Текст книги "Реактивные самолеты Люфтваффе"

Автор книги: Виктор Шунков

сообщить о нарушении

Текущая страница: 5 (всего у книги 6 страниц)

Тяжелый скоростной бомбардировщик Ju-287

Одним из наиболее интересных образцов немецкого “чудо-оружия” был первый в мире тяжелый скоростной бомбардировщик Ju-287. Конструкция его была по-настоящему новаторской, так как он являлся первым в мире тяжелым самолетом в котором использовались аэродинамические преимущества стреловидного крыла, причем достигав: шая 25° стреловидность была обратной, а не прямой. Такая конструкция крыла была выбрана в стремлении увеличить критическое число Маха и одновременно избежать срыва потока на концах крыла, имеющего место у крыльев с прямой стреловидностью (у Ju-287 срыв потока на больших углах атаки возникал сначала в корневых частях крыла, не нарушая при этом работоспособность элеронов). Кроме того, это позволило разместить бомбоотсек впереди крыла, вблизи центра тяжести самолета.

Другой особенностью самолета была нетрадиционная схема размещения двигателей силовой установки: два турбореактивных двигателя Jumo-004 были установлены в мотогондолах под консолями крыла и еще два таких же двигателя располагались по бокам носовой части фюзеляжа. Кроме того, для сокращения взлетной дистанции на самолете применялись сбрасываемые после взлета пороховые ракетные ускорители.

Как и многие немецкие самолеты последнего периода войны Ju-287 создавался в исключительно сжатые сроки. При этом конструкторы во главе с Г. Вокке приняли нестандартное решение: собрать новый самолет из имеющих под рукой узлов и агрегатов других самолетов. По этой причине Ju-287 имел фюзеляж от бомбардировщика Хейнкель Не– 177, хвостовое оперение от Юнкерса Ju-188 и шасси захваченного американского бомбардировщика В-24 (интересно, что когда завод в Дессау, ще был изготовлен Ju-287, был захвачен советскими войсками и советская военная администрация сделала попытку обнаружить чертежи самолета, то ей это не удалось по очень простой причине – их просто не было).

Благодаря такому методу новым элементом самолета было только крыло площадью 58,2 м 2с размахом 20,1 м.

Первоначально на самолете предполагалось установить два мощных реактивных двигателя Юнкерс Jumo-012 или BMW-018. Двигатель Jumo-012 имел осевой 11-ступенчатый нагнетатель и 2-ступенчатую турбину. Расчетная тяга составляла 2700–2900 кг при весе двигателя около 2000 кг.

Двигатель BMW-018 проектировался с осевым 12-ступенчатым нагнетателем, кольцевой камерой сгорания, 3-ступенчатой, кольцевой камерой сгорания, 3-ступенчатой турбиной и регулируемым соплом. Расчетная тяга на месте равна примерно 3200 кг.

Тяжелый бомбардировщик Ju-287V-1 с четырьмя реактивными двигателями

Тяжелый бомбардировщик Ju-287V-3 с шестью реактивными двигателями

Опытный самолет-бомбардировщик EF-131

Так как эти двигатели не были готовы к моменту выпуска самолета, то на опытных образцах устанавливали 4 или 6 реактивных двигателей меньшей мощности.

Начиная с 16 августа 1944 года производились испытания самолета в следующих вариантах:

JU-287V1 с четырьмя двигателями Jumo-004 с обшей тягой 3600 кг. Двигатели располагались по такой схеме: два под консолями крыла и два по бокам в носовой части фюзеляжа. Для облегчения взлета использовались стартовые ракетные ускорители. Всего было выполнено 17 полетов. Была достигнута скорость полета в пределах 700–780 км/час (по другим данным – 875 км/час), то есть по скорости он был недосягаем для всех истребителей союзников;

JU-287V2 с шестью двигателями BMW-003 с общей тягой около 4800 кг, расположенными под консолями крыла в виде двух пакетов по три двигателя в каждом. Этот самолет в конце войны находился в стадии постройки. Его расчетная скорость составляла 784–819 км/час, бомбовая нагрузка – до 4000 кг;

Ju-287V3 – первый серийный образец с шестью турбореактивными двигателями BMW-003, четыре из которых устанавливались попарно в мотогондолах под крылом, а два – по бортам в передней части фюзеляжа. Этот самолет должен был иметь максимальную скорость полета 860 км/ час, а его бомбовая нагрузка должна была составлять 3000 кг.

Проводились также исследования, направленные на установку четырех двигателей Хейнкель Хирт HeS-011 с общей тягой 5200 кг. Расчетная скорость этого варианта самолета составляла 797–832 км/час.

К концу войны на первом опытном образце Ju-287V1 было выполнено 17 успешных полетов, при этом самолет показал хорошие летные качества. Опытный образец Ju– 287V2 и первый серийный образец Ju-287V3 находились в стадии постройки. Все эти самолеты стали военной добычей советских войск.

После войны по заданию советских властей укомплектованное немецкими конструкторами ОКБ-1 в г. Дессау на базе Ju-287V2 разработало опытный реактивный бомбардировщик EF-131, а затем, уже на территории СССР – бомбардировщик “140”, однако по разным причинам они не были приняты на вооружение советских ВВС.

Тактико-технические характеристики самолета Ju-287V1

Год принятия на вооружение	находился в стадии испытаний
Экипаж	3 человека
Максимальная взлетная масса	22500 кг
Размеры: длина	18,28 м
размах крыла	20,10 м
Силовая установка:	4 х 900 кг
количество двигателей х тяга
Максимальная скорость полета	780 км/час
Практический потолок	12500 м
Радиус действия	1580 км
Вооружение	3000 кг

Сверхдальний бомбардировщик Зенгера

В 1942 году в Германии были приостановлены работы по реализации одного из наиболее фантастических проектов Третьего Рейха. Речь идет о так называемом “бомбардировщике-антиподе”, идею которого австрийский инженер д-р Зенгер изложил в 1933 году в своей книге “Техника ракетного полета”. Суть идеи заключалась в том, что при быстром снижении самолета с очень большой высоты (порядка 250 км) в плотные слои атмосферы он должен рикошетировать от верхних слоев атмосферы, вновь поднимаясь в безвоздушное пространство; повторяя многократно это движение, самолет должен описывать волнообразную траекторию, подобную траектории плоского камня, многократно рикошетирующего от поверхности воды. Каждое погружение самолета в плотные слои атмосферы будет сопровождаться некоторой потерей кинетической энергии, вследствие чего последующие прыжки самолета будут постепенно уменьшаться и, в конце концов, он перейдет на планирующий полет.

Конструкция самолета воплощает в себе целый ряд уникальных особенностей.

Хотя он сохраняет очертания обычного самолета, его особые аэродинамические свойства, вызываемые исключительно большой скоростью и специальной техникой полета, обусловливают необходимость придания фюзеляжу самолета острой оживальной формы в носовой части. Фюзеляж как бы срезан горизонтально по всей длине так, что его нижняя часть представляет собой плоскую поверхность. Ширина фюзеляжа больше его высоты и позволяет разместить два ряда цилиндрических баков для топлива. Сравнительно небольшие трапециевидные крылья предназначены главным образом для стабилизации самолета в полете и для использования при посадке. Крыло имеет обычный профиль с максимальной толщиной, равной 1/20 хорды. Установочный угол атаки крыла такому самолету не нужен; при низком расположении крыла несущие поверхности фюзеляжа и крыла образуют единую плоскость. Вертикальное оперение размещено на концах горизонтального стабилизатора самолета.

Рисунок бомбардировщика Зенгера

На самолете предполагалось установить ракетный двигатель, работающий на жидком кислороде и нефти с тягой 100 тыс. кг, постройка которого уже была начата.

Взлетный вес самолета проектировался в 100 т, вес самолета без топлива Юти полезная нагрузка 0,3 т. Взлет самолета, должен был осуществляться с горизонтального рельсового пути длиной 2,9 км при помощи мощных стартовых ускорителей, способных сообщить самолету скорость на взлете порядка 500 м/сек; угол набора высоты должен был составлять 30°. Предполагалось, что при полном выгорании топлива самолет разовьет скорость 5900 м/сек и достигнет высоты 250 км, откуда он будет пикировать до высоты около 40 км, а затем, отразившись от плотного слоя атмосферы, вновь уйдет ввысь.

Большое влияние на конструкцию самолета оказало стремление к уменьшению лобового сопротивления и снижению до минимума эффекта трения поверхности самолета о воздух в полете при больших числах Маха. Максимальная дальность полета самолета проектировалась 23 400 км.

Работы по созданию этого самолета проводились д-ром Зенгером с 1936 года в специально созданном Научно-исследовательском институте техники ракетного полета в немецком городе Грауэн.

К 1939 г. было закончено строительство лабораторий, цехов, испытательных стендов и административного здания института, и д-р Зенгер с небольшим, но опытным штатом сотрудников приступил к осуществлению сложной десятилетней программы исследований и экспериментов, главной целью которых являлось создание самолетного ракетного двигателя с тягой 100 т и максимально возможной скоростью истечения газов. В эту программу также входило создание помп и другого оборудования для ракетного двигателя, изучение вопросов аэродинамики самолета при скоростях полета в пределах чисел Маха от 3 до 30, разработка сверхзвуковой стартовой катапульты и х д.

Однако в 1942 году стало ясно, что в условиях военного времени реализация этого грандиозного проекта невозможна и работы по нему были приостановлены в пользу баллистических ракет д-ра фон Брауна.

Тактико-технические характеристики бомбардировщика Зенгера (расчетные)

Год принятия на вооружение	находился в стадии разработки
Экипаж	2-3 человека
Максимальная взлетная масса	100 000 кг
Размеры: длина	28,00 м
размах крыла	15,00 м
Силовая установка:	1 ЖРД х 100 000 кг
количество двигателей х тяга
Максимальная скорость полета	21800 км/час
Практический потолок	250 км
Дальность полета	23500 км
Вооружение	нет
Бомбовая нагрузка	300 кг

Истребитель-перехватчик “Triebflugel Flugzeug”

Одним из любопытных проектов реактивных самолетов, разрабатывавшихся в Германии в период войны, можно считать так называемый “Triebflugel Flugzeug”, который имеет три крыла, расположенные, как оперение авиационной бомбы, и несущие на концах прямоточные воздушно-реактивные двигатели. Для старта предполагалось использовать ракеты, установленные на хвостовом оперении. В передней части сигарообразного фюзеляжа расположены вооружение и одноместная пилотская кабина. Самолет совершает взлет вертикально, без всякого разбега. Для посадки требуется минимальная площадь, так как при этом самолет задирается носом вверх, уменьшается тяга, и самолет в вертикальном положении опускается на землю хвостом вперед. Нет сведений, в каком состоянии разработки находился данный проект.

Рисунок истребителя-перехватчика "Triebflugel Flugzeug”

Приложение Немецкие реактивные двигатели

Турбореактивный двигатель Юнкерс Jumo-004b

Двигатель Jumo-004B был выпущен фирмой Юнкерс в 1941 году. В конце войны двигатель устанавливался на немецких реактивных самолетах Мессершмитт Ме– 262, Арадо Ar-234 и др.

Основными частями двигателя являются: осевой восьмиступенчатый компрессор, шесть прямоточных камер сгорания, осевая одноступенчатая прямоточная турбина и реактивное сопло с регулирующей иглой.

При работе двигателя воздух засасывается через входной патрубок (коллектор) в компрессор. Из компрессора сжатый воздух направляется в камеры сгорания, куда через форсунки впрыскивается топливо. Впрыск топлива производится навстречу потоку воздуха. Воздух, поступающий в камеру сгорания, делится на две части. Одна часть, составляющая примерно 1/3 всего количества воздуха, поступившего в камеру, проходит через завихритель во внутреннюю часть камеры – жаровую трубу и, перемешиваясь с топливом, образует рабочую смесь, воспламеняющуюся от пламени факела (при этом коэффициент избытка воздуха а=1,4–1,5). Воспламенение топлива при пуске осуществляется с помощью запальных свечей, установленных в трех камерах сгорания.

Другая часть воздуха, не входящая в жаровую трубу, обтекает ее стенки, охлаждая их, а затем добавляется к продуктам сгорания, смешивается с ними и образует газовоздушную смесь с температурой, безопасной для работы турбины (примерно 800 “С; коэфициент избытка воздуха этой смеси равен 4–4,5).

Газовоздушная смесь, пройдя кольцевой газосборник (ресиверсмеситель), поступает на лопатки соплового аппарата, а затем на лопатки турбинного диска, после чего через реактивное сопло выбрасывается с большой скоростью в атмосферу.

Регулирование двигателя осуществляется двумя автоматическими регуляторами – регулятором оборотов и регулятором иглы сопла.

Регулятор оборотов представляет собой всережимный центробежный регулятор с переменной настройкой, которая осуществляется летчиком при перемещении рычага дросселя. Регулятор поддерживает заданное летчиком число оборотов двигателя, изменяя подачу топлива в форсунки. Так как при изменении оборотов двигателя изменяется и тяга, то регулирование числа оборотов является одновременно и регулированием тяги. Регулятор иглы сопла изменяет положение игаы и, следовательно, величину проходного сечения реактивного сопла в зависимости от числа оборотов двигателя, скорости и высоты полета.

Изменение площади проходного сечения сопла непосредственно сказывается на температуре газа перед турбиной, и, таким образом, регулятор игаы сопла поддерживает эту температуру примерно постоянной, что чрезвычайно важно для надежной и экономичной работы двигателя.

В передней части двигателя во входном канале установлен заключенный в обтекатель пусковой бензиновый мотор для прокрутки вала двигателя при запуске. между входным патрубком и корпусом компрессора помещен отлитый из легкого сплава корпус передач.

Корпус компрессора состоит из двух половин и отлит из легкого сплава. На внутренней поверхности корпуса в кольцевые пазы вставлены восемь рядов направляющих лопаток. Лопатки трех передних рядов изготовлены из легкого сплава, остальные из стали.

Ротор компрессора состоит из восьми дисков с лопатками, скрепленных между собой болтами. Передняя цапфа компрессора прикреплена к переднему диску и опирается на передний тройной шариковой упорно-опорный подшипник. Задняя цапфа компрессора крепится к заднему диску и вращается в роликовом подшипнике. Передняя и задняя цапфы стянуты сквозным анкерным болтом.

Продольный разрез двигателя Jumo-004B

1 – входной канал; 2 – бензиновый бак; 3 – масляный бак-радиатор; 4 – корпус конической передачи; 5 – обтекатель; б – пусковой мотор; 7 – центральная коническая передача; 8 – валик привода к вспомогательным агрегатам; 10 – пакет передних подшипников компрессора; 11 – полусферический корпус передних подшипников; 12 – верхняя половина корпуса компрессора; 13 – нижняя половина корпуса компрессора; 14 – ротор компрессора; 15 – стяжной болт; 16 – стальные разрезные кольца; 17 – силовой корпус (суппорт); 18-задний подшипник компрессора; 19 – упорный подшипник турбины; 20 – задний роликовый подшипник турбины; 21– камера сгорания; 22 – кожух (корпус) блока камер сгорания; 23 – кольцевой газовый ресивер; 24 – сопловый направляющий аппарат турбины; 25 – ротор турбины; 26 – вал-рессора; 27 – распорная втулка; 28 – задние масляные откачивающие помпы; 29 – реактивное сопло; 30 – реечный механизм; 31 – регулировочный конус (игла) сопла; 32 – запальная свеча; 33 – каналы для воздуха, охлаждающего сопловый аппарат турбины; 34 – каналы для воздуха, охлаждающего переднюю сторону турбинного диска

Камеры сгорания двигателя, заключенные в блок, изготовлены из мягкой листовой стали и охлаждаются воздухом, выходящим из компрессора.

Внутри каждой камеры установлена жаровая труба, в передней части которой расположен завихритель воздуха. Лопатки завихрителя закручены, угол закрутки равен 70°. В конце жаровой трубы установлен конический стабилизатор факела с полыми охлаждаемыми стойками, поддерживающими круглое донышко. Это донышко, с одной стороны, притормаживает поток, улучшая условия для сгорания топлива, с другой – создает значительное вихреобразование на выходе из жаровой трубы, обеспечивая устойчивость горения и однородность газовоздушной смеси на входе в турбину.

Стабилизатор факела заключен в цилиндрический кожух, являющийся продолжением жаровой трубы. Между кожухом и трубой имеется кольцевая щель, через которую к газам добавляется вторичный (не проходящий через завихритель) воздух.

Задней стороной камеры сгорания стыкуются с газосборником, создающим кольцевой подвод воздуха к сопловому аппарату турбины. В газосборнике обычно происходит догорание топлива, не закончившееся в камерах сгорания.

Турбина двигателя состоит из соплового аппарата с одним рядом неподвижных лопаток, образующих сопла суживающегося сечения, и турбинного диска с лопатками. Лопатки турбинного диска из специальной стали в первых двигателях изготовлялись массивными, неохлаждаемыми, а в последних модификациях – полыми, охлаждаемыми изнутри воздухом. Лопатки соплового аппарата во всех модификациях изготовлялись охлаждаемыми.

Вал турбины и задняя цапфа компрессора соединяются мужду собой польм тонкостенным промежуточным валом (рессорой), посаженным с обоих концов на шлицах.

Вал турбины установлен на двух подшипниках: переднем – роликовым, заднем – шариковым. Эти два подшипника, так же как и подшипник задней цапфы компрессора, запрессованы в силовом суппорте, являющемся основным силовым элементом двигателя. Мощность, развиваемая турбиной на максимальном числе оборотов, равна 3800 л.с. число лопаток соплового аппарата 35; число лопаток турбинного диска 61.

Система воздушного охлаждения двигателя служит для понижения температуры соплового аппарата турбины, турбинного диска с лопатками, реактивного сопла и регулирующей иглы.

Изменение тяги двигателя в зависимости от температуры и давления атмосферного воздуха

Высотная характеристика двигателя

Воздух для охлаждения соплового аппарата (в последних модификациях и лопаток турбинного диска) отбирается за компрессором и, следуя по каналам в силовом суппорте, поступает в полость внутреннего опорного кольца соплового аппарата. Из этой полости воздух проходит внутрь лопаток соплового аппарата, через отверстия в их задней кромке выходит наружу и, смешиваясь с газами, идущими из камеры сгорания, поступает в турбину.

Для охлаждения передней стены турбинного диска воздух отводится из последней ступени компрессора через лабиринтное уплотнение между ротором компрессора и силовым суппортом. Охладив турбинный диск, этот воздух вытекает в зазор между сопловым аппаратом и турбиной и смешивается с основным газовым потоком.

Задняя сторона турбинного диска, стенки реактивного сопла и игла охлаждаются воздухом, отбираемым после четвертой ступени компрессора и подводимым через обтекаемые стойки в средней части реактивного сопла. Выходная часть сопла охлаждается наружным воздухом с помощью специального экрана.

Основные данные двигателя

Тяга	900 кг
Число оборотов	8700 об/мин
Удельный расход топлива	1,4 кг/кг час
Расход воздуха	23 кг/сек
Степень повышения давления в компрессоре	3,0–3,2
Температура газов в сопле	630-690 °C
Основное топливо	керосин +15 % солярного масла
Пусковое топливо	авиационный бензин
Вес двигателя	720 кг
Максимальный диаметр	810 мм
Максимальная длина	3940 мм

Турбореактивный двигатель BMW-003

Двигатель BMW-003 был выпущен в 1940–1941 гг.

К концу войны, в 1944 г., этот двигатель уже производился серийно и устанавливался на самолетах Хейнкель Не-162, Арадо Ar-234С.

Двигатель BMW-003 состоит из следующих основных частей: семиступенчатого осевого компрессора, камеры сгорания кольцевого типа, одноступенчатой газовой турбины и реактивного сопла с регулирующей иглой.

Во входном патрубке расположен двухтактный двухцилиндровый пусковой бензиновый мотор, прикрытый обтекателем. Вал пускового мотора соединен с валом компрессора кулачковой муфтой.

Ротор компрессора состоит из отдельных дисков, насаженных на общий вал. Диски первых трех ступеней изготовлены из магниевого сплава, остальных четырех – из дуралюмина. Корпус компрессора отлит целиком из магниевого сплава, и внутрь него вставлены семь рядов неподвижных направляющих лопаток. Профили лопаток ротора и статора подобраны таким образом, что 70 % перепада давления каждой ступени создается в лопатках диска ротора, а 30 %– в направляющих лопатках статора (в двигателе Jumo– 004 направляющие лопатки напора не создают).

Турбореактивный двигатель BMW-003

1 – маслобак, 2 – маспорадиатор, 3 – бензобачок пускового мотора, 4 – пусковой двухтактный бензиновый мотор, 5 – валик привода коробки передач, 6 – откачивающая маслопомпа, 7 – подвод смазки к передним подшипникам вала компрессора, 8 – труба подвода воздуха для охлаждения диска 9 – возвратная масломагистраль (к маслорадиатору), 10 – узлы подвески двигателя, 11 – лабиринтное уплотнение, 12 – жиклеры подачи масла для смазки подшипников компрессора и турбины, 13 – задняя откачивающая маслопомпа, 14 – муфта соединения валов компрессора и турбины, 15 – пусковая топливная форсунка, 16 – запальная свеча, 17 – основная топливная форсунка, 18 – дренаж масляного воздухоотделителя, 19 – подвод охлаждающего воздуха к лопаткам соплового аппарата, 20 – валик управления иглой сопла, 21 – карманы входа воздуха для охлаждения стенок сопла, 22 – термопара, 23 – игла реактивного сопла, 24 – выход воздуха, охлаждающего иглу

Камера сгорания изготовлена из листовой жароупорной стали. В передней части камеры в кольцевой отливке из легкого сплава установлены 16 основных и 6 пусковых форсунок с запальными свечами. Впрыск топлива производится по потоку под давлением 60 кг/см 2. За отливкой расположена кольцевая жаровая труба, в средней части которой имеются патрубки подвода в камеру вторичного воздуха.

В задней части камеры* стыкуется с корпусом соплового аппарата турбины. Лопатки соплового аппарата в количестве 31 шт. – полые, охлаждаемые изнутри воздухом.

Турбинный диск имеет 66 лопаток, также охлаждаемых воздухом. Воздух для охлаждения лопаток отбирается после четвертой ступени компрессора.

Реактивное сопло изготовлено из листовой жароупорной стали и имеет двойные стенки, между которыми продувается наружный воздух, поступающий через карман, сделанный на наружной поверхности передней части стенок сопла.

Игла, регулирующая выходное сечение сопла, может быть установлена в одном из четырех фиксированных положений. Эта установка иглы осуществляется летчиком поворотом переключателя реверсивного электромотора, вал которого связан с зубчатой передачей с механизмом перемещения иглы.

Регулирование двигателя осуществляется автоматически специальным регулятором оборотов, поддерживающим заданное число оборотов двигателя путем дозировки топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания.

Основные данные двигателя

Тяга	800 кг
Число оборотов	9500 об/мин
Удельный расход топлива	1,5 кг/кг час
Расход воздуха	9 кг/сек
Степень повышения давления в компрессоре	3,0–3,2
Температура газов в сопле	620 °C
Основное топливо	керосин+5 % солярного масла
Пусковое топливо	авиационный бензин
Вес	750 кг
Максимальный диаметр	680 мм
Максимальная длина	3300 мм