Реактивные самолеты Люфтваффе — страница 15 из 16

11000 об/минУдельный расход топлива1,3 кг/кг часРасход воздуха30 кг/секСтепень повышения давления в компрессоре4,5Топливокеросин+5 % солярового маслаВес840 кгВысота1080 ммШирина875 ммМаксимальная 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-109-509А-0А-1
Максимальная тяга на земле, кг1500+501700+50
Максимальная тяга на Н=20000 м, кг1704+501904+50
Удельная максимальная тяга на земле, кг/кг/сек200,0200,0
Удельная максимальная тяга на Н=20000 м, кг/кг/сек227,2224,0
Давление газа в камере сгорания при режиме максимальной тяги, атм19+0.621+0.6
Давление подачи топлива при режиме максимальной тяги, атм35-3840-43
Диапазон изменения тяги на земле, кг100-1500+50100-1700+50
Объем камеры сгорания, л1414
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 двигателяТип двигателяТип компрессораКол-во ступеней компрессораТип камеры сгоранияКол-во ступеней турбиныТяга двигателя, кг или мощн., л.с.Удельный расход топлива, кгкг*час или кг/л.с.*часДлина двигателя, ммМаксимальный диаметр двигат. ммУдельн. тяга, кг/кг или мощн., л.с./кгГод постр. (прибл.)Примечание
BMW
109-003-A0ТРДО7К18001,4735007001,071940Находился в массовом производстве
109-003-А1ТРДО7К18001,47--1,31--
109-003-А2ТРДО7К18001,47--1,31--
109-003-СТРДО7К-9001,27----С компрессором фирмы «Броун-Бовери»
109-003-DТРДО11К211001,1031506901,691944Спроектирован, но не построен
109-003-Е!ТРДО7К18001.47----Последующий серийный образец
109-003-Е2ТРДО7К18001,47----
109-003-RТРДО8К118801,47----Двигатель 003-А с ЖРД BMW 109-718
109-018ТРДО12К334001,10401012701,371941Постройка двигателя не закончена
109-018RТРДО12К34500-----Двигатель 018 с ЖРД BMW 109-718
109-028ТВДО12К47900-508012701,031941Проект
Брамо
109-002ДТРДО-----. ---1942Проект
Даймлер-Бенц
109-007ДТРДО + О3+9Т16100,8146508400,691943Проект. Работы прекращены
109-021ТВДО+ОЦ+О1+1+3К26400--10804,95-Двигатель получен от фирмы «Хейнкель-Хирт»
Хейнкель-Хирт
HeS1ТРДЦ1К1250----1937Экспериментальный двигатель
HeS3BТРДО + Ц1+1К1500--9301,381938Первый немецкий двигатель, испытанный в полете 27 августа 1939 года
HeS6ТРДО + Ц1 + 1К1590--9301,411938Развитие двигателя HeS3
HeS8A 109-001ТРДО + Ц1+1К1590-16707751,551938Предназначался для установки на самолете Не-280
HeS8A-V15ТРДО+Ц+О1+1+1К1+-----
HeS9ТРДО+ОЦ+О1+1+2К1+----Опытный образец для разработки ТВД