В. Шунков - Реактивные самолеты Люфтваффе Страница 18

Топливо впрыскивается в камеру шестнадцатью форсунками и смешивается с первичным воздухом, поступающим в камеру через завихритель и кольцевые щели.

Вторичный воздух, поступающий в камеру по специальным патрубкам, понижает температуру газов на входе в сопловой аппарат турбины.

Турбина осевая, двухдисковая, двухступенчатая. Конструктивной особенностью ее является то, что она не консольная, как турбина двигателей Jumo-004 и BMW- 003, а двухопорная. Лопатки турбины — полые, охлаждаемые, по своей конструкции похожи на лопатки турбины двигателя BMW-003. Каждая лопатка фиксирована в турбинном диске с помощью одной заклепки.

Стенки реактивного сопла сделаны двойными из листового материала и охлаждаются наружным воздухом. Выходное сечение сопла регулируется профилированной иглой, которая может быть установлена в одном из двух положений с помощью сервомеханизма.

Раскрутка двигателя при запуске производится двухтактным двухцилиндровым бензиновым мотором, установленным на корпусе двигателя.

Первоначальный запал топлива осуществляется четырьмя свечами, расположенными около форсунок.

Основные данные двигателя Тяга 1300 кг Число оборотов 11000 об/мин Удельный расход топлива 1,3 кг/кг час Расход воздуха 30 кг/сек Степень повышения давления в компрессоре 4,5 Топливо керосин+5 % солярового масла Вес 840 кг Высота 1080 мм Ширина 875 мм Максимальная длина (с выдвинутой иглой сопла) 3050 мм

Жидкостный ракетный двигатель HWK-109-509

Немецкий ракетный двигатель HWK-109-509 (конструкции Вальтера), действующий на жидком топливе, выполнен в виде отдельного агрегата, который может быть установлен на самолете в качестве основного источника тяги.

Этот двигатель применялся немцами на истребителе- перехватчике Ме-163.

Известны две модификации двигателя HWK-109-509: А-0 и А-1. На основании фирменной инструкции по эксплуатации можно заключить, что в конструктивном отношении оба варианта в основном подобны. Вариант А-1 двигателя дает большую максимальную тягу.

Применяемое в двигателе топливо состоит из окислителя и горючего. В качестве окислителя используется водный раствор перекиси водорода (компонент “Т”- штофф), содержащий стабилизаторы. Горючее представляет собой раствор гидрат-гидразина в метиловом спирте (компонент “С”-штофф).

Общий вид двигателя HWK-109-509

1 — камера сгорания, 2 — парогазогенератор, 3 — регулятор давления топлива, 4 — блок топливных кранов, 5 — редуктор со стартером, 6 — фильтр компонента «С», 7 — сливной кран, 8 — каркас, 9 — опорная плита, 10 — колонка, 11 — вилка крепления двигателя к самолету;

Прим.: на рисунке представлен вид двигателя сбоку.

Разложение перекиси водорода производится в специальном парогазогенераторе путем соприкосновения ее с катализатором (кубики из пористой керамической массы, пропитанной перманганатом бария и хлористыми солями кобальта и никеля). При этом перекись водорода разлагается на пары воды и газообразный кислород с выделением большого количества тепла по формуле:

2H2O2 =› 2H2O + O2 + 46900 кал.

Температура гозопаровой смеси на выходе из парогазогенератора достигает примерно 180 °C. Скорость вращения турбины при максимальном режиме — составляет примерно 17000 об/мин.

Величина давления компонентов топлива в нагнетающей магистрали двигателя зависит от чмсла оборотов турбины, т. е. от расхода поступающего в парогазогенератор компонента “Т”. Регулировка давления подачи топлива осуществляется автоматически с помощью регулятора давления.

Основные части двигателя: камера сгорания с двенадцатью форсунками; турбонасосный агрегат, состоящий из двух центробежных одноступенчатых насосов и активной двухступенчатой турбины; парогазогенератор; регулятор давоения топлива; блок топливных кранов; редуктор со стартером; фильтр компонента “С”; сливной кран.

Агрегаты двигателя кроме камеры сгорания и сливного клапана, скомпонованы на металлическом каркасе, соединенном с опорной плитой. К последней прикреплена колонка, в которой проложены топливные трубопроводы.

Крепление двигателя к конструкции самолета осуществляется при помощи двух вилок и трубчатого подкоса.

Ниже приведены характеристики двигателя, построенные на основании данных фирменных инструкций по эксплуатации.

Основные данные двигателя Модификации двигателя HWK-109-509 А-0 А-1 Максимальная тяга на земле, кг 1500+50 1700+50 Максимальная тяга на Н=20000 м, кг 1704+50 1904+50 Удельная максимальная тяга на земле, кг/кг/сек 200,0 200,0 Удельная максимальная тяга на Н=20000 м, кг/кг/сек 227,2 224,0 Давление газа в камере сгорания при режиме максимальной тяги, атм 19+0.6 21+0.6 Давление подачи топлива при режиме максимальной тяги, атм 35-38 40-43 Диапазон изменения тяги на земле, кг 100-1500+50 100-1700+50 Объем камеры сгорания, л 14 14 Сухой вес двигателя, кг - 165

Литература

Грин В., Кросс Р. Реактивные самолеты мира. М., 1957.

Гильзин К.А. Воздушно-реактивные двигатели. М., 1956.

Иноземцев Н.В. Реактивные двигатели в авиации. М., 1946.

Федоров В.И. Конструкция реактивных самолетов. М., 1960.

Бедункевич А.Г., Крылов В.Я. и др. Особенности конструкции реактивных самолетов. М., 1946.

Соболев Д.А. История самолетов. 1919–1945 гг. М., 1997.

Соболев Д.А. Немецкий след в истории советской авиации. М., 1996.

Шавров В.Б. История конструкций самолетов в СССР. М., 1978.

Полная энциклопедия мировой авиации. Саратов, 1997.

Groehler О. Geschichte des Luftkriegs 1910 bis 1970. Berlin 1975.

Kopenhagen W. Das grobe Flugzeugtypenbuch. Berlin 1987.

Ethell I., Price A. Strahlflugzeuge 1939–1945. Stuttgart 1997.

Wissmann G. Geschichte der Luftfahrt von Ikarus bis zur Gegenwart. Berlin 1996.

Encyklopedia Lotnictwa Wojskowego. Samoloty i Smiglowce Wojskowe. Warszawa 1998.

Baczkowski W. Tajne bronie III Rzeczy. Warszawa 1995.

Gatland K.W. Development of the Guided Missile. London 1954.

Обзор немецких реактивных двигателей

Фирма, наименование и обозначение двигателя Тип двигателя Тип компрессора Кол-во ступеней компрессора Тип камеры сгорания Кол-во ступеней турбины Тяга двигателя, кг или мощн., л.с. Удельный расход топлива, кгкг*час или кг/л.с.*час Длина двигателя, мм Максимальный диаметр двигат. мм Удельн. тяга, кг/кг или мощн., л.с./кг Год постр. (прибл.) Примечание BMW 109-003-A0 ТРД О 7 К 1 800 1,47 3500 700 1,07 1940 Находился в массовом производстве 109-003-А1 ТРД О 7 К 1 800 1,47 - - 1,31 - - 109-003-А2 ТРД О 7 К 1 800 1,47 - - 1,31 - - 109-003-С ТРД О 7 К - 900 1,27 - - - - С компрессором фирмы «Броун-Бовери» 109-003-D ТРД О 11 К 2 1100 1,10 3150 690 1,69 1944 Спроектирован, но не построен 109-003-Е! ТРД О 7 К 1 800 1.47 - - - - Последующий серийный образец 109-003-Е2 ТРД О 7 К 1 800 1,47 - - - - 109-003-R ТРД О 8 К 1 1880 1,47 - - - - Двигатель 003-А с ЖРД BMW 109-718 109-018 ТРД О 12 К 3 3400 1,10 4010 1270 1,37 1941 Постройка двигателя не закончена 109-018R ТРД О 12 К 3 4500 - - - - - Двигатель 018 с ЖРД BMW 109-718 109-028 ТВД О 12 К 4 7900 - 5080 1270 1,03 1941 Проект Брамо 109-002 ДТРД О - - - - - . - - - 1942 Проект Даймлер-Бенц 109-007 ДТРД О + О 3+9 Т 1 610 0,81 4650 840 0,69 1943 Проект. Работы прекращены 109-021 ТВД О+ОЦ+О 1+1+3 К 2 6400 - - 1080 4,95 - Двигатель получен от фирмы «Хейнкель-Хирт» Хейнкель-Хирт HeS1 ТРД Ц 1 К 1 250 - - - - 1937 Экспериментальный двигатель HeS3B ТРД О + Ц 1+1 К 1 500 - - 930 1,38 1938 Первый немецкий двигатель, испытанный в полете 27 августа 1939 года HeS6 ТРД О + Ц 1 + 1 К 1 590 - - 930 1,41 1938 Развитие двигателя HeS3 HeS8A 109-001 ТРД О + Ц 1+1 К 1 590 - 1670 775 1,55 1938 Предназначался для установки на самолете Не-280 HeS8A-V15 ТРД О+Ц+О 1+1+1 К 1 + - - - - - HeS9 ТРД О+ОЦ+О 1+1+2 К 1 + - - - - Опытный образец для разработки ТВД HeS10 ДТРД О+О+Ц 1+1+1 К 1 895 - 1640 1,79 1939 Развитие двигателя HeS8 HeS11-VI ТРД О+ОЦ+О 1 + 1+3 К 2 1120 - - 1941 Экспериментальный двигатель HeS11-V5 ТРД О+ОЦ+О. 1+1+3 К 1 - - - 1944 Турбина с воздушным охлаждением HeS11-V6 ТРД О+ОЦ+О 1+1+3 К 2 1300 1,32 - - 1944 Первая серия, примененная для полетов HeS11-109-011-AO ТРД О+ОЦ+О 1+1+3 К 2 1300 1,31 3460 1080 1,37 1945 Первый двигатель серийного производства 109-021 ТРД О+ОЦ+О 1 + 1+3 К 2 6400 1080 4,95 Турбовинтовой вариант двигателя 109-011 HeS30-109-006 ТРД О 5 Т 1 860 620 2,22 1942 Работы над двигателем были прекращены HeS40-109-006 ТРД О 5 - 1 - - - 19 ч 1 Сгорание смеси при постоянном объеме Юнкерс-Юмо 109-004A ТРД О 8 Т 1 840 1,40 3800 760 0,99 1940 Первый полет на самолете Bf-1 Ю в 1940 году 109-004-B0 ТРД О 8 Т 1 840 3800 800 1,18 1943 Проводились эксперименты с вариантом, имеющим систему дожигания 109-004-B1 ТРД О 8 Т 1 900 1,40 - 1,20 1943 109-004-D ТРД О - Т - 1050 - - - 1945 109-004-H ТРД О 11 Т 2 1820 1,20 4000 865 1,60 - Модификация 109-004-G ТРД О 11 Т - 1700 т - - - - Модификация 012 ТРД О 11 Т 2 2720 1,20 4500 1070 1,37 - Построен не был 022 ТРД О 11 Т 3 6000+ - 5600 1090 - - Турбовинтовой вариант двигателя 012 Порше 109-005 ТРД - - . - - 5000 - - - - Для однократного применения на управляемых снарядах

Условные обозначения: ТРД — турбореактивный двигатель; ДТРД — двухконтурный турбореактивный двигатель; ТВД — турбовинтовой двигатель; О — осевой компрессор; Ц — центральный компрессор; ОЦ — компрессор смешанного типа; К — кольцевая камера сгорания; Т — трубчатые камеры сгорания; знак «+» после цифры, показывающей мощность турбовинтового двигателя Jumo 022 означает, что приведена только мощность двигателя на валу, без учета реактивной тяги.