Реактивные самолеты Люфтваффе

Текст добавлен: 8 октября 2016, 14:12

Текст книги "Реактивные самолеты Люфтваффе"

Автор книги: Виктор Шунков

Жанр:

История

сообщить о нарушении

Текущая страница: 6 (всего у книги 6 страниц)

Назад к карточке книги

Комбинированный двигатель BMW-109-003R

Одним из методов увеличения тяги ТРД (что особенно важно на режимах малой скорости полета, например, при наборе высоты) является установка на ТРД жидкостно-реактивных ускорителей. Так, на некоторых истребителях Ме-262 для увеличения скороподъемности были установлены комбинированные двигатели BMW-109-003R, представлявшие собой обычные серийные турбореаи гивные двигатели BMW-003A, С или D, с укрепленными на них ускорителями – жидкостно-реактивными двигателями той же фирмы.

Ускоритель состоит из камеры сгорания, имеющей цилиндрический наружный кожух, двух насосов (топливного и окислительного) и питающих трубопроводов. Насосы ускорителя имеют шестеренчатый привод от вала ротора ТРД и потребляют мощность до 200 л. с. Камера сгорания ускорителя охлаждается топливом.

Барограмма взлета самолета Ме-262 с двигателем BMW-003, снабженным жидкостным ускорителем

Турбореактивный двигатель BMW-003 с жидкостным ускорителем

1 – двигатель; 2 – ускоритель

Суммарная тяга двигателя с ускорителем равна 2350 кг, из которых 1250 кг приходится на долю ускорителя. Основного запаса горючего для турбореактивного двигателя хватало на 20 минут полета у земли или на один час на высоте 9000 м. Ускоритель мог бьггь включен летчиком в любой момент полета и мог работать в продолжение двух минут.

При наборе высоты с включенным ускорителем самолет в течение двух минут набирал 9000 м, после чего при работающем ТРД и за счет инерции увеличивал высоту до 11000 м и продолжал полет на этой высоте. Если ускоритель включался не при взлете, а на высоте около 6000 м, то самолет мог набрать высоту 15000 м (показано на графике пунктирной линией, исходящей из точки 3).

Турбореактивный двигатель Хейнкель-Хирт HeS-011

Опытный образец двигателя Хейнкель-Хирт HeS-011 был изготовлен в начале 1944 г. имеются сведения, что перед концом войны этот двигатель был запущен в серийное производство и устанавливался на опытных самолетах.

Двигатель HeS-011 имеет четырехступенчатый компрессор (диагональная ступень и три осевых), кольцевую камеру сгорания, двухступенчатую газовую турбину и регулируемое реактивное сопло.

Стремление использовать преимущества как осевого, так и центробежного компрессоров привело к установке на двигателе HeS-011 в качестве первой ступени диагонального компрессора, в котором воздух движется как бы по диагонали между осевым и радиальным направлениями.

Для того, чтобы получить максимальную разность между диаметрами входной и выходной частей диагонального колеса компрессора, пусковой мотор вынесен на корпус двигателя, а обтекатель носка вала компрессора сделан настолько малым, насколько это позволяют механизм привода коробки передач и передний подшипник вала компрессора.

В начале входного патрубка установлен индуктор (воздухозаборный вентилятор), представляющий собой, по существу, вращающийся направляющий аппарат.

Индуктор создает предварительную закрутку струи на входе в диагональный компрессор. За индуктором установлены под углом обтекатели масляных трубок и валиков привода коробки передач и пускового мотора.

Диагональное колесо компрессора состоит из двух дисков, изготовленных из стальной поковки со вставленными в них лопатками, откованными из алюминиевого сплава и крепящимися к диску шаровыми замками.

Лопатки диагонального колеса сделаны не плоскими радиальными, а изогнутыми по винтовой линии.

Осевой трехступенчатый компрессор – обычной конструкции, представляет собой набор дисков, насаженных на общий вал. Лопатки вставлены в пазы дисков фасонными хвостовиками и зафиксированы каждая заклепкой.

Неподвижные направляющие лопатки осевого компрессора, так же как и лопатки, установленные между диагональным колесом и первой ступенью осевого компрессора, изготовлены из листового материала и приклепаны к корпусу.

Камера сгорания кольцевого типа изготовлена из листового материала, наружный кожух камеры изготовлен из алюминиевого сплава.

Турбореактивный двигатель HeS-011

1-индуктор (воздухозаборный вентилятор), 2– валик привода коробки передан, 3– диагональный компрессор, 4– осевой компрессор, 5– копьцевые воздушные каналы форсунки, 6– топливная форсунка, 7-копьцевая полость для воздуха, охлаждающего стенки камеры сгорания, 8– камеры сгорания, 9– патрубки подвода вторичного воздуха в камеру сгорания, 10– патрубок подвода воздуха, охлаждающего лопатки соплового аппарата турбины, 11– турбина, 12– реактивное сопло, 13– профилированная игла сопла

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:

2H ₂O ₂=› 2H ₂O + O ₂+ 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, кгкгчас 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.

Готовый к летным испытаниям макет самолета Ва-349А. Снимок сделан в помещении заводского цеха в феврале 1945 года.

Один из экземпляров самолета «Наттер», захваченный американскими войсками в апреле 1945 года на заводе в Вальдзее. Самолет находится на транспортной тележке, в правом нижнем углу снимка виден стартовый пороховой двигатель «Шмиддинг».