Вторая часть статьи о неизвестных ВРД

Разработкой мотокомпрессорных двигателей в тот период времени занимались инженеры различных стран. Через год после полета Heinkel He 178, в августе 1940 года в воздух поднялся еще один из числа первых реактивных самолетов. Это был итальянский Caproni Campini N.1/CC2.
Но несмотря на «реактивность» на нем был установлен не турбореактивный двигатель, а именно классический motorjet. Движителем был сам ВРД, то есть самолет приводился в движение только за счет реактивной тяги, без использования воздушного винта.В составе motorjet-а был рядный поршневой двигатель Isotta Fraschini L.121/RC ( версия, предусматривающая воздушное охлаждение, мощность 900 л.с.), который приводил трехступенчатый осевой компрессор, располагавшийся в носовой части фюзеляжа. Рабочие лопатки компрессора могли изменять угол установки с помощью гидравлики(см.*)
----------------
*Примечание. К сожалению автору статьи не удалось найти однозначную информацию о принципиальной конструкции компрессора. По одним источникам (итальянским) кроме трех ступеней ротора были и три ступени статора. То есть практически полноценный осевой компрессор. По другим статора не было, а были три ступени высоконапорного воздушного винта (вентилятора) изменяемого шага в кольцевой оболочке.
При этом первые две ступени (этого винта) повышали динамическое давление, а третья служила по большей части для «исправления» потока, то есть придания ему осевого направления для возможного уменьшения потерь при турбулизации. Ведь потоку предстояло еще добраться к выходному устройству через весь фюзеляж.
Но для нашей темы в целом суть этой конструкции в общем-то большой роли не играет. Принцип работы в любом случае остается тем же. Меняются только выходные параметры.
———————
Атмосферный воздух поступал в воздухозаборник (диффузорного типа), где тормозился с повышением статического давления. Затем давление (полное либо динамическое) повышалось в компрессоре (вентиляторе), после чего воздух обтекал корпус поршневого двигателя, нагреваясь сам и охлаждая ПД одновременно. При этом поток вбирал в себя его выхлопные газы, тоже с повышенной температурой, и поступал через фюзеляж в его хвостовую часть.

Здесь он, уже нагретый и сжатый, попадал в камеру сгорания, где его температура еще более повышалась и далее выходил в атмосферу через сопло, создавая реактивную тягу. Сопло управлялось посредством перемещения центрального тела с помощью гидравлики.
Камера сгорания была по конструкции очень похожа на современные форсажные камеры и таковой на самом деле являлась. В передней ее части располагались топливные форсунки в виде кольцевых коллекторов. Там же были кольцевые стабилизаторы пламени (и потока), аналогичные стабилизаторам нынешних ФК.
В полете она не работала постоянно, слишком велик был расход топлива, и использовалась только для разгона. Таким образом для формирования реактивной тяги в крейсерском полете (например, при барражировании) использовалась только энергия, получаемая от компрессора, плюс выхлопные газы поршневого двигателя и некоторый нагрев потока при омывании им горячего корпуса.
То есть это была вышеупомянутая схема Коанда и без использования форсажной камеры двигатель генерировал холодную тягу.Самолет, несмотря на определенную смелость конструкторских решений не обладал высокими параметрами. Максимальная скорость с использованием форсажной камеры ( тяга при этом была около 690 кгс) составляла 375 км/ч. Без использования ФК – порядка 320км/ч.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Предусматривалось одновременное использование обеих камер сгорания, использование только первичной, либо работа вообще без КС, на упомянутой уже холодной тяге. Это позволяло увеличивать время нахождения самолета в воздухе, а горячую тягу использовать только для форсированного набора скорости.
Этот проект постигла та же судьба, что и основную массу других из области motorjet-ов. Еще на этапе начальной отработки камер сгорания у него были проблемы. Но их решение не повлияло на конечные итоги проводимых работ. Да, видимо, и не могло повлиять, потому что уже существовали работающие и перспективные ТРД. В марте 1943 года программа именно по этой причине была закрыт

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

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

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

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

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

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

Далее воздух, охлаждая по пути водяной радиатор ПД, попадал в камеру сгорания и после сжигания топлива, подаваемого форсунками, выходил через управляемое реактивное сопло, формируя дополнительную тягу.
Камера сгорания являла собой по сути дела форсажную камеру, и для постоянной работы не предназначалась. Тепло поршневого двигателя и его выхлопные газы в формировании реактивной тяги не использовались.
Таким образом ВРДК включался только временно, в случае необходимости резкого увеличения тяги, то есть выполнял функции ускорителя (или вспомогательного двигателя). Например для И-250 время его непрерывной работы составляло не более 10 минут. Используемое топливо – авиационный бензин.При этом планировалась максимальная скорость на высоте около 7500 м для И-250 – 825 км/ч, для Су-5 – 795 км/ч.
Программа Су-5 была закрыта в 1946 году в числе других, признанных неперспективными. Работы по И-250 продолжались, так сказать, не смотря ни на что. И летом 1945 года даже было принято решение о постройке опытной серии из 10 самолетов. Однако, «смотреть-то» как раз было на что…

И-250 по различным причинам крайне тяжело внедрялся в производство и оказался очень неудобен в эксплуатации из-за большого количества недоработок и поломок, касающихся именно ВРДК. К тому времени уже поступали в эксплуатацию реактивные МиГ-9 и Як-15 с ТРД. К концу госиспытаний И-250 полным ходом испытывался ставший впоследствии знаменитым МиГ-15.
Таким образом судьба И-250 была предрешена. Даже опытная серийная десятка, выпущенная, кстати, с трудом и приключениями, так и не вошла (по некоторым источникам) в боевой состав авиации ВМФ, для которого была предназначена. В 1950 году самолет был официально выведен из эксплуатации.

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

Некоторые из них…

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

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

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

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

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

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

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

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

Существовали и другие интересные проекты в различных специализированных советских КБ…

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

В 1947 году разрабатывался уже достаточно совершенный двигатель «032» под руководством инженера-конструктора А. Шайбе на так называемом опытном заводе №2 в ОКБ-1 (Куйбышевская область). Это был один из «немецких» заводов, сформированный в 1946 году и занимавшийся газотурбинными двигателями (в частности ТВД), используя оборудование и специалистов, вывезенных из ГерманииДвигатель был оборудован 10-ти цилиндровым звездообразным двухрядным встроенным ПД и регулируемым соплом. Расчетная максимальная тяга – 2000 кгс, номинальная — 1800 кгс. Габаритные размеры: длина 4,0 м, диаметр — 1,0 м. Топливо – керосин или газойль. Работы по двигателю были прекращены в том же 1947 году из-за бесперспективности в связи с явным преимуществом ТРД.

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

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

Однако этот летательный аппарат (точнее говоря его первоначально существовавший вариант Ohka 11) был оборудован ракетными двигателями, обладавшими большим начальным импульсом, но малым временем работы. Поэтому дальность самолета была невысока – около 36 км.
Столь малая дальность была большим недостатком, потому что носители самолетов-снарядов, бомбардировщики-торпедоносцы Mitsubishi G4M2 вынуждены были для запуска Ohka 11 приближаться к корабельным авианосным группам на малые расстояния, тем самым подвергая себя и свой груз риску быть сбитыми истребителями противника.
Такое часто и происходило, при этом погибал не только самолет-снаряд, но и бомбардировщик со всем экипажем. Из-за этих случаев, неоднократно происходивших, Ohka 11 даже получил от американских моряков прозвище Вака, что в японском означает «дурак», «идиот».
Для исправления этого недостатка и увеличения дальности требовался другой двигатель. Так как ни времени, ни особых ресурсов для его разработки уже явно не хватало, то японские инженеры обратили внимание на принцип мотокомпрессорного двигателя.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Как известно, чем выше давление в цикле, тем выше его работа, а значит и получаемая мощность. При высоком давлении более качественно протекают тепловые процессы в камере сгорания, повышается полнота сгорания, а значит снижается потребность в топливе и растет экономичность.Полноту полезного использования тепла, полученного при сжигании топлива, характеризует термический кпд цикла. Он напрямую зависит от степени сжатия воздуха, поступающего в камеру сгорания. Чем выше степень сжатия, тем выше кпд.

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

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

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

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

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

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

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

В итоге при всех возможных плюсах имеем: невысокая степень сжатия, низкий кпд, низкая экономичность (как впрочем у любой форсажной камеры), достаточно малый расход воздуха и большая масса. Вполне понятно, что конкуренция с турбореактивным двигателем мотокомпрессорному была бы не по плечу. Впрочем ее практически и не было.
Ни один из самолетов, оборудованных motorjet-ом, по сути дела не был в «серьезной» эксплуатации. Все они, даже дошедший до мелкой серии И-250, так, в общем-то, и остались опытными, своего рода демонстраторами иных, к сожалению, не совсем удачных технологий.В данном случае своего рода победителем стал ТРД, вполне, впрочем, заслуженно. При этом мотокомпрессорный двигатель оказался в некоторой тени, так что, как уже говорилось, даже не все (особенно люди в авиационном смысле неискушенные) о нем знают.

Однако, на самом деле он стал важным звеном в истории развития авиации. Это факт, значение которого нельзя преуменьшать. Практика использования форсажных камер для современных ТРД (ТРДД) берет свое начало, по сути дела, с первых motorjet-ов. Достаточно вспомнить камеру сгорания двигателя самолета Caproni Campini N.1.
Второй контур современных турбовентиляторных двигателей, благодаря которому они высокоэкономичны и малошумны – своего рода воплощение мотокомпрессорных двигателей с так называемой холодной тягой.
Таким образом, вопреки мнению некоторых историков авиации, касающегося примитивности и неактуальности motorjet-ов, представляющих из себя тупиковую ветвь развития ВРД, они все-таки заслуживают уважительного к себе отношения и занимают заметное место в ряду мировых авиационных достижений.
—————-