В. Шунков - Реактивные самолеты Люфтваффе

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.

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.

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.