В истребительной авиации реактивный двигатель занял главенствующее место быстро и естественно, однако стремление оснастить реактивными силовыми установками ударные самолеты встретило определенные трудности. Главным препятствием стала "прожорливость" турбореактивного двигателя и, как следствие, снижение дальности полета. Для ударных самолетов ВВС это легко компенсировалось выдвижением аэродромов базирования к линии фронта, ну а "аэродромам" палубных самолетов это было категорически противопоказано.

Когда палубные штурмовики поддерживают своим огнем декантирующиеся части морской пехоты, их небольшой радиус действия вынуждает авианосцы приближаться к береговой черте с риском попасть под удар авиации противника. Когда же такие штурмовики принимают участие в борьбе с корабельными соединениями неприятеля, то для авианосцев столь же опасно оказаться в непосредственной близости от объекта атаки.

Да и для палубных штурмовиков жизненно важен был достаточно большой радиус действия - ведь при возвращении самолетов на авианосец летчики могли не обнаружить свой корабль на поверхности моря - и тогда им понадобится резерв топлива для поиска другого плавучего аэродрома.

Исходя из всех этих соображений, требования к реактивному палубному штурмовику оказывались практически невыполнимыми - ведь при бомбовой нагрузке не менее 3500 кг дальность полета должна была составлять более 2000 км. Невыполнение первого требования могло привести к увеличению парка ударных самолетов при ограниченном числе авианосцев, а важность второго уже подробно обсуждена нами.

Одним из наиболее реальных конструкторских предложений, с помощью которого можно было решить создавшуюся проблему, могло стать внедрение турбовинтового двигателя. Единственной американской фирмой, которая попыталась в конце 40-х годов минувшего века создать ударный палубный реактивный самолет, удовлетворяющий всем требованиям флота, стала фирма Douglas. Для начала ее специалисты хотели просто заменить на штурмовике SKY-RAIDER поршневой мотор WRIGHT R3350 на турбореактивный или турбовинтовой двигатель.

Рассматривалось четыре варианта модернизации. Первый вариант D-557A предусматривал установку турбовинтового двигателя Т-31 (TG-100) фирмы General Electric с трехлопастным винтом изменяемого шага - переделка моторного отсека при этом была минимальной. Воздухозаборник ламинарного типа находился в нижней части отсека. Выхлопные трубы ТВД располагались по бокам фюзеляжа.

Второй вариант D-557B с более серьезной переделкой носовой части рассчитывался под двигатель Т-30, который представлял собой турбовинтовой вариант J34 фирмы Вестингауз, имевший два компрессора с общей турбиной и два соосных винта противоположного вращения. Сопло выхлопного тракта располагалось под фюзеляжем (по реданной схеме), прямо под кабиной летчика.

Третий, самый перспективный вариант штурмовика D-557C, оснащался двумя ТРД фирмы Вестингауз J-34 (24С) с короткими форсажными камерами. Двигатели устанавливались по реданной схеме под полом кабины летчика. Воздухозаборники находились в носовой части фюзеляжа. Интересно, что аналогичная схема размещения воздухозаборников использовалась в середине 50-х годов на модернизированном варианте советского штурмовика Ил-40.

Все три упомянутых выше варианта модернизации, тем не менее, реализованы не были, поскольку двигатели Т-31 и Т-30 до серийного производства так и не довели, а самолет с ТРД J34 не удовлетворял поставленным требованиям.

В окончательную разработку был принят четвертый вариант - проект D-557D, представлявший собой самолет с турбовинтовым двигателем Т-40 фирмы Allison. Выбор для штурмовика ТВД основывался на прекрасных расчетных характеристиках нового двигателя. Если у поршневого мотора наименьший расход топлива наблюдался при режиме, соответствующем 50 процентам взлетной мощности, то у Т-40 - при 70 процентах. Следовательно, крейсерская скорость полета у самолета с таким двигателем могла быть более высокой.

Однако расчеты специалистов фирмы Allison показали, что самолет с одним ТВД может реализовать максимальную дальность полета только на большой высоте. Для машин, летавших на малых высотах, Allison предложила спарку из двух ТВД, работающих на один редуктор. Причем один двигатель должен был работать на режиме минимальной мощности, а другой - на режиме максимальной, что обеспечивало дальность полета почти на 20 процентов большую, чем с одним ТВД того же класса. К тому же при ремонте в полевых условиях спарки из двух ТВД можно было ограничиться заменой одного или двух двигателей, не снимая при этом всей моторной установки.

Фирма Allison начала создавать такой двигатель еще в 1944 году по собственной инициативе, и лишь годом позже ее руководству удалось убедить морское министерство открыть финансирование этого проекта. Для ускорения создания такой силовой установки было решено использовать два отработанных двигателя Т-38, имевших немало общего с немецким турбореактивным двигателем JUMO-004. У этого двигателя был осевой 17-ступенчатый компрессор, восемь камер сгорания и 4-ступенчатая турбина. Редуктор планетарный, его вал соединялся с валом компрессора через шлицевую муфту, которая компенсировала возможные перекосы и несоосность валов.

В конце 1949 года был испытан опытный экземпляр двигателя Т-38, закрепленный в носовой части бомбардировщика В-17. В первых полетах кок на воздушном винте не устанавливался; после установки кока отмечалось сильное обледенение корневых частей лопастей.

В этот же период начали испытываться и спарки Т-40. В 1951 году 20 предсерийных образцов Т-40 начали проходить летные испытания на летающих лодках P5Y фирмы Convair. За несколько месяцев ТВД проработали по 50 часов.

Командование флотом заказало крупную партию из 300 двигателей для установки на штурмовики фирмы Douglas. Модификация для штурмовика, носившая название Т-40А-2, отличалась укороченным валом редуктора, так как расстояние от редуктора до винта было небольшим.

Конструкция самого штурмовика претерпела серьезные изменения. Для уменьшения общего лобового сопротивления были спроектированы крыло и хвостовое оперение с более тонким профилем; размах крыла оставили без изменений. Для улучшения путевой устойчивости площадь вертикального оперения увеличили, а хвостовую часть сплющили с боков. Компоновку носовой части штурмовика можно считать почти уникальной. Благодаря небольшому диаметру спарки двигателя стало возможным расположить кабину летчика над двигателем, при этом сиденье летчика находилось над корпусом компрессора, а его ноги - почти над редуктором, что хорошо защищало летчика от зенитного огня снизу.

Непосредственно за кабиной летчика располагался большой топливный бак - под ним проходили горячие выхлопные трубы двигателя, поэтому большое внимание уделялось теплоизоляции и противопожарным устройствам. Отсек топливного бака имел специальную дренажную систему, позволяющую в случае повреждения бака сливать за борт разливающееся в полости фюзеляжа топливо.

Установка турбовинтового двигателя заставила проектировщиков существенно изменить всю компоновку самолета. Для устранения вредного влияния крутящего момента на самолете решено было использовать воздушные винты противоположного вращения. В большом коке винтов планировалось установить антенну бортовой РЛС AN/APS-19A.

Чтобы разместить шасси в убранном положении в крыле относительной толщиной всего 12 процентов, потребовалось уменьшить колею шасси с 4270 мм до 3660 мм. Базу шасси также уменьшили с 7010 мм до 6550 мм. От применения более современного шасси с носовым колесом пришлось отказаться из-за специфического размещения силовой установки.

Ознакомившись с проектом, руководство ВМС США 25 сентября 1947 года заказало два опытных экземпляра самолета. После утверждения военными макета машины фирма приступила к постройке первого опытного образца. Законченный самолет разобрали и перевезли на авиационную базу Мюрок, где проходили испытания все новые машины с реактивными силовыми установками. Первый полет экспериментального XA2D-1 с заводским номером 1235481, названного Skyshark (небесная акула), состоялся 26 мая 1950 года. Штурмовик продержался в воздухе всего две минуты. Причиной вынужденной посадки стала вибрация двигателя, чуть было не разрушившая самолет.

В начале июня 1950 года, после устранения причин происшествия, Skyshark совершил новый полет. На этот раз он продлился более 13 минут. По заявлению летчика, вибрация уменьшилась, но более длительное пребывание машины в воздухе могло оказаться рискованным. Инженеры опять принялись искать источник вибраций. И такие поиски повторялись практически после каждого полета.

К декабрю 1950 года опытный образец совершил 22 полета, достигнув в одном из них высоты 9 тыс. метров. Следующий, двадцать третий полет, состоявшийся 19 декабря 1950 года, закончился трагически - из-за неисправности силовой установки XA2D-1 упал, а летчик Хью Вуд погиб. Тем не менее, испытания продолжили уже в 1952 году, поскольку к этому моменту фирмой был построен второй опытный образец (заводской номер - 122989). Силовая установка нового самолета была доработана - промежуточный редуктор перенесен в основание двигателя, а число ступеней компрессора увеличено с семнадцати до девятнадцати.

Невзирая на неудачи, преследовавшие новый самолет, флот готовился к принятию его на вооружение. Специально для скоростного штурмовика разрабатывались новые образцы подвесного вооружения - бомбы с пониженным лобовым сопротивлением и подвесные пилоны для них. По результатам испытаний выяснилось, что максимальная скорость штурмовика с тремя новыми бомбами на 93 км/ч больше, чем у той же машины со старыми бомбами с баллистическим кольцом. Тем не менее, максимальная скорость штурмовика Skyshark все же не дотягивала до расчетной (885 км/ч) и составляла лишь 760 км/ч.

Фирма гарантировала военным увеличение скорости, но только после устранения всех недостатков в двигателе. Это привело к снижению общего заказа с трехсот машин до десяти. Серийные самолеты отличались от опытных образцов XA2D более высоким хвостовым оперением и выхлопными трубами двигателей, выполненными заподлицо с фюзеляжем для уменьшения лобового сопротивления машины.

Первый серийный самолет (серийный номер 125480) взлетел 10 июня 1953 года, в кабине находился летчик-испытатель Джордж Джансен. Испытания проводились до середины 50-х годов. Отказы и летные происшествия продолжали преследовать самолет. Очередная авария произошла 5 августа 1954 года. На первом серийном самолете отказал главный редуктор и машина разбилась неподалеку от Лос-Анджелеса, летчику удалось покинуть самолет. Испытания остановили. Оставшиеся машины так ни разу и не летали. По американским источникам, до настоящего времени должен был остаться только один самолет (серийный номер 125485). Сначала его использовали для калибровки РЛС в международном аэропорту Лос-Анджелеса, затем передали в один из музеев. Но в известных авторам экспозициях морских самолетов его нет.

Конструкция самолета A2D.

A2D-1 представлял собой одноместный палубный штурмовик с турбовинтовым двигателем. Аэродинамическая схема самолета - моноплан с низкорасположенным крылом и однокилевым хвостовым оперением. В ходе серийного производства самолета в его конструкцию постоянно вносились изменения, направленные на устранение вибрации редуктора силовой установки и повышение надежности системы управления шагом винта.

Фюзеляж типа монокок, технологически он компоновался из трех секций. В первой (носовой)располагались воздухозаборники, двигательный отсек с редуктором, кабина летчика и топливная аппаратура. В центральной секции были установлены маслобак, фюзеляжный топливный бак и выхлопные трубы двигателей. В нижней части этого отсека крепились лонжероны центроплана. Хвостовая секция, как и на штурмовике Skyraider, плавно переходила в киль. Под хвостовым оперением - ниши хвостового колеса и тормозной крюк.

Для повышения живучести самолета кабина летчика и топливный бак прикрывались бронелистами толщиной до 10 мм. В нижней части фюзеляжа такими же листами закрывался двигатель. Конструкторам удалось обеспечить хороший доступ к агрегатам всех систем самолета, поскольку большинство панелей фюзеляжа были выполнены съемными. Кроме этого, на поверхности фюзеляжа имелось множество лючков.

На самолете устанавливался сдвоенный турбовинтовой двигатель Т-40А-6 суммарной мощностью 5500 л.с. (5100 л.с. - на валу и 700 кгс дополнительной тяги - за счет реакции струи отработавших газов). Редуктор привода винтов был специально вынесен вперед на удлиненных валах, чтобы обеспечить свободный приток воздуха в компрессоры через воздухозаборник ламинарного типа. Компрессоры двигателей, обеспечивающие степень сжатия более шести единиц, - осевого типа с неподвижными направляющими лопатками на входе. Корпус компрессора изготовлен из магниевого сплава. Топливо поступало в восемь камер сгорания типа "жаровая труба", объединенных в одном кожухе. Турбина четырехступенчатая, все ступени жестко связаны между собой. Средний расход топлива 285 г/л.с./час. Масса двигателя около 1190 кг.

Редуктор двухступенчатый (с цилиндрической и планетарной ступенями) с передаточным числом 0,06. На соосных выходных валах редуктора закреплены два винта изменяемого шага, которые могли работать даже в случае отключения одного из двигателей (эта конструктивная особенность использовалась для экономии топлива - в крейсерском полете один из двигателей порой отключали). Агрегаты топливной системы у каждого двигателя независимые, что повышало общую надежность силовой установки.

Двигатель управлялся с помощью уникальной электромеханической системы. Управление шагом винтов и мощностью двигателей осуществлялось одним рычагом. Запуск двигателей был полностью автоматизирован. Газотурбинный стартер установлен в нижней части фюзеляжа, между выхлопными трубами двигателя. Для остановки винтов во время стоянки на палубе был предусмотрен гидравлический тормоз.

Центральный фюзеляжный бак полностью изолирован противопожарными перегородками. Под центральный фюзеляжный и два подкрыльевые пилона предусматривалась подвеска топливных баков емкостью по 1438 литров каждый. В качестве меры противопожарной защиты могли применяться принудительный сброс подвесных баков и экстренный слив топлива из основного бака самолета. По мере выработки топлива главный бак заполнялся инертным газом.

Кабина летчика закрывалась секционным фонарем из трех листов бронестекла. Сиденье пилота бронированное, катапультируемое.

Крыло самолета представляло собой конструкцию, состоящую из центроплана и двух консолей. В центроплане размещались два топливных бака. При размещении самолетов на авианосце консоли крыла складывались гидравлическим механизмом, управляемым из кабины летчика. К центроплану крепились крыльевые пилоны и основные стойки шасси.

Механизация крыла включала в себя щелевые закрылки с тремя фиксированными положениями (полетное, посадочное и взлетное) и элероны.

Шасси самолета классической схемы с хвостовым колесом. Основные стойки крепились к главному лонжерону и убирались назад по полету с поворотом колеса на 180 градусов. Стойки и колеса при уборке закрывались обтекателями. Хвостовое колесо костыльного типа полностью убиралось в фюзеляж. За нишей хвостового колеса шарнирно закреплялся посадочный крюк.

Вооружение самолета состояло из встроенных в крыло четырех (по две в каждой консоли) 20-мм пушек Т31 с боезапасом 200 снарядов на пушку. Подвесное вооружение закреплялось на трех основных пилонах большой грузоподъемности и восьми крыльевых консольных пилонах. Кроме свободнопадающих бомб на штурмовик подвешивались неуправляемые ракеты калибра 127 мм или 280 мм и торпеды. Суммарная масса полезной нагрузки достигала 6800 кг в перегрузочном варианте и 3600 кг в нормальном.