D-2 «Скайнайт». На самолете F3D-2 установлена радиолокационная станция перехвата и прицеливания APG-35. Вооружение самолета состоит из четырех 20-мм пушек. Намечался также к производству вариант XF3D-3 со стреловидным крылом, однако заказ на 102 таких самолета был аннулирован в феврале 1952 г. Самолет F3D-2 имел взлетный вес 12 200 кг; пустой самолет весил 8300 кг. Размеры самолета следующие: размах крыла 15,2 м, длина 13,8 м, высота 5,05 м.

Самолет «Бэллиол» был первым в мире учебно-тренировочным самолетом с турбовинтовым двигателем; первый полет совершен 24 марта 1948 г. На самолете был установлен двигатель Армстронг-Сиддли «Мамба» A.S.Ma. 1 мощностью 1135 л.с. Разработанный в соответствии с тактико-техническими требованиями для трехместного учебно-тренировочного самолета переходного типа с турбовинтовым двигателем самолет «Бэллиол» совершил первый полет 30 мая 1947 г. как модель Р. 108 с поршневым двигателем Бристоль «Меркурий» 25, так как турбовинтовой двигатель «Мамба» еще не был готов к установке на самолете. На самолете Р. 108 был получен значительный опыт эксплуатации машин. В 1952 г. поршневой двигатель был заменен турбовинтовым двигателем «Мамба». Второй образец самолета «Бэллиол» Т. 1 совершил первый полет 17 мая 1948 г. Изменение тактико-технических требований ВВС Великобритании для учебно-тренировочных самолетов привело к прекращению производства самолета «Бэллиол» Т. 1 с двигателем «Мамба». Конструкция самолета была приспособлена для установки поршневого двигателя Роллс-Ройс «Мерлин» 35 мощностью 1280 л. с, что отвечало новым тактико-техническим требованиям. Максимальная скорость самолета «Бэллиол» Т. 1 на высоте 6000 м – 490 км/час, крейсерская – 435 км/час, взлетный вес – 3560 кг; пустой самолет весил 2600 кг. Практический потолок был равен 11 200 м, продолжительность полета на крейсерской скорости на высоте 3000 м составляла 2 часа 30 мин. Размеры самолета: размах крыла 12 м, длина 11,1 м, высота 3,2 м, площадь крыла 23 м².

Самолет «Бэллиол» Т. 1 имел двойное управление, сиденья инструктора и ученика были расположены рядом. Третье сиденье, расположенное в задней части кабины, предназначалось для наблюдателя. Самолет имел цельнометаллическую конструкцию. Дополнительная реактивная тяга турбовинтового двигателя «Мамба» была равна 145 кг. Выхлоп газов двигателя происходил через сопло снизу в правом борту фюзеляжа, к которому они подводились по трубопроводу под полом кабины.

Самолет Авро «Атена» был первоначально разработан в соответствии с тактико-техническими требованиями для трехместного учебно-тренировочного самолета переходного типа с турбовинтовым двигателем. Имелись проекты двух вариантов самолетов, обозначенных как Mk. Т.1 и Mk.Т.1А. Были построены два опытных образца первого варианта и один опытный образец второго варианта. Первый опытный образец самолета «Атена» Т.1, на котором был установлен двигатель Армстронг-Сиддли «Мамба» A.S.Ma. 1 мощностью 1135 л.с. совершил первый полет 12 июня 1948 г. На самолете «Атена» Т.1 А был установлен двигатель Роллс-Ройс «Дарт» R. Da. 1. Однако в серийное производство самолет «Атена» с турбовинтовым двигателем не пошел. Самолет был модифицирован в соответствии с новыми тактико-техническими требованиями и получил обозначение «Атена» Т. 2. На нем были установлены поршневые двигатели Роллс-Ройс «Мерлин» 35. Было построено 17 таких самолетов. Решение о замене турбовинтовых двигателей поршневыми было принято в связи с необходимостью утилизации имевшихся запасов поршневых двигателей.

Наиболее примечательной особенностью конструкции самолета «Атена» являлся превосходный обзор вперед над носовой частью фюзеляжа, который обеспечивался за счет суживающегося к носу капота турбовинтового двигателя. На самолете была предусмотрена возможность подвески под крылом двух 205-литровых сбрасываемых топливных баков. Кроме силовой установки, самолет «Атена» Т. 1А отличался от самолета «Атена» Т. 1 также конструкцией крыла, которое имело измененные тормозные щитки и другие усовершенствования, характерные также для самолета «Атена» Т. 2 с двигателем «Мерлин». Самолет «Атена» Т. 1 имел максимальную скорость 460 км/час на высоте 3000 м, крейсерскую скорость – 405 км/чар, скороподъемность у земли – 13,2 м/сек. Вес пустого самолета и взлетный вес составляли соответственно 2300 кг и 3260 кг. Размеры самолета: размах крыла 12,2 м, длина 11,1 м, высота 3,9 м, площадь крыла 25 м².

Одноместный экспериментальный самолет VG-70 был разработан конструктором фирмы «Арсенал де Аэронотик» М. Галтье вскоре после освобождения Франции. Галтье имел в своем распоряжении только немецкий турбореактивный двигатель Юнкерс-Юмо 004B-2 с тягой 860 кг. Малая тяга, развиваемая этим двигателем, вынудила конструктора в целях получения высоких летных характеристик прибегнуть к максимальному сокращению геометрических размеров.

Металлический фюзеляж самолета имел диаметр, который лишь незначительно превышал диаметр двигателя, поэтому воздухозаборник имел необычную ковшевидную форму с острыми кромками и был расположен в нижней части фюзеляжа. На самолете было установлено двухлонжеронное деревянное крыло с концами эллиптической формы и стреловидностью 38° по линии 74 хорд. Крыло было снабжено щелевыми предкрылками, расположенными на передней кромке крыла напротив элеронов. Хвостовое оперение также было стреловидным, триммеры руля высоты были сплошь деревянными.

Проблемы аэродинамического порядка, возникшие в период испытаний в аэродинамической трубе, привели к значительной задержке летных испытаний. Самолет VG-70 смог совершить первый полет только 23 июня 1948 г. Несмотря на малую тягу двигателя Юмо 004B-2 и малую аэродинамическую эффективность ковшевидного воздухозаборника, самолет в горизонтальном полете на высоте 7000 м развил скорость 895 км/час. Проект замены немецкого турбореактивного двигателя турбореактивным двигателем Роллс-Ройс «Дервент» был отклонен в связи с тем, что центробежный компрессор этого двигателя потребовал бы полного изменения конструкции фюзеляжа. Самолет VG-70 имел взлетный вес 3400 кг, удельную нагрузку на крыло 200 кг/ м². Основные размеры самолета: размах крыла 9,1 м. длина 9,6 м, высота 2,3 м, площадь крыла 17 м².

Самолет «Скорпион» является одним из первых американских реактивных истребителей, специально разработанных для действий в любых метеорологических условиях. Истребитель F-89 «Скорпион» имеет сравнительно большие размеры, огромный фюзеляж исключительно сильно удлинен. Малая относительная толщина крыла (8,5% у корня и 7,5% на конце крыла) в сочетании с удлинением, равным 4,5, обеспечивает очень низкий коэффициент лобового сопротивления.

Первый из двух опытных образцов истребителя XF-89 «Скорпион» совершил полет 16 августа 1948 г. После этого было построено 48 самолетов F-89A первого серийного образца. Силовая установка истребителя F-89A состояла из двух турбореактивных двигателей Аллисон J-35-A-21 с тягой 2220 кг каждый, расположенных под крылом по обеим сторонам фюзеляжа. Истребитель F-89A имел максимальную скорость 930 км/час и скороподъемность у земли 28 м/сек. Запас топлива в основных баках (в том числе 2 бака на концах крыла), равный около 5200 л обеспечивал максимальную дальность полета 4150 км. Вес пустого самолета и взлетный вес составляли соответственно 8980 и 14 740 кг.

Второй серийный образец истребителя, имевший обозначение F-89B, был в основном подобен истребителю F-89A. Третий серийный -образен F-89C имел силовую установку из двух турбореактивных двигателей Аллисон J-35-А-ЗЗс тягой 2270 кг каждый. Всего было выпущено 150 таких истребителей. Последний серийный образец F-89D имеет улучшенное электронное оборудование и силовую установку из двух турбореактивных двигателей Аллисон J-35-A-35 с системой дожигания фирмы «Солар», позволяющей увеличивать тягу до 3400 кг. В отличие от первых серийных образцов, вооружение которых состояло из шести 20-мм пушек, вооружение истребителя F-89D состоит из 104 неуправляемых реактивных снарядов калибра 70 мм со складывающимися стабилизаторами, расположенных в двух установках на концах крыла. Образец истребителя DF-89 «Скорпион» может нести под крылом шесть управляемых реактивных снарядов Хьюз F-98 «Фолкэн». YF-89E имеет два турбореактивных двигателя Аллисон YJ-71-A-3 с тягой 4300 кг каждый. Основные размеры самолета F-89D следующие: размах крыла 17,1 м, длина 16,2 м, высота 5,3 м, площадь крыла 52 м².

В связи с увеличением дальности полета тяжелых бомбардировщиков возникла необходимость обеспечения их от нападения истребителей противника. Одним из способов защиты бомбардировщика, радиус действия которого превышает радиус действия обычных истребителей сопровождения, является применение бортовых истребителей. Первым и единственным бортовым реактивным истребителем был истребитель XF-85.

При проектировании истребителя предполагалось, что он должен наполовину убираться в передний бомбоотсек бомбардировщика Конвэр B-36, имеющий длину 4,9 м. В связи с этим размеры истребителя XF-85 «Гоблин» были предельно ограничены. Для создания достаточных зазоров, обеспечивающих свободный выпуск и принятие на борт истребителя, длина самолета не должна была превышать 4,6 м. Таким образом, истребитель XF-85 фактически превратился в крылатый турбореактивный двигатель Вестингауз J-34-WE-22 с тягой 1360 кг, на котором буквально верхом восседал летчик. Стреловидное крыло истребителя XF-85 перед его подвеской в бомбоотсеке бомбардировщика складывалось. Чтобы не прибегать к складывающемуся хвостовому оперению и для обеспечения необходимой его площади при сохранении минимальных габаритных размеров на истребителе были установлены пять хвостовых стабилизирующих плоскостей. Эти плоскости располагались радиально вокруг задней части фюзеляжа, и на двух из них находились комбинированные рули высоты и направления. Однако в дальнейшем было выявлено, что такого количества плоскостей для обеспечения необходимой устойчивости недостаточно, и на самолете было установлено еще три. Один из двух истребителей XF-85 совершил первый полет 23 августа 1948 г. с борта модифицированного бомбардировщика Боинг B-29. Однако истребитель не удалось принять обратно на борт бомбардировщика, и летчик был вынужден посадить его, применив посадочную лыжу на скорости около 270 км/час. Истребитель XF-85 имел максимальную скорость около 835 км/час; вес пустого самолета и взлетный вес составляли соответственно 1430 кг и 2190 кг. Основные размеры самолета следующие: размах крыла 6,5 м, длина 4,5 м, высота 2,5 м.

Самолет F7U «Катлэс» был первым боевым американским палубным истребителем, спроектированным под турбореактивные двигатели с дожиганием. Необычная внешняя форма самолета многим обязана бесхвостому самолету немецкой фирмы «Арадо», который выпускался в конца второй мировой войны. Разработка самолета «Катлэс» была начата в начале 1946 г.; первый полет опытного образца XF7U-1 состоялся 29 сентября 1948 г.

Серийный образец истребителя F7U-1, который в основном был идентичен опытному образцу, имел силовую установку из двух турбореактивных двигателей Вестингауз J-34-WE-32 с тягой 1360 кг каждый. Он совершил первый полет 1 марта 1950 г. Было выпущено всего 19 самолетов F7U-1, после чего был начат выпуск улучшенного образца, имевшего обозначение F7U-2, а затем образца F7U-3, имевшего значительные конструктивные изменения. Истребитель F7U-3 был разработан под турбореактивные двигатели Вестингауз J-46, однако задержка с поставкой этих двигателей вынудила временно установить на самолете двигатели Аллисон J-35-A-21A, с которыми истребитель F7U-3 совершил первый полет 20 декабря 1951 г.

В дальнейшем на серийных истребителях стали устанавливаться принятые в качестве стандартных турбореактивные двигатели Вестингауз J-46-WE-3, развивающие тягу 2180 кг без дожигания и 2770 кг с дожиганием. Истребитель F7U-3 у земли развивал максимальную скорость 1070 км/час без использования и 1130 км/час при использовании дожигания. Скороподъемность истребителя у земли без дожигания составляла 30,5 м/сек и 63,5 м/сек с дожиганием. Радиус действия истребителя был равен 480 км. Истребитель имел: нормальный взлетный вес 9100 кг, максимальный взлетный вес 10 560 кг; пустой самолет весил 5950 кг. Размеры самолета: размах крыла 11,8 л, длина 12,4 м, высота 3,5 м. Вооружение состояло из четырех 20-иш пушек и бомб общим весом 2450 кг, подвешиваемых под крылом. Под фюзеляжем истребителя могла быть смонтирована установка для 70-мм реактивных снарядов «Майти Маус».

Выпускались также следующие варианты самолета: F7U-3M – носитель реактивных снарядов; F7U-3P – истребитель-фоторазведчик и A2U-1 – штурмовик для поражения наземных целей.

^{Экспериментальный палубный учебно-тренировочный самолет N.C. 1071, имевший необычную и неудачную конструкцию.}

Самолет XF-88, разработанный в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС США для тяжелого дальнего истребителя вторжения, совершил первый полет 20 октября 1948 г. Проектирование самолета было начато 20 июня 1946 г. Силовая установка этого самолета состояла из двух турбореактивных двигателей Вестингауз J-34-WE-13 с тягой 1360 кг каждый, помещенных рядом внутри фюзеляжа. Выхлопные трубы двигателей были расположены внизу фюзеляжа позади крыла. Второй опытный образец XF-88A был закончен в 1950 г.; он имел два турбореактивных двигателя Вестингауз J-34-WE-22 каждый с тягой 1630 кг и системой дожигания.

В связи с изменениями тактических требований заказ на разработку истребителя XF-88 в августе 1950 г. был аннулирован, однако в 1951 г. разработка самолета была возобновлена в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС США для дальнего истребителя сопровождения. В удлиненном фюзеляже самолета были помещены дополнительные топливные баки и установлены два турбореактивных двигателя Пратт и Уитни J-57-P-13 с тягой 4300 кг каждый. Новая модель самолета XF-88 была пущена в производство в варианте истребителя сопровождения под обозначением F-101 и в варианте фоторазведывательного самолета под обозначением RF-101A.

Проект самолета XF-88A предусматривал установку четырех-шести 20-мм пушек. Крыло самолета было исключительно тонким со стреловидностью 35°, его относительная толщина составляла 6% у корня и 4,5% на конце. Площадь крыла была равна 32,5 м².

В дальнейшем в носовой части фюзеляжа первого образца самолета XF-88, получившего обозначение XF-88B, был установлен турбовинтовой двигатель ХТ-38 с целью испытаний околозвуковых и сверхзвуковых воздушных винтов. Основные размеры самолета XF-88 «Вуду» следующие: размах крыла 12,1 м, длина (XF-88A) 16,5 м, высота 5,6 м.

Самолет «Эспадон» был разработан в соответствии с первой французской послевоенной программой строительства военных самолетов. Конструирование было начато в 1945 г. Первый опытный образец самолета, имевший обозначение S. О. 6020-01, совершил полет 12 ноября 1948 г. с турбореактивным двигателем Роллс-Ройс «Нин» R. N. 2, имевшим тягу в 2270 кг. Большой воздухозаборник двигателя был расположен под фюзеляжем позади задней кромки крыла и обусловливал большие потери. Необычайно высокий фонарь кабины явился следствием запоздалого решения министерства авиации относительно установки катапультируемого сиденья. На самолете S.О. 6020-02, совершившем полет 30 декабря 1949 г., подфюзеляжный воздухозаборник был заменен воздухозаборниками, расположенными по бортам фюзеляжа.

Опытный образец S. О. 6020-01 был модифицирован в соответствии с образцом S. О. 6020-02, а в 1952 г. на концах его крыла было установлено по одному турбореактивному двигателю Турбомека «Марборё» с целью получения необходимых данных для разработки самолета S.O.9000 «Тридан». Второй образец использовали для испытаний жидкостно-реактивного двигателя SEPR 251 с тягой 1250 кг, установленного в задней части фюзеляжа. Баки с топливом для ЖРД были расположены на концах крыла. После внесения этих изменений самолет S.O. 6020-02 получил обозначение S.0.6026. Полет с жидкостно-реактивным двигателем состоялся 15 октября 1951 г. Третий опытный образец, которому было присвоено обозначение S.0.6025, совершил полет с SEPR 251 28 декабря 1949 г. Баки с топливом для двигателя и воздухозаборник были расположены под фюзеляжем. Четвертый и последний опытный образец самолета S.0.6021 совершил первый полет 3 сентября 1950 г. Этот образец имел облегченную конструкцию, увеличенную площадь крыла (с 25 до 27 м²) и сервосистему управления. Образец S.0.6021 имел следующие данные: максимальная скорость у земли 995 км/час, время набора высоты 10 000 м 9 мин. 5 сек., практический потолок 13 000 м, максимальная продолжительность полета 1 час. 5 мин., вес пустого самолета 4750 кг, взлетный вес 6100 кг, размах крыла 10,6 м, длина 14,9 м.

^{Экспериментальный самолет Х-4 «Бэнтэм». Было построено два самолета для исследований характеристик самолета без горизонтального оперения.}

Р.1052 был построен как экспериментальный самолет главным образом с целью исследования характеристик управляемости и устойчивости стреловидного крыла на малых скоростях. Самолет Р.1052 имел такие же фюзеляж, хвостовое оперение, шасси и силовую установку, как и первый. реактивный истребитель фирмы «Хоукер» Р. 1040. Он был разработан в соответствии с поставленными летно-техническими требованиями. Первый из двух экспериментальных самолетов Р.1052 совершил полет 19 декабря 1948 г. с турбореактивным двигателем Роллс-Ройс «Нин» R.N.2, имеющим максимальную статическую тягу 2270 кг.

Самолет Р. 1052 отличался от более раннего самолета Р. 1040 главным образом наличием стреловидного крыла с углом стреловидности 35°, обеспечившего ему более высокое допустимое число Маха. Крыло самолета Р. 1052 имело большую корневую хорду, а также более высокие лонжероны, обеспечившие восприятие возросших изгибающих и скручивающих моментов, явившихся результатом придания крылу стреловидности. Потребовалось также усилить элементы фюзеляжа, к которым крепились лонжероны крыла; передние узлы крепления крыла были передвинуты вперед. Размах горизонтального хвостового оперения был несколько уменьшен за счет отказа от закругленных концов стабилизатора, стоявшего на самолете Р.1040. В дальнейшем на самолете было установлено стреловидное хвостовое оперение. Размеры самолета: размах крыла 9,6 м, длина 11,5 м, высота 3,1 м, площадь крыла 24 мг .

Первый опытный образец самолета Р.1052 был использован для получения опыта применения самолетов со стреловидным крылом авианосцами, а также для испытаний тормозных устройств и другого специального оборудования, которое начало применяться в 1951 г. Второй опытный образец самолета Р.1052, на котором в 1950 г. была заменена хвостовая часть фюзеляжа, получил обозначение Р.1081. Самолет Р.1052 развивал в горизонтальном полете максимальную скорость около 1040 км/час.

^{Экспериментальный самолет Супермарин тип 510 – предшественник одноместного истребителя «Свифт».}

Трехместный легкий тактический бомбардировщик Ил-28 «Бучер» («мясник» – так его называют в военно-воздушных силах НАТО. – Ред.), созданный конструкторским бюро Ильюшина, является первым советским реактивным бомбардировщиком. Этот трехместный легкий фронтовой бомбардировщик поступил на вооружение частей советских ВВС в 1949 – 1950 гг. Предполагается, что опытный образец Ил-28 совершил первый полет в конце 1948 г. Он поставлялся в значительных количествах также для ВВС союзников Советской России. Существуют некоторые сомнения относительно типа турбореактивных двигателей, использованных на бомбардировщике Ил-28. Возможно, что на большинстве серийных образцов самолета устанавливались турбореактивные двигатели с осевым компрессором, разработанные на основе двигателя Юмо 004Н с максимальной статической тягой порядка 2300 – 2700 кг.

Наиболее характерной особенностью бомбардировщика Ил-28 является расположение крыла, которое необычайно далеко сдвинуто назад. Допустимое изменение положения центра тяжести самолета достигается за счет двух длинных мотогондол квадратного поперечного сечения, вынесенных вперед и расположенных под крылом. Прямое крыло самолета имеет размах около 20,7 м и совершенно не суживается к концу по передней кромке. Вертикальное и горизонтальное хвостовое оперение стреловидное. Длина и высота самолета составляют приблизительно 19 и 7 л соответственно. Существует также измененный учебно-тренировочный вариант самолета со второй кабиной, расположенной впереди основной кабины летчика. Сообщалось, что имеется вариант тяжелого истребителя вторжения с неподвижным стрелковым вооружением в носовой части фюзеляжа, однако пока что нет никаких доказательств того, что существует вариант бомбардировщика Ил-28 со стреловидным крылом.

Характеристики бомбардировщика Ил-28 не известны, но есть основания считать, что при суммарной тяге силовой установки около 5000 кг максимальная скорость самолета вряд ли превышает 930 км/час. Дальность полета бомбардировщика составляет, вероятно, около 3 200 км.

^{Советский бомбардировщик берегового базирования конструкции Туполева; кодовое обозначение НАТО – тип 35 «Боусн».}

^{Серийный самолет «Уайверн» SA}

Самолет «Ураган», первый серийный французский реактивный истребитель, совершил первый полет 28 февраля 1949 г. с турбореактивным двигателем Испано-Сюиза «Нин» 102, имеющим максимальную статическую тягу 2270 кг. Второй опытный образец самолета MD-450-02 с таким же двигателем совершил первый полет 22 июля 1949 г. Третий опытный образец самолета MD-450-03, на котором был установлен турбореактивный двигатель «Нин» 104В с тягой 2300 кг, совершил первый полет 2 июня 1950 г.

После постройки опытных образцов было выпущено 12 самолетов головной серии и 350 самолетов массовой серии. Из 350 серийных самолетов 91 машина, оснащенная двигателем «Нин» 105А с тягой 2350 кг, была поставлена для ВВС Индии, где получила наименование «Туфани». Несколько самолетов головной и массовой серий было использовано для летных исследований. На образце MD-450-3 был установлен турбореактивный двигатель «Нин» 102В с системой дожигания, что позволило увеличивать тягу двигателя до 3090 кг. Образцы MD-450-8 и MD-450-12 использовались для испытаний вооружения, причем последний имел две 30-мм пушки типа DEFA. Образец MD-450-11, получивший в дальнейшем обозначение MD-450-30, имел также 30-мм пушки и использовался для испытания боковых воздухозаборников для двухместного самолета MD-451 «Аладин» и истребителей типа MD-453. В дальнейшем образцы MD-450-11 и MD-450-12 были использованы для летных испытаний турбореактивных двигателей типа SNECMA «Атар» 101В с тягой 2500 кг. На самолете MD-450-140 было установлено шасси со сдвоенными колесами.

Серийный истребитель «Ураган» с турбореактивным двигателем «Нин» 104В (тяга 2300 кг) имел максимальную скорость 935 км/час у земли, скороподъемность у земли 40 м/сек, практический потолок 15 000 м, взлетный вес 6800 кг; пустой самолет весил 4150 кг. Стрелковое вооружение истребителя состояло из четырех неподвижных 20-мм пушек типа Испано 404 (модель 50). Под крылом истребителя можно было подвешивать две 500-килограммовые бомбы. Размеры истребителя: размах крыла 12,3 м, длина 10,7 м, высота 3,95 м, площадь крыла 23,8 мг.

Самолет A.W.55 «Аполло», явившийся вторым в мире пассажирским самолетом с турбовинтовыми двигателями, был разработан в соответствии с требованиями, выработанными комитетом Брабазона для гражданских самолетов. Он представлял собой средний транспортный самолет с количеством мест от 26 до 31. Самолет A.W.55 «Аполло», силовая установка которого состояла из четырех турбовинтовых двигателей Армстронг-Сиддли «Мамба» AS.Ma.l мощностью 1135 л.с. каждый, имел обычные внешние формы. Прототип «Аполло» совершил первый полет 10 апреля 1949 г.

Первоначальные летные испытания выявили необходимость внести значительные изменения в конструкцию самолета. Трехлопастные винты двух внутренних двигателей с целью ликвидации бафтинга обшивки были заменены четырехлопастными, был установлен надфюзеляжный киль для устранения тенденции к срыву потока с руля направления и его аэродинамического затенения при несимметричной тяге, киль самолета был продлен вперед по фюзеляжу. Для преодоления продольной неустойчивости на режиме набора высоты был увеличен размах горизонтального хвостового оперения, была изменена также форма взлетно-посадочных щитков.

В 1950 г. самолет «Аполло» получил свидетельство годности к полету. Второй опытный образец самолета со всеми изменениями, которые были внесены в конструкцию первого опытного образца, и с силовой установкой, состоящей из четырех турбовинтовых двигателей «Мамба» A.S.Ma.l мощностью 1475 л.с. каждый, совершил первый полет 12 декабря 1952 г. Однако самолет «Аполло» в серийное производство не пошел, и оба опытных образца были использованы для исследовательских работ. Второй опытный образец «Аполло» имел максимальную крейсерскую скорость 490 км j час на высоте 7600 м. Дальность полета с запасом топлива около 4400 л и нагрузкой 3400 кг составляла 1800 км при полете с крейсерской скоростью около 450 км/час на высоте 7600 м. Максимальная дальность полета при отсутствии ветра составляла 2160 км, скороподъемность у земли 7,5 м/сек, нормальный взлетный вес 21 300 кг. Размеры: размах крыла 28 м, длина 21,8 м, высота 7,9 м, полная площадь крыла 91,5 м².

^{Экспериментальный самолет S.O.M.2 после модификации для второго этапа летных испытаний.}

Ледюк 010 был первым пилотируемым самолетом, силовая установка которого состояла только из прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Конструкция самолета была разработана Ледюком еще в 1937 г., однако постройка первого образца Ледюк 010-01 была закончена только в 1945 г. Фюзеляж самолета состоит из внутренней камеры, окруженной внешним кожухом. Во внутренней камере помещается кабина летчика, внешний же кожух образует кольцевой канал прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Топливные насосы и генератор, приводимые в движение вспомогательным газотурбинным двигателем, расположены позади кабины, а еще дальше находится серия колец, на которых смонтированы топливные форсунки.

Поскольку прямоточный воздушно-реактивный двигатель не обладает статической тягой, так как горючая смесь в нем сжимается только за счет скоростного напора, то для запуска самолет Ледюк 010 поднимался на самолете-носителе на некоторую высоту. Испытания в планирующем полете начаты в октябре 1947 г., первый полет с работающим двигателем самолет совершил 21 апреля 1949 г. В начальный период летных испытаний самолет достиг на высоте 11 000 м скорости 808 км/час на режиме половинной мощности двигателя. Был также построен второй самолет, Ледюк 010-02, а в феврале 1951 г. была закончена постройка третьего самолета, Ледюк 016.

Вначале предлагали установить на концах крыла самолета Ледюк 016 вспомогательные турбореактивные двигатели Турбомека «Марборё» 1 с тягой 300 кг каждый, но предложение было отклонено, и на концах крыла вместо турбореактивных двигателей были установлены весовые балансиры.

Скорость самолета Ледюк 010 ограничена 0,84 Ма, при которой его прямоточный воздушно-реактивный двигатель развивает тягу 1995 кг. Нормальный вес самолета с полной нагрузкой составляет 3000 кг. Размеры самолета: размах крыла 10,5 м, длина 10,25 м, площадь крыла 16 м².

^{Экспериментальный истребитель Рипаблик XF-91, снабженный крылом с изменяемым углом установки.}

Самолет XF-90, который начали проектировать в 1946 г. как одноместный тяжелый истребитель дальнего действия, был вторым американским реактивным самолетом, предназначенным для «вторжения». Он мог выполнять задачу сопровождения бомбардировщиков и авиационной поддержки наземных войск на поле боя. Самолет XF-90 с силовой установкой, состоящей из двух расположенных в фюзеляже турбореактивных двигателей Вестингауз J-34-WE-11 с тягой 1630 кг (1900 кг с дожиганием) каждый, имел нормальный полетный вес около 11800 кг. Значительная часть этого веса приходилась на топливо как во внутренних, так и в двух внешних сбрасываемых баках, расположенных на концах крыла. Запас топлива обеспечивал истребителю XF-90 большую тактическую дальность полета, превышающую 3700 км. Однако мощность силовой установки не позволила истребителю развивать достаточные скорости, что в связи с изменившимися тактико-техническими требованиями привело в 1950 г. к отказу от дальнейшей работы над этой конструкцией.

Первый из двух опытных образцов истребителя XP-90, совершивший первый полет 4 июня 1949 г., имел ряд характерных особенностей, которые были подмечены в его конструкции на основании данных испытаний в сверхзвуковой аэродинамической трубе. Низкорасположенное крыло имело максимальную относительную толщину профиля 8% и стреловидность 35°. Размах и площадь крыла составляли 12,2 м и 32 м² соответственно; удельная нагрузка на крыло превышала 366 кг/ м². Фюзеляж имел сильно вытянутую носовую часть круглого поперечного сечения, которая от воздухозаборников расширялась с целью размещения в ней рядом двух турбореактивных двигателей и их выхлопных труб. Все хвостовые поверхности были стреловидными. Длина и высота самолета составляли соответственно 16,7 и 4,5 м.

Ни один из опытных образцов не имел вооружения, хотя по проекту на истребителе предполагалось устанавливать стрелковое вооружение для стрельбы вперед, состоящее из шести 12,7-мм пулеметов или из четырех 20-мм пушек. Под крылом истребителя могло размещаться различное боевое оружие для поражения наземных целей.

Серия легких самолетов С. М. 8. R, разработанных фирмой «Фуга» в Эр-сюр-л'Адур, Франция, берет свое начало от планера С. М. 8. Первый образец самолета С. М. 8. R-13 «Сильф» представлял собой одноместный планер С. М. 8-13, на котором был установлен турбореактивный двигатель Турбомека «Пимене» с тягой 109 кг. Двигатель был установлен над фюзеляжем за кабиной летчика. Самолет «Сильф» совершил первый полет 14 июля 1949 г. и первоначально предназначался для летных испытаний турбореактивного двигателя «Пимене». Он имел взлетный вес 547 кг (пустой самолет весил 384 кг), максимальную скорость 260 км/час на высоте 4000 м, максимальную скороподъемность у земли 4 м/сек и максимальную дальность полета 320 км.

Дальнейшим развитием самолета «Сильф», предназначенным для высшего пилотажа, явился самолет С. М. 8. R-9.8 «Циклоп», совершивший первый полет 31 января 1951 г. В то время как самолет «Сильф» сохранял многие характерные черты планера, в частности большое удлинение крыла (13 : 1), самолет «Циклоп» имел удлинение крыла 7, 7 : 1; размах его крыла был уменьшен с 13 до 8,75 м. Вес пустого самолета и взлетный вес составляли 393 и 553 кг соответственно, максимальная скорость была увеличена до 298 км/час и максимальная скороподъемность у земли – до 4,8 м/сек. Самолет «Циклоп» III отличался от самолета «Циклоп» II силовой установкой, состоящей из одного турбореактивного двигателя Турбомека «Палас» с тягой 160 кг, который позволил увеличить максимальную скорость до 347 км/час и максимальную скороподъемность у земли до 8 м/сек.

Самолет Фуга С. М. 8. R-8. 3 «Миджет», предназначенный для авиационных состязаний, был разработан на базе самолета «Циклоп» III, размах крыла которого был уменьшен до 7 м. Было построено 12 самолетов «Миджет». Самолет «Миджет» имел: взлетный вес 540 кг, максимальную скорость у земли 347 км/час, дальность полета у земли 172 км и максимальную скороподъемность у земли 9 м/сек; вес пустого самолета 362 кг.

^{Экспериментальный одноместный палубный истребитель N. С. 1080.}

^{С. 102 «Джетлайнер» – первый реактивный пассажирский самолет, созданный в Северной Америке.}

Когда в 1948 г. были выработаны тактико-технические требования для среднего бомбардировщика, имеющего большую бомбовую нагрузку и дальность полета, фирма «Авро» пришла к выводу, что наиболее полно отвечать этим требованиям может самолет с треугольным крылом, в котором могут быть размещены двигатели и достаточный запас топлива. Однако если аэродинамические характеристики треугольного крыла на больших скоростях теоретически были многообещающими, то совершенно мало было известно об аэродинамических характеристиках треугольного крыла на малых скоростях. Таким образом, самолет тип 707 был построен в качестве малоскоростной модели в V, натуральной величины проектировавшегося бомбардировщика тип 698.

Самолет тип 707, силовая установка которого состояла из одного турбореактивного двигателя Роллс-Ройс «Дервент» с тягой 1630 кг, совершил первый полет 4 сентября 1949 года. В начале летных испытаний самолет был полностью разрушен. Второй, несколько измененный самолет тип 707В был закончен 6 сентября 1950 г., с этим самолетом и была продолжена программа летных испытаний. Самолеты тип 707 и тип 707В обладали малыми скоростями. Воздухозаборники этих машин находились в верхней части фюзеляжа. Третий самолет тип 707А, рассчитанный на большие скорости полета, совершил первый полет в июле 1951 г. Воздухозаборники были перенесены в корневые части крыла, плоскости управления были значительно модифицированы.

Позднее был построен второй самолет тип 707А, а 1 июля 1953 г. совершил первый полет следующий вариант самолета – тип 707С, в основном подобный самолету тип 707А. Отличие состояло в том, что самолет тип 707С имел экипаж, состоящий из двух человек, располагавшихся рядом в более широкой кабине. Самолет тип 707С предназначался для ознакомления летного состава с особенностями полетов на самолетах с треугольным крылом. Самолет тип 707С имел вес около 4500 кг и следующие размеры: размах крыла 10,4 м, длина 12,9 м, высота 3,5 м.

^{Опытный одноместный палубный истребитель Арсенал VG-90. (Сравни с VG-70 стр. 140.)}

^{Опытный бомбардировщик Мартин XB-51 с силовой установкой, состоящей из трех турбореактивных двигателей.}

^{Экспериментальный одноместный самолет «Норд» 1601.}

Разработанная первоначально для ведения дальней разведки на море летающая лодка XP5Y-1 отличалась десятикратным удлинением корпуса, обусловленным стремлением снизить чрезмерное аэродинамическое сопротивление, свойственное корпусам летающих лодок, в целях достижения большой скорости полета. Летающая лодка XP5Y-1 совершила первый полет 18 апреля 1950 г. с силовой установкой, состоявшей из четырех турбовинтовых двигателей Аллисон ХТ-40-А-4 мощностью 5500 л.с. каждый. В сентябре 1950 г. лодка XP5Y-1 установила мировой рекорд продолжительности полета с турбореактивными двигателями, продержавшись в воздухе 8 час. 6 мин.

В бортах корпуса лодка имела пушечные установки. Максимальный взлетный вес лодки равнялся 72 600 кг. Ее максимальная скорость на высоте 7600 м составляла 637 км/час, а максимальная дальность полета – 6400 км. Однако изменение потребностей авиации ВМС США привело к превращению лодки в военно-транспортную машину с соответствующей переделкой ее конструкции. Эта модель получила обозначение R3Y «Трейдуинд». 12 таких самолетов было заказано для авиации ВМС США.

Первый самолет «Трейдуинд» был спущен на воду 17 декабря 1953 г. и отличался от летающей лодки XP5Y-1 силовой установкой, состоящей из четырех турбовинтовых двигателей Т-40-А-10 мощностью 5850 л.с. каждый, установленных в мотогондолах новой конструкции и имеющих укороченные валы для воздушных винтов и выхлопные трубы, V-образные стойки поплавков заменили стержневые стойки. Носовая часть корпуса лодки «Трейдуинд» модели R3Y-1 в основном была подобна носовой части лодки XP5Y-1. В дальнейшем был построен вариант R3Y-2 с носовыми грузовыми люками. Эта модель совершила первый полет 22 октября 1954 г.

Самолет «Трейдуинд» имеет максимальную скорость 618 км/час на высоте 7600 м. Его крейсерская скорость равна 480 км/час, скороподъемность у земли – 12,7 м/сек дальность полета – 7200 км, вес пустого самолета – 36 300 кг, взлетный вес – 68 000 кг. Размеры самолета: размах крыла 44,2 м, длина (R3Y-1) 43,3 м, высота 15,6 м,

^{Двухместный самолет S.E. 2415}

Самолет «Скайшарк», разработанный первоначально для авиации ВМС США в качестве замены палубного штурмовика AD «Скайрейдэр» с поршневым двигателем, совершил первый полет 1 июня 1950 г. Наиболее интересная особенность самолета «Скайшарк» заключалась в его силовой установке, которая состояла из сдвоенного турбовинтового двигателя Аллисон ХТ-40-А-6, составленного из двух расположенных рядом двигателей Аллисон Т-38, приводящих через общий редуктор два соосных воздушных винта противоположного вращения. Любой из двух двигателей мог быть отключен с целью увеличения продолжительности полета.

Было построено два опытных образца под обозначением XA2D-1. Фирма получила заказ на серийное производство самолета «Скайшарк» для авиации ВМС США, однако летные испытания опытных образцов задерживались вследствие неисправностей силовой установки, главным образом редукторов и системы управления винтами. В связи с этим заказ на производство самолета A2D-1 был сокращен до 10 машин. Серийный образец самолета «Скайшарк» отличается от опытных образцов ХА2-1 более высоким вертикальным хвостовым оперением, выхлопными трубами двигателей, выполненными заподлицо с обшивкой фюзеляжа, и измененной конструкцией фонаря кабины. Сдвоенный турбовинтовой двигатель ХТ-40-А-6 мощностью 5850 л.с. позволял самолету развивать максимальную скорость 735 км/час и достигать потолка 12 200 м. Самолет A2D-1 был рассчитан на подвеску под крылом бомб, реактивных снарядов или топливных баков общим весом 3600 кг, однако он позволял подвешивать под крылом нагрузку до 6800 кг. Вес пустого самолета составлял 7500 кг, его максимальный взлетный вес превышал 13 650 кг. Самолет имел следующие размеры: размах крыла 15,2 м, длина 11,6 м, высота 4,8 м.-

^{Опытный образец самолета Хоукер Р. 1081.}

^{Самолет Блэкборн Y. В. 1.}

Опытный палубный противолодочный и поисковый самолет S.B.3, построенный на базе буксировщика мишеней «Старджен», имевшего поршневые двигатели, совершил первый полет 12 августа 1950 г. Его силовая установка состояла из двух турбовинтовых двигателей Армстронг-Сиддли «Мамба» A.S.Ma.3 мощностью по 1475 л.с.

Самолет S. В. 3 имел крыло и хвостовое оперение самолета «Старджен», однако его фюзеляж был значительно изменен, в частности полностью была изменена носовая часть фюзеляжа, в которой было сделано несколько смотровых окон для оператора радиолокационной установки. Внизу носовой части фюзеляжа в обтекателе был установлен качающийся поисковый радиолокатор, в бомбоотсеке самолета могли подвешиваться четыре глубинные бомбы. Кроме того, под крылом подвешивалась дополнительная боевая нагрузка. Экипаж самолета состоял из трех человек.

Крыло имело цельнометаллическую двухлонжеронную конструкцию. Для размещения самолета на авианосце консоли крыла с помощью гидравлического механизма складывались назад и, повернувшись вокруг заднего лонжерона, размещались вдоль фюзеляжа. Самолет имел следующие размеры: размах крыла 18,2 м, длина 13,7 м, высота 4 м, ширина со сложенным крылом 6,8 м, площадь крыла 52 м².

Летные характеристики самолета не были опубликованы, однако известно, что этот опытный противолодочный самолет был рассчитан для полета на сравнительно малой крейсерской скорости с продолжительностью патрулирования, превышающей 3 часа. В отличие от своих современников– противолодочных самолетов Блэкборн Y.B.1 и Фейри «Ганнет», которые имели силовую установку, состоящую из сдвоенного турбовинтового двигателя «Дабл Мамба», S.B.3. при полете на одном двигателе испытывал значительное действие момента рыскания.

Самолет тип 711 «Аштон», являвшийся одним из немногих тяжелых реактивных самолетов, специально построенных для исследовательской работы, был создан на базе самолета «Тюдор» 2, имевшего поршневые двигатели. Самолет «Аштон» предназначался для использования в качестве летающей лаборатории для исследования различных проблем, связанных с полетом реактивных самолетов на больших высотах, в связи с чем он был рассчитан для длительных полетов на высоте около 12 000 м. По заказу министерства снабжения Великобритании было построено шесть самолетов «Аштон». Первый полет состоялся 1 сентября 1950 г.

Первый самолет «Аштон» Mk.l с силовой установкой из четырех турбореактивных двигателей Роллс-Ройс «Нин» 5 и 6 с тягой 2270 кг каждый, расположенных в двух мотогондолах, предназначался для исследования характеристик турбореактивных двигателей на больших высотах. Второй самолет «Аштон» Mk.2 предназначался главным образом для испытания на больших высотах систем кондиционирования воздуха, третий самолет «Аштон» Mk.3, снабженный радиолокационной установкой с подфюзеляжным обтекателем антенны и подкрыльными бомбовыми контейнерами, установленными с внешней стороны от мотогондол, использовался для получения необходимых данных для разработки усовершенствованных бомбоприцелов. Было построено еще два самолета типа Mk.3 и один самолет Mk.4, которые применялись для испытаний двигателей и приборного оборудования. Один самолет «Аштон» используется в качестве летающей лаборатории для испытания системы дожигания турбореактивного двигателя Бристоль «Олимп»: под каждой консолью крыла устанавливается по одному двигателю.

Экипаж самолета «Аштон» состоит из пяти человек; он имеет следующие размеры: размах крыла 36,5 м, длина 27,4 м, высота 9,5 м, площадь крыла 132 м². Взлетный вес самолета «Аштон» Mk.l с запасом топлива, достаточным для полета в течение 2 час. 15 мин. на высоте 12 200 м, равняется 32 700 кг. При этом весе его максимальная скорость на высоте 10 700 м составляет 700 км/час; его крейсерская скорость на той же высоте составляет 650 км/час; скороподъемность у земли равна 14,7 м/сек; дальность полета равна 2760 км.

Экспериментальный самолет Р. 111, построенный с целью исследования аэродинамических характеристик треугольного крыла на околозвуковых скоростях, совершил первый полет 6 октября 1950 г. Силовая установка самолета состояла из одного турбореактивного двигателя Роллс-Ройс «Нин», воздух к которому подавался через широкий воздухозаборник овальной формы, расположенный в носу фюзеляжа. Самолет имел треугольное крыло с углом 45° по передней кромке и исключительно малой относительной толщиной. Необычной особенностью крыла являлось наличие съемных концевых частей, которые служили для сравнительных испытаний крыла с тупыми и острыми концами. Вершина киля также была съемной. Управление самолетом осуществлялось с помощью крыльевых элевонов и руля поворота. Вес пустого самолета составлял около 2950 кг и взлетный вес – около 4350 кг. Размеры самолета с установленными заостренными концевыми частями крыла и киля следующие: размах крыла 11,1 м, длина 7,95 м, высота 3,8 м, площадь крыла 18,5 м².

В течение 1953 г. планер самолета Р.111 подвергся конструктивным изменениям, в частности вокруг фюзеляжа, позади кабины летчика, на равных расстояниях были установлены четыре воздушных тормозных щитка прямоугольной формы. В носу фюзеляжа был установлен датчик давления. После такой модификации самолет получил обозначение Р.111А. Несмотря на сравнительно небольшую тягу турбореактивного двигателя «Нин» (2320 кг), самолет Р.111 способен развивать в горизонтальном полете скорость, соответствующую 0,95–0,98 Ма, и превышать скорость звука при пологом пикировании. Самолет под обозначением Р.111А начал проходить летные испытания 2 июля 1953 г.

Можно предполагать, что полученные в результате летных исследований на больших скоростях самолетов Р.111/Р.111А данные будут использованы при разработке более совершенных сверхзвуковых самолетов с треугольным крылом.

«Пика» (туземное слово, означающее «птица») явился первым реактивным самолетом, разработанным и построенным в Австралии самолетостроительной фирмой DAP. Самолет «Пика» был создан на базе скоростного беспилотного самолета-мишени, разработанного в соответствии с тактико-техническими требованиями министерства снабжения Великобритании и предназначенного для исследовательских работ по программе разработки управляемых реактивных снарядов. Самолет «Пика», совершивший первый полет в октябре 1950 г., незначительно отличался от беспилотной модели, имевшей название «Джиндивик» Mk.l. Отличие состояло в наличии кабины летчика с необходимой системой управления и приборным оборудованием, а также в размещении воздухозаборников для двигателя по бокам фюзеляжа (вместо утопленного воздухозаборника в верхней части фюзеляжа на беспилотной модели «Джиндивик»), а равно в установке убирающегося шасси. На беспилотной модели применялись сбрасываемая взлетная тележка и лыжа.

Как и «Джиндивик» Mk.l, самолет «Пика» имел один турбореактивный двигатель Армстронг-Сиддли «Аддэр» A.S.А.1 с тягой 480 кг, размах крыла 5,8 м и длину 7,1 м. Было построено два самолета «Пика», предназначавшихся для использования при разработке беспилотной модели «Джиндивик» с целью проверки общих характеристик конструкции, агрегатов системы дистанционного управления, примененной на модели «Джиндивик», а также для разработки нового оборудования. Было построено 12 беспилотных самолетов «Джиндивик» Mk. 1; в настоящее время в стадии постройки находятся 50 беспилотных самолетов типа «Джиндивик» Mk.2, который отличается от модели Mk.l и самолета «Пика» более тонким крылом и двигателем Армстронг-Сиддли «Вайпер» A.S.V.6 с тягой 860 кг.

Разработка палубного истребителя «Скайрэй» была начата в 1945 г. Первый из двух опытных образцов «Скайрэй» – XF4D-1 – совершил первый полет 23 января 1951 г. с турбореактивным двигателем Аллисон J-35-А-17 (тяга 2270 кг). Крыло самолета, внешние секции которого складываются вверх при размещении на авианосце, не являлось чисто треугольным; боковые кромки крыла имели закругленную форму, а задняя кромка имела стреловидность. Вследствие большого угла атаки крыла при посадке на самолете установлены носовое и хвостовое колеса шасси.

Для дальнейших испытаний на самолете вместо двигателя J-35-A17 был установлен турбореактивный двигатель Вестингауз XJ-40-WE-6 с тягой 3180 кг, который в свою очередь был заменен двигателем XJ-40-WE-8, развивающим тягу 5260 кг при использовании системы дожигания. С этим двигателем второй опытный образец XF-4D-1 установил 3 октября 1953 г. мировой рекорд скорости полета 1205 км/час. Предполагалось, что на серийных истребителях F4D-1 будет использован турбореактивный двигатель J-40-WE-10, однако прекращение работы над этим двигателем вынудило переключиться на турбореактивный двигатель Пратт и Уитни J-57-P-2 с тягой 4400 и 6600 кг с применением дожигания. С такой силовой установкой первый серийный истребитель F4D-1, поставленный авиации ВМС США 5 июня 1954 г., в горизонтальном полете превысил скорость 1 Ма.

Взлетный вес истребителя F4D-1 достигает 9100 кг. Вооружение состоит из четырех 20-мм пушек, которое может быть усилено шестью подкрыльевыми установками, каждая из которых содержит по семи 70-мм реактивных снарядов со складывающимися стабилизаторами, или четырьмя подкрыльевыми установками, содержащими по 19 таких реактивных снарядов каждая. Вместо реактивных установок под крылом истребителя могут быть подвешены две бомбы по 900 кг каждая. Основной запас топлива, равный 2840 л и достаточный для полета в течение около 45 мин., может быть увеличен за счет подвески двух сбрасываемых топливных баков емкостью 567 или 1136 л. Скороподъемность самолета у земли превышает 76 м/сек. Истребитель имеет размах крыла 10,2 м, длину – 12,8 м, высоту – 3,9 м.

Самолет C.M.88-R «Жемо», разработанный для использования в качестве летающей лаборатории для испытания легких турбореактивных двигателей фирмы «Турбомека», имел два фюзеляжа самолета C.M.8R-9.8 «Циклоп», а также две консоли крыла и Два хвостовых оперения этого же самолета. Фюзеляжи соединялись при помощи прямого центроплана и горизонтальной балки, установленной под хвостовыми оперениями.

Было построено два планера «Жемо», каждый из которых летал с различными типами турбореактивных двигателей. Самолет «Жемо» совершил первый полет 6 марта 1951 г. с силовой установкой, состоящей из двух турбореактивных двигателей «Пимене» с тягой по 100 кг каждый. Двигатели были установлены над фюзеляжами. С такой силовой установкой самолет имел обозначение «Жемо» 1. Самолет «Жемо» II, совершивший первый полет 16 июня 1951 г., имел один турбореактивный двигатель «Марборе» 1 с тягой 274 кг, установленный на центральном крыле между фюзеляжами. В дальнейшем на этом самолете был установлен опытный образец двигателя «Марборе» II (первоначально с тягой 350 кг); самолет с новым обозначением «Жемо» III совершил первый полет 24 августа 1951 г. С серийным двигателем «Марборе» II (тяга 400 кг) совершил первый полет 2 января 1952 г.

Под обозначением «Жемо» IV самолет использовался в качестве летающей лаборатории для испытания двухконтурного турбореактивного двигателя Турбомека «Аспин» I с тягой 200 кг. С этим двигателем самолет совершил первый полет 2 января 1952 г. С двигателем «Аспин» II (тяга 360 кг) самолет под обозначением «Жемо» V совершил первый полет 21 июня 1952 г. Самолеты типа «Жемо» имели размах крыла– 10,8, длину – 6,65 м и высоту – 1,9 м. Весовые и летные характеристики самолетов изменялись в зависимости от типа турбореактивных двигателей. Взлетный вес колебался от 1100 кг («Жемо» I) до 1260 кг («Жемо» V), максимальная скорость у земли изменялась от 248 км/час («Жемо» IV) до 396 км/час («Жемо» III). Самолеты типа «Жемо» имели пять топливных баков общей емкостью 220 л.

^{Самолет F.D. 1 для исследований аэродинамических характеристик треугольного крыла; первоначально проектировался в качестве истребителя с вертикальным взлетом.}

^{Опытный легкий бомбардировщик S.O.4000, оригинальной, но неудачной конструкции. Самолет совершил только один полет.}

^{Экспериментальный самолет Белл Х-5 с крылом изменяемой стреловидности.}

Экспериментальный самолет Хэндли-Пейдж Н.Р.88 был построен с целью исследования аэродинамических характеристик серповидного крыла, характеризующегося постоянством критического числа Ма в любом сечении крыла за счет уменьшения стреловидности и относительной толщины профиля крыла по всему размаху.

Исследования характеристик такого крыла были начаты в 1944 г. немецкими фирмами «Блом и Фосс» и «Арадо». В связи с тем что серповидное крыло может иметь достаточно толстые корневые части с большим углом стреловидности, позволяющие разместить в них двигатели, шасси и топливные баки, и одновременно тонкие внешние секции с уменьшающейся стреловидностью, обеспечивающие малую критическую скорость, а также повышенную критическую скорость флаттера, серповидное крыло было выбрано для установки на бомбардировщике Н.Р.80. Модифицированная модель крыла, предназначенного для бомбардировщика Н.Р.80, была изготовлена в 1948 г. в 74 натуральной величины фирмой «Блэкборн энд дженерал эркрафт» и установлена на специальном фюзеляже фирмы «Супермарин», в основном подобном фюзеляжу самолета тип 510 и получившем обозначение тип 521. Эта смешанная конструкция первоначально была известна под обозначением Блэкборн Y.B.1, а позднее – под обозначением Н.Р.88. Крыло самолета Н.Р.88 имело три степени стреловидности, отклоняющиеся носки на внешних секциях, необычно большие по площади, выдвигающиеся назад закрылки большой эффективности, значительно увеличивающие при своем отклонении площадь крыла. Размах крыла достигал 9,1 м. Все элементы хвостового оперения имели стреловидную форму. Горизонтальное хвостовое оперение, представляющее собой единую плоскость управления, было расположено почти на вершине киля. По бокам фюзеляжа, имевшего длину 11,9 м, были установлены большие воздушные тормозные щитки.

^{Самолет тип 960-02 «Вюльтюр», использующий турбовинтовой двигатель для полета на крейсерском режиме и турбореактивный двигатель для взлета и ведения боя.}

Самолет S.A.4 «Сперрин» был построен в соответствии с тактико-техническими требованиями для пятиместного среднего бомбардировщика обычной схемы с несколькими турбореактивными двигателями, с большой дальностью полета и высокими летными характеристиками. Однако самолет S.A.4 имел меньшую скорость, чем бомбардировщики со стреловидным крылом, разработанные в соответствии с более поздними тактико-техническими требованиями. В связи с этим заказов на серийное производство самолета S.A. не поступило.

Наиболее характерной особенностью самолета S.A.4 являлось расположение его четырех турбореактивных двигателей в двух мотогондолах попарно друг над другом, установленных посередине консолей крыла. Другой конструктивной особенностью самолета являлось применение сервотриммеров, установленных по всему размаху элеронов и руля высоты. Первый из двух экспериментальных бомбардировщиков S.A.4, совершивший первый полет 10 августа 1951 г., имел силовую установку из четырех турбореактивных двигателей Роллс-Ройс «Эвон» R.A.3 с тягой 2950 кг каждый. Второй бомбардировщик имел четыре турбореактивных двигателя «Эвон» R.A.7 с тягой 3400 кг каждый.

Бомбардировщик «Сперрин» рассчитан на максимальную бомбовую нагрузку 9100 кг и взлетный вес 52 300 кг. С запасом топлива в основных баках 27 500 л и бомбовой нагрузкой 4500 кг дальность полета самолета составляет 6170 км; максимальная скорость самолета на высоте 4570 м равна 900 км/час. Максимально допустимое по конструктивным соображениям число Ма равнялось 0,85.

Оба опытных образца самолета S.A.4 использовались научно-исследовательскими центрами министерства снабжения для исследования характеристик скоростных высотных бомбардировщиков и испытаний двигателей. Первый опытный образец в настоящее время используется в качестве летающей лаборатории для испытания турбореактивных двигателей Де Хэвилленд Н-4 «Джайрон». Экипаж самолета S.A.4 помещается в герметизированной носовой секции фюзеляжа. Размеры самолета: размах крыла 33,2 м, длина 31,1 м, высота 8,7 м, площадь крыла 176 м².

Этот самолет был разработан в качестве опытного одноместного палубного истребителя в соответствии с тактико-техническими требованиями ВМС Англии в 1947 г. Обладая рядом конструктивных особенностей и силовой установкой из двух турбореактивных двигателей Роллс-Ройс «Эвон» R.A.3 с тягой 2950 кг каждый, самолет Супермарин тип 508 располагал самой большой мощностью среди одноместных истребителей. Первый полет самолета состоялся 31 августа 1951 г. 29 августа 1952 г. была окончена постройка второго образца, тип 529, имевшего такую же силовую установку и отличавшегося от образца 508 только некоторыми деталями. Самолеты тип 508 и 529 имели весьма тонкое крыло небольшого размаха (12,5 м) с отклоняющимися вниз носками в сочетании с закрылками большой площади, что позволило самолетам, несмотря на большую удельную нагрузку на крыло, иметь посадочную скорость, отвечающую тактическим требованиям. Площадь крыла составляла 31,6 м². Для размещения на авианосце крыло могло складываться вверх, ширина самолета со сложенным крылом составляла 6,1 м. Наиболее характерной особенностью этих двух самолетов являлось V-образное хвостовое оперение, подвижные части которого выполняли функции руля высоты и руля поворота. Хвостовые плоскости управления были установлены на конической хвостовой части фюзеляжа, которая с целью изменения угла установки хвостового оперения могла поворачиваться вверх или вниз в небольшом диапазоне углов.

Фюзеляж имел длину 15,2 м, в центральной расширенной части которого были установлены два турбореактивных двигателя «Эвон». Воздухозаборники двигателей были расположены по бокам фюзеляжа; короткие выхлопные трубы находились позади задней кромки крыла. Такая схема расположения двигателей позволила свести к минимуму потери в воздухоканалах и использовать значительную часть объема фюзеляжа для размещения топливных баков. Под воздухозаборниками были установлены четыре 30-мм пушки «Аден». Высота самолета составляла 3,5 м. Дальнейшим развитием самолетов тип 508 и 529 явился тип 525.

D.H.110 явился первым двухместным самолетом, превысившим 9 апреля 1952 г. в горизонтальном полете скорость звука. Первый опытный образец D.H.110, имевший силовую установку, состоявшую из двух турбореактивных двигателей Роллс-Ройс «Эвон» с тягой по 3400 кг каждый, совершил первый полет 26 сентября 1951 г. Второй опытный образец впервые поднялся в воздух 25 июля 1952 года.

В настоящее время самолет D.H.110 разрабатывается для ВМС Великобритании в вариантах всепогодного истребителя и штурмовика. Третий опытный образец самолета был приспособлен для действий с авианосцев, для чего на нем было установлено тормозное устройство, складывающееся крыло и другое оборудование, свойственное самолетам авианосной авиации. С момента окончания первой фазы летных испытаний в конструкцию второго опытного образца был внесен ряд изменений с целью улучшения его летных характеристик и приспособления для действий с авианосцев. На нем было установлено управляемое горизонтальное хвостовое оперение, представляющее собой единую плоскость управления, которое позволило улучшить управляемость самолета на сверхзвуковых скоростях, а на крыле были применены отклоняющиеся передние кромки, позволившие самолету совершать взлет с большей нагрузкой и улучшить посадочные характеристики. Кроме того, установленные ранее на самолете два турбореактивных двигателя «Эвон» были заменены двумя турбореактивными двигателями «Эвон» R.A.14 с тягой по 4300 кг каждый.

Самолет D.H.110 является одним из немногих современных реактивных боевых самолетов, имеющих двухбалочную схему. Крыло со стреловидностью по передней кромке 45° имеет большую хорду и размах 15,5 м. Несмотря на большой взлетный вес, составляющий около 13 600 кг, самолет D.H.110 вследствие большой площади крыла имеет сравнительно небольшую удельную нагрузку на крыло. Длина самолета составляет 15,85 м. Фонарь кабины смещен влево от вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, сиденье оператора радиолокационной аппаратуры находится позади и ниже сиденья летчика у правого борта кабины.

Экспериментальный самолет SAAB-210 «Дракэн» был построен главным образом с целью исследования на малых скоростях аэродинамических характеристик необычного треугольного крыла с двойной стреловидностью. Самолет, совершивший первый полет 6 декабря 1951 г., имеет один турбореактивный двигатель Армстронг-Сиддли «Аддер» A.S.A. 1 с тягой 480 кг.

Наиболее характерными особенностями самолета «Дракэн» являются малое удлинение и совершенно новая форма крыла в плане. Размах крыла составляет 4,88 м. Крыло имеет переменную стреловидность по передней кромке. Прилежащие к двигателям части крыла имеют стреловидность около 70°, внешние же части – 50°. Применение переменной стреловидности допускает небольшую относительную толщину профиля внутренних частей крыла, в которых при выполнении крыла в натуральную величину будут размещены турбореактивные двигатели, топливо и другое оборудование. Крыло самолета «Дракэн» в сущности представляет собой половинную модель крыла, которое должно быть установлено на всепогодном истребителе SAAB-35, у которого турбореактивные двигатели Роллс-Ройс «Эвон» будут размещены в утолщенных корневых частях крыла. Уменьшенная стреловидность концов крыла благоприятно влияет на срыв потока на малых скоростях.

Самолет «Дракэн» несет большой комплект испытательного оборудования. Несмотря на небольшие размеры, кабина имела катапультируемое сиденье. На самолете установлено убирающееся шасси с носовым колесом. Основные стойки шасси могут быть передвинуты вперед или назад с целью изменения стояночного угла самолета. Положение центра тяжести в полете может изменяться за счет перекачивания жидкости между балансировочными носовым и хвостовым баками, установленными в фюзеляже, имеющем длину 9,1 м. Вначале воздухозаборники двигателя были расположены вблизи носовой части фюзеляжа, однако в дальнейшем они были отнесены назад на уровень переднего стекла фонаря кабины летчика.

Несмотря на небольшую мощность силовой установки, самолет «Дракэн» во время летных испытаний развивал скорость более 640 км/час.

^{Средний бомбардировщик тип 39 «Бэджер», имеющий два необыкновенно мощных турбореактивных двигателя.}

Опытный дальний штурмовик XA2J-1 предназначался для действий с новых авианосцев типа «Форрестол», входящих в состав ВМС США. Штурмовик был разработан в основном на базе самолета AJ-2 «Сэвидж» с поршневыми двигателями. Первый из двух опытных образцов штурмовика XA2J-1 совершил первый полет 4 января 1952 г.

Силовая установка самолета XA2J-1 состояла из двух турбовинтовых двигателей Аллисон ХТ-40-А-6, каждый из которых в свою очередь состоял из расположенных рядом двух турбовинтовых двигателей Т-38-А, приводящих в движение шестилопастные винты противоположного вращения. При взлете или ведении боевых действий включались оба двигателя Т-38-А; на крейсерском же режиме любой из этих двух двигателей мог быть отключен. Экипаж самолета состоял из трех человек и размещался в герметизированном носовом отсеке фюзеляжа, имевшего длину 18,9 м. По проекту предполагалась установка двух 20-мм пушек в носовой части фюзеляжа; была предусмотрена также кормовая пушечная установка с дистанционным управлением. Для размещения на авианосце крыло (размах 21,6 м) складывалось внутрь у внешних обводов мотогондол двигателей, стреловидное вертикальное оперение складывалось в правую сторону.

Самолет XA2J-1 имел максимальную дальность полета 2720 км и максимальную бомбовую нагрузку 4500 кг при меньшей дальности полета. Максимальная скорость составляла примерно 700 км/час, взлетный вес – около 26 300 кг.

Второй опытный образец самолета XA2J-1 позднее использовался в качестве летающей лаборатории для испытаний двигателей. В связи с появлением самолета Дуглас XA3D-1 «Скайуорриор» с турбореактивными двигателями, обладающего значительно лучшими летными характеристиками, чем самолет XA2J-1, и приспособленного для действий в качестве палубного штурмовика с авианосцев типа «Форрестол», заказов на серийное производство самолета XA2J-1 не поступало.

^{Один из первых легких реактивных самолетов «Миниджет», предназначенный для использования в качестве самолета связи и учебного самолета. На фото самолет показан до модификации, на чертежах проекций – после модификации.}

^{Экспериментальный бомбардировщик YB-60, в конструкции которого использовано множество узлов и агрегатов бомбардировщика B-36.}

^{Капрони «Тренто» F. 5 – первый легкий реактивный самолет итальянской конструкции.}

^{Фуга СМ. 170R «Мажистэр» – первый в мире реактивный учебно-тренировочный самолет первоначального обучения.}

^{Летающая лодка «Принцесса» – самый большой самолет с турбовинтовыми двигателями.}

^{Самолет Р. 120, разработанный на базе бесхвостого самолета Р. 111 с треугольным крылом; предназначен для сравнительных испытаний.}

Разработка самолета S.O.4050 «Вотур» была начата в июне 1951 г. в соответствии с тактико-техническими требованиями ВВС Франции для самолета многоцелевого назначения, способного действовать в качестве всепогодного истребителя, фронтового истребителя, легкого бомбардировщика и разведчика. Было построено три опытных образца один из которых – двухместный S.0.4050-001 – совершил первый полет 16 октября 1952 г.; его силовая установка состояла из двух турбореактивных двигателей SNECMA «Атар» 101В с тягой 2400 кг каждый. В дальнейшем на этом опытном образце были установлены два турбореактивных двигателя «Атар» 101С с тягой 2820 кг каждый. Эти же двигатели были установлены на втором, одноместном, опытном образце самолета. На третьем, двухместном, опытном образце были установлены два турбореактивных двигателя Армстронг-Сиддли «Сапфир» A.S.Sa.6 с тягой 3640 кг каждый. Фирма получила заказ на производство 70 истребителей «Вотур» с турбореактивными двигателями «Атар» 101E-3 с тягой по 3300 кг.

Крыло истребителя «Вотур» имеет стреловидность 35° по передней кромке. Представляет интерес цельнометаллический фюзеляж самолета, силовой каркас которого состоит из главных лонжеронов и шпангоутов и не имеет промежуточных стрингеров. Другой любопытной особенностью истребителя является его шасси, которое состоит из двух основных элементов, имеющих по два колеса каждый и убирающихся в фюзеляж впереди и позади бомбоотсека, и двух опорных элементов, убирающихся в мотогондолы. Разработаны три основных варианта: вариант «А» – одноместный самолет непосредственной авиационной поддержки, вариант «В» – бомбардировщик со вторым членом экипажа (бомбардир), сиденье которого установлено в носовой части фюзеляжа вместо двух неподвижных 30-мм пушек, и вариант «N» – двухместный (сиденья членов экипажа расположены в затылок друг другу) всепогодный истребитель. Самолет S.0.4050-002 имеет у земли максимальную скорость 1150 км/час и скороподъемность 50 м/сек. Нормальный и максимальный взлетный вес составляют 14 000 и 18 000 кг соответственно. Размеры самолета следующие: размах крыла 15,1 м, длина 15,5 м, высота 4,3 м, площадь крыла 45 м².

^{Экспериментальный самолет Х-3 с исключительно малым крылом в целях достижения скорости, соответствующей 3 Ма.}

^{Первый экспериментальный реактивный самолет югославской конструкции – тип 451M.}

^{Самолет «Лансен», предназначенный для использования в качестве штурмовика, разведчика, истребителя и учебно-тренировочного самолета.}

^{S.B.5c низкорасположенным горизонтальным оперением.}

^{Самолет «Саджиттарио» создан с целью получения экспериментальных данных для проектирования легкого истребителя.}

^{Экспериментальный самолет S.O. 9000 «Тридан», предназначенный для истребителя-перехватчика S.O. 9050.}

^{XF2Y-1 «Си Дарт»}

^{Самолет XF10F-1. «Ягуар» с минимальным углом стреловидности крыла и высокорасположенным горизонтальным хвостовым оперением.}

^{Экспериментальный самолет тип 452М. с турбореактивными двигателями, установленными друг над другом в задней части фюзеляжа.}

^{Самолет М. 77 «Спэрроуджет» с двумя турбореактивными двигателями «Палас».}

1 мая 1954 г. по случаю ежегодного первомайского праздника над Москвой пролетел тяжелый реактивный бомбардировщик. Этот самолет, являющийся самым последним образцом русских тяжелых бомбардировщиков, получил в целях распознавания в вооруженных силах Запада обозначение тип 37 «Бизон». Предполагается, что этот бомбардировщик спроектирован А. Н. Туполевым.

Самолет тип 37 имеет ряд конструктивных особенностей, которые указывают на его предназначение в качестве дальнего высотного бомбардировщика. Крыло самолета имеет размах в пределах от 48 до 52 м; необычно большое удлинение выбрано главным образом с целью обеспечения высотных характеристик самолета. Основным недостатком такого крыла, помимо конструктивных соображений, является его недостаточная жесткость на кручение. Крутильные колебания или деформации могут быть причиной наличия обтекателей на концах крыла, которые, по всей вероятности, являются весовыми балансирами. Эти обтекатели могут также служить для размещения обогревателей. Корневые части крыла имеют большую хорду и достаточную толщину, позволяющую частично скрыть турбореактивные двигатели в толще крыла. Основные элементы шасси находятся впереди и позади бомбоотсека. Центральные части крыла имеют стреловидность около 40° по передней кромке, которая к средине длины консолей крыла уменьшается примерно до 34°. Мотогондолы для турбореактивных двигателей имеют значительные размеры; диаметр каждой мотогондолы составляет около 1,5 м, а длина – примерно 11,3 м. Предполагается, что каждый двигатель имеет тягу около 6800 кг. Длина фюзеляжа – около 41 м. Самолет имеет большое количество верхних и нижних блистеров прицельных станций, а также обтекателей дистанционно управляемых стрелковых и радиолокационных установок. Он, вероятно, рассчитан на дозвуковые скорости полета, его критическое число Ма равно примерно 0,95. Взлетный вес самолета, очевидно, составляет около 113 500 кг.

Самолет «Жерфо» спроектирован и построен с целью получения необходимых данных для разработки одноместного истребителя SFECMAS 1501 с более мощной силовой установкой. Истребитель будет иметь такую же конструктивную схему, как и «Жерфо», но на нем будет установлен турбореактивный двигатель «Атар» 101G, имеющий тягу 3300 кг без дожигания и 4200 кг с дожиганием. Самолет «Жерфо» совершил первый полет 15 января 1954 г., а 3 августа 1954 г. этот самолет впервые в Европе превысил скорость звука в горизонтальном полете без применения каких-либо средств, повышающих мощность двигателя.

Крыло самолета «Жерфо» имеет стреловидность 60° по передней кромке и очень тонкий профиль; относительная толщина профиля менее 6%. Тяги и узлы подвески всех плоскостей управления находятся снаружи. На самолете установлен один турбореактивный двигатель «Атар» 101С с тягой 2820 кг. Прямой воздушный канал силовой установки благоприятствует работе двигателя, а также позволит при случае поставить более совершенную силовую установку. Однако такое расположение двигателя обусловило размещение кабины летчика, топливных баков и т. п. в специальной надстройке над каналом двигателя. В связи с тем что такая горбовидная надстройка должна, по всей вероятности, явиться источником ударных волн, для самолета установлено максимально допустимое число Ма = 1,3. Небольших размеров горизонтальное оперение (представляет собой единую плоскость управления) имеет треугольную форму в плане. Большой киль применен с целью компенсации малого плеча хвостового оперения.

Пустой самолет весит 2870 кг, взлетный вес – 3600 кг, максимальная скорость соответствует 1,05 Ма на высоте 10 000 м, практический потолок – 17 000 м. Размеры самолета: размах крыла 6,5 м, длина 9,9 м, высота 4,2 м, площадь крыла 19 м².

Самолет Ра-49 спроектирован конструктором Н. Р. Пайеном, который в течение более 20 лет занимался исследованиями треугольного крыла (его первый самолет с треугольным крылом Ра-100 «Флешэр» летал в 1934 г.). Ра-49 представляет собой исключительно небольшой одноместный экспериментальный самолет. Проектирование самолета было начато в 1951 г. после представления министерству авиации Франции серии эскизных проектов Первый полет самолет Ра-49 совершил 22 января 1954 г.

Самолет построен главным образом с целью получения данных дл проектировавшегося легкого истребителя-перехватчика подобной же схемы. Ра-49 имеет цельнодеревянную конструкцию, вес пустого составляет 455 кг и взлетный вес – 655 кг. Турбореактивный двигатель Турбомека «Палас» с тягой 160 кг установлен позади кабины летчика, небольшие воздухозаборники расположены в корневых частях крыла. Крыло имеет стреловидность 70° по передней кромке, размах 5,15 м и удлинение 2,7. Длина и высота самолета составляют 5,08 и 2,2 м соответственно.

Первая фаза летных испытаний самолета Ра-49 была закончена в августе 1954 г., а в октябре на самолете были установлены разрезные закрылки, с которыми он начал проходить вторую фазу летных испытаний. Максимальная скорость самолета Ра-49 составляет 495 км/час, крейсерская скорость – 348 км/час, продолжительность полета – 1 час. Продолжительность полета может быть увеличена за счет установки под фюзеляжем дополнительно топливного бака. Самолет имеет скороподъемность у земли 5,7 м/сек и практический потолок 8500 м.

Разработаны проекты нескольких модификаций самолета Ра-49, последним из которых является проект двухместного учебного самолета Ра-56 «Жокей». Самолет Ра-56 может иметь один турбореактивный двигатель Армстронг-Сиддли «Вайпер» A.S.V. 5 с тягой 745 кг или два турбореактивных двигателя Турбомека «Марборе» II с тягой по 400 кг каждый. Первый двигатель предполагается устанавливать в фюзеляже, последние два – в корневых частях крыла. Самолет будет иметь убирающееся шасси.

В связи с созданием авиационных турбореактивных и жидкостно-реактивных двигателей появилась практическая возможность обеспечения достаточной мощности для давно задуманного истребителя-перехватчика с вертикальным взлетом, способного подниматься в воздух с крыши здания, лесной поляны, с палубы торгового судна или ему подобного.

В 1950 г. ВМС США провели конкурс проектов одноместного истребителя, обладающего, помимо обычных летных качеств, также способностью совершать вертикальный взлет и парящий полет. Заказы на разработку такого истребителя были выданы фирмам «Локхид» и «Конвэр». Фирма «Локхид» закончила разработку своего истребителя в начале 1954 г. Для обеспечения вертикального взлета самолета необходимо иметь коэффициент энерговооруженности, по меньшей мере равный 1,25. В связи с этим для установки на самолете Локхид XFV-1 «Салмон» был выбран специально разработанный вариант турбовинтового двигателя Аллисон Т-40. Этот двигатель YT-40-A-14, развивающий в критический период взлета 7100 л. с, способен удовлетворительно работать как на режиме вертикального, так к на режиме горизонтального полета самолета. Однако в связи с задержкой поставки этого двигателя на самолете XFV-1 был установлен турбовинтовой двигатель Т-40-А-6 мощностью 5850 л. с, использованный для испытаний самолета в горизонтальном полете, которые были начаты в марте 1954 г. Самолет XFV-1 установлен на небольшие колеса, расположенные на концах его крестообразного хвостового оперения: с помощью этих колес он совершает взлет, и производит посадку. Сиденье летчика установлено на шарнирных опорах, обеспечивающих поворот сиденья на 45° вперед, когда самолет находится в вертикальном положении. Самолет XFV-1 предназначен главным образом для исследовательских целей, его максимальная горизонтальная скорость не превышает 800 км/час. Самолет имеет следующие приблизительные размеры: размах крыла 7,3 м, длина 8,5 м, высота (высота хвостового оперения в горизонтальном положении самолета) 3,35 м.

^{Супермарин тип 525, разработанный на базе самолетов тип 508 и 529.}

^{Первый опытный образец реактивного учебно-тренировочного самолета «Джет Провост».}

^{Боинг КС-135.}

^{Одноместный палубный истребитель F9F-9 «Тайгер».}

^{Конвэр XFY-1 – первый в мире самолет, успешно осуществивший вертикальный взлет.}

^{Первый опытный образец сверхзвукового истребителя перехватчика Инглиш электрик Р. 1.}

^{Самолет «Мидж» – опытный образец легкого одноместного истребителя Fo 145 «Нэт».}

^{YC-130 – опытный образец военно-транспортного самолета С-130А «Геркулес».}

^{S.I.P.A. 300 – один из немногих реактивных самолетов, пригодных для начального обучения.}

^{Экспериментальный самолет F.D. 2.}

^{Цессна XT 37 – первый построенный в США реактивный уче6но-треннровочный самолет переходного типа.}

^{Самолет F-101A «Вуду». представляет собой дальнейшее развитие истребителя XF-88 выпуска 1948 г. и отличающийся от него большими геометрическими размерами и более мощной силовой установкой.}