Реактивные двигатели и самолеты Англии - Пашинин М.М.

Автор: Пашинин М.М.

Теги: самолеты реактивные двигатели реактивные самолеты

Год: 1946

Похожие

Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок

Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей

Авиация на пороге в космос

Двигатели гражданских самолётов России

Текст

О551. у

М. М. ПАШИНИН

J > ... 4-- :чк *. л- г.' .-->1
[АКТИВНЫЕ
i
Двигатели
самолеты
А Н ГЛ И И
н
ОБОРОНГИЗ • 1У4К
г
ijj
М. М. ПАШИНИН

п&^-
Я
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
И САМОЛЕТЫ
АНГЛИИ
Йз "ii vJCTen яе вдшошпь
ОБОРОНГИЗ
ГЛАВНАЯ РЕДАКЦИЯ АВИАЦИОННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Москва 1946
ВВЕДЕНИЕ
Настоящая книга составлена по материалам официаль-
ных изданий английского министерства авиационной про-
мышленности, статей и отчетов в технических журналах.
Книга не содержит в себе ягодных сведений и обзора
состояния реактивной техники в Англии, а имеет целью
лишь познакомить читателя с реактивными двигателями и
самолетами Англии к началу 1946 г.
В книге рассматривается реактивный, а не ра-
кетный двигатель. Ракета, как известно; тоже движет-
ся посредством реакции выходящей струи горячих газов,
но эти газы получаются от сгорания топлива с окислите-
лем, содержащимся в самой ракете. В реактивном Двига-
теле сгорание жидкого топлива происходит с использова-
нием кислорода окружающей атмосферы.
Существуют два типа газотурбинных двигателей: 1) с
циклом постоянного объема и 2) с циклом постоянного
давления. В двигателе первого типа сгорание топлива и
воздуха происходит на принципе постоянного объема га-
за, который выпускается через клапаны и сопла на лопат-
ки ротора турбины. Таким образом движущая сила соз-
дается импульсами, а сокращение .промежутков времени
между импульсами достигается увеличением числа камер
сгорания. В двигателях второго типа, характерных для
конструкций швейцарской фирмы Браун-Бовери и совре-
менных авиационных реактивных двигателей, компрессор
непрерывно подает воздух в камеру сгорания, в которую
также непрерывно поступает топливо, а продукты сгора-
ния при постоянном давлении подходят к сопловому аппа-
рату турбины.
На чертеже в упрощенной форме показана работа ре-
активного1 двигателя с циклом постоянного давления, раз-
деленная на отдельные стадии, чтобы лучше представить
рабочий цикл.
Воздух входит в переднее всасывающее отверстие дви-
гателя и получает ускорение от быстро вращающейся
крыльчатки компрессора. Далее сжатый воздух направ-
ляется в камеру сгорания, куда непрерывно впрыскивает-
3
ся жидкое топливо. Для сгорания топлива требуется не-
большая часть массы воздуха, протекающего через каме-
ру сгорания. Главная масса избыточного (воздуха охлаж-
дает газы в камерах сгорания до подхода их к сопловому
Схема работы реактивного двигателя с циклом постоянного
давления.
7—вход воздуха; 2—сжатый воздух; 3—компрессор; 4—бензопомпа; 5—форсунка;
6—камера сгорания; 7—свеча; <8—соединительный вал; 9—турбина; 10—реактивно^
сопло; 11— струя.
I— при запуске вал вращается стартером. Воздух засасывается и затем сжимаете
при помощи вращ ющегося компрессора и напр вляется в камеру сгорания.
II— топливо впрыскивается в сжатый воздух. Горючее в смеси с воздухом горит б.с
прерывно. Первоначальна смесь зажигается электрической свечой.
III— смесь горячих газов проходтт через сопловой аппарат турбины, вращает послед
нюю и через общий вал—компрессор. Свеча зажигания сейчас выключена н работа
системы продолжается, пока впрыскивается топливо.
IV— поток газа, пройдя турбину, выходит с большой скоростью из реактивного
сопла. Забор воздуха, сжатие его, сгорание топлива и образование струи про-
исходят непрерывно.
аппарату газовой турбины. При быстром прохождении чеj
рез турбину газы вращают рабочее колесо турбины и си-
дящую на одном валу крыльчатку компрессора, чтобы при
помощи последней и поддерживать постоянный проток
воздуха через двигатель. За турбиной газовая смесь с
большой скоростью выбрасывается в атмосферу через ре-
активное сопло в виде струи.
Энергия, расходуемая на выброс струн, позволяет
создать силу реакции, которая и составляет движущую
силу для самолета. В полете к. п. д. двигателя повышает-
ся' так как сжатие при этом увеличивается под действием
скоростного напора. В действительности чем выше ско-
рость самолета, тем больше воздуха поступает в двига-
тель и тем, следовательно, выше к. п. д. двигателя. Этим
именно объясняется, почему реактивный самолет особен-
но выгоден на больших скоростях.
Обычно расширившимся газам дается определенное на-
правление на входе в турбину. Устройствам для этого
служит так называемый сопловой аппарат турбины, со-
стоящий из серии лопаток, закрепленных в неподвижном
корпусе турбины, или из стационарного кольца с серией
направляющих отверстий-сопел.
Сразу за сопловым аппаратом вращается ротор тур-
бины с лопатками. Каждая лопатка ротора в. своем сече-
нии профилирована так, чтобы она плавно обтекалась
потоком газа. Вследствие этого на лопатках появляется
окружная сила, вращающая ротор.
Рассматривая работу реактивных двигателей, необхо-
димо иметь в виду их главные отличия от поршневых
двигателей внутреннего сгорания и отличия самолетов,
оборудованных теми и другими двигателями.
В обеих системах двигателей имеются компрессор, ка-
мера сгорания и выхлоп. В поршневом двигателе давле-
ние газов на поршни создает мощность, необходимую для
вращения воздушного винта. В реактивном двигателе га-
зовая турбина вращает компрессор, а струя, выходящая
из реактивного сопла, создает тягу. В поршневом моторе
нагнетатель посылает смесь под давлением в цилиндр, где
она получает дальнейшее сжатие поршнем. Окончатель-
ное давление сжатия в этом случае достаточно велико,
так как смесь, поджатая нагнетателем, уменьшается в
цилиндре приблизительно до одной шестой своего перво-
начального объема, имея при этом общую степень сжа-
тия у земли до 20. Сильно сжатый заряд смеси во время
воспламенения дает высокие максимальное и среднее
эффективное давления, причем эти давления появляются
периодически через каждые два оборота коленчатого
вала.
В реактивном двигателе компрессор подает воздух в ка-
меру сгорания при сравнительно низком давлении (4 ат),
а топливо, вводимое в камеру сгорания, горит непрерывно.
5
Часть мощности идет на- турбину для вращения компрессо-
ра, а оставшаяся может быть использована: 1) для вращения
воздушного винта через редуктор (так же, как и в поршне-
вом моторе с винтом); 2) для получения осевой тяги от вы-
ходящих тазов из реактивного сопла и 3) для различной
комбинации первых двух случаев.
Воздушный винт перемещает большую массу воздуха
относительно медленно. Наоборот, реактивный двигателг
выбрасывает относительно небольшую массу воздуха при
очень больших скоростях. В обоих случаях величина тяги
от движущегося назад воздуха или газа пропорциональна
произведению массы его на скорость. Следовательно, оди-
наковую тягу можно 'получить от большой массы возду-
ха, отбрасываемой с малой скоростью (воздушный винт),
или от небольшой массы воздуха, отбрасываемой с боль-
шой скоростью (реактивная струя). В полете с измене-
нием поступательной скорости воздушный винт и реактив-
ная струя ведут себя различно. Объясняется это тем, что
кинетическая энергия, связанная с относительной ско-
ростью отбрасываемых газов или воздуха, полностью те-
ряется, рассеиваясь в атмосферу. Так как реактивная
струя двигателя имеет большую скорость, она теряет боль-
ше энергии, чем воздушный винт при малых поступатель-
ных скоростях. Но скорость газов, выходящих ив реактив-
ного сопла, относительно окружающей атмосферы умень-
шается с увеличением скорости самолета и при этом увели-
чивается к. п. д. реактивного самолета в полете.
Тягу реактивного двигателя в зависимости от скорости
можно' привести к эквивалентной мощности при помощи
следующего выражения:
----- л. с.,
270 rjB
где Р — тяга, кг-,
V—скорость самолета, км/час\
т]в — к. п. д. винта.
Из этого выражения следует, что при скорости самолета
216 км/час 1 кг тяги получается при затрате 1 л. с. (если
к.п.д. винта равен 0,8).
При скорости 970 км/час 1 кг тяги будет получен при
4,5 л. с. при том же к. п. д. винта. Но так как к. и. д. винта
падает с увеличением поступательной скорости самолета, то
1 кг тяги 'будет получен при затрате более чем 4,5 л. с.
Глава I
АНГЛИЙСКИЕ ВЗГЛЯДЫ НА ПРЕИМУЩЕСТВА
РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ В АВИАЦИИ
Не вдаваясь в оценку правильности положений, выска-
зываемых английскими учеными, мы приводим ниже лишь
некоторые их высказывания ио отдельным вопросам реак-
тивных двигателей. По нашему мнению эти взгляды пред-
ставляют интерес для читателя.
Общие преимущества газовых турбин и их комбинаций
В начале 1945 г. доктор Хукер (начальник отдела реак-
тивных двигателей фирмы Роллс-Ройс) провел 'сравнение
самолетов, оборудованных разными типами двигателей.
Одноместный истребитель типа «Спитфайр» с поршне-
вым двигателем 1000 л. с. будет иметь скорость на уров-
не моря 483 км/час и, следовательно, 1 л. с. создаст
0,450 кг тяги; тяга самолета — 450 кг и расход горючего —
около 0,227 кг/л. с. час или на 0,450 кг тяги в час. Реак-
тивный двигатель с тягой 450 кг также обеспечит скорость
483 км/час, но при этом он будет иметь расход топлива
1,3 кг/кг тяги в час, т. е. в два с лишним раза больше,
чем на поршневом- двигателе.
Что надо сделать, чтобы поднять скорость этого- само-
лета на уровне моря до 966 км/час?
Поскольку потребная мощность зависит от куба скоро-
сти, понадобится 8000 л. с., если при этом к. п. д. винта
будет оставаться 0,8. Если к. п. д. упадет до 0,53, что бо-
лее вероятно, то потребуется 12 000 л. о., и такой двига-
тель будет весить, по меньшей мере, в 12 раз больше, чем
первоначальный в 1000 л. с. С другой стороны, чтобы
удвоить скорость самолета, необходима тяга только в 4 ра-
за большая, и, следовательно, новый двигатель с тягой
7
1800 кг будет весить в 4 раза больше первоначального I
двигателя. I
Сравнивая расход горючего при этом, видим, что дви- Г
гатель в 12 000 л. с. с удельным расходом 0,227 кг/л. с. час I,
потребует горючего 2725 кг/час, чтобы дать тягу 1800 кг, I
т. е. удельный расход на 1 кг тяги в час составит 1,5 кг I
топлива, в то время как реактивный двигатель потребует I
приблизительно 1,3 кг на 1 кг тяги в час. Ж
Таким образом удельный расход топлива при громадном!
преимуществе в размерах и весе оказывается в пользу ре-И
активного двигателя. В то время как поршневой двига-1
тель в 12 000 л. с. весит в собранном виде (с винтом и I
радиатором) по меньшей мере 9100 кг и, следовательно, I
не сможет быть установлен на самолете размеров. «Спит- I
файр», реактивный двигатель с тягой 1800 кг будет ве- I
сить не более 910 кг и может быть установлен на «Спит- I
файр».
Фиг. 1. Сравнительная диаг-
рамма к. п. д. воздушного вин-
та и реактивной струи.
1—воздушный винт; 2— реактивная
струя.
Из этого следует, что при
скоростях свыше 800 км!час
простой реактивный двигатель
с одноступенчатыми компрес-
сором и турбиной по расходу
топлива экономичнее, чем пор-
шневой мотор. Его общий рас-
ход топлива велик просто
потому, что он дает боль-
шие мощности.
На фиг. 1 показано сравне-
ние к. п. д. винта и реактив-
ной струи.
При скорости 483 км/час
к.п-.Д. винта в два раза выше,
чем для реактивной струи,
и расход топлива на поршне-
вом моторе в два с лишним
раза меньше, чем на реактивном двигателе. При скорости
860 км/час реактивная струя и винт одинаково' эффективны
и поскольку реактивный двигатель значительно проще и
легче, чем поршневой двигатель с винтом, — он должен
быть экономичнее на этой скорости.
Кроме того, винт — тяжелый и дорогой механизм, и его
вес связан с определенным сопротивлением при полете.
Это сопротивление должно уменьшить полезную тягу вин-
та. Винт дает также дополнительную обдувку крыла и
8
ьюзеляжа самолета, которая повышает общее сопротивле-
ние Следовательно, практическое совпадение к. и. д. винта
н реактивной тяги произойдет при более низких скоростях,,
где-то около 800 км/час.
В диапазоне скоростей 480—725 км/час выгода всегда
остается на стороне винта (газовая турбина — винт). Ясно
поэтому, что выбор средства тяги зависит от назначения
самолета.
На фиг. 2 показаны пересчитанные данные реактивного
двигателя, выраженные в л. с. для эквивалентного поршне-
вого двигателя.
Фиг. 2. Тяга реактивного двигателя, выраженная вл. с.,
в зависимости от скорости полета
—удельный расход топлива на уровне моря/ 2—удельный расход
топлива на высоте 9150 м; 3—эффективные л. с. на уровне моря;
4—эффективные л. с. на высоте 9150 л<; а —максимальные CKopociH,
достигнутые самолетами с воздушным винтом; 6—данные, кото-
рые могут быть достигнуты с помощью реактивных двигателей.
Рассматриваемый двигатель создает на испытательном
станке тягу 2050 кг, а при взлете его тяга эквивалентна
мощности поршневого двигателя около1 3000 л. с.
&

гтри скорости 800 км/час этот реактивный двигатель
вивалентен поршневому в 7500 л. с., и его удельный рас-
ЭКд топлива достигает 0,372 кг/л. с. час, что нормально
пля поршневого двигателя.
Д При скорости 966 км/час мощность реактивного двига-
теля уже превосходит 10 000 л. с., и его удельный расход
топлива ниже, чем это может быть достигнуто на любом
другом двигателе. Данные, показанные штриховкой на
Лиг 2, могут быть достигнуты только при помощи ре-
активных двигателей как по мощности, так и по расходу
топлива.
На фиг. 3 показан тепловой баланс реактивного двига-
теля.
При скорости 800 км/час на высоте 11 000 м> из 100
единиц топлива, подаваемого в двигатель, 35 уносится с
выхлопными газами; 3,8 — теряется в турбине; 1,5 — идет
на трение в реактивном сопле; 26,7 — на вращение ком-
прессора; 16,6 — теряется в кинетической энергии выходя-
щих газов (в атмосферу. . На полезную мощность остается
16,4. Таким образом полный к. и. д. реактивного двигателя
составляет 0,164.
Вернемся к сравнению чисто реактивного двигателя с
комбинацией газовая турбина — винт. На фиг. 4 показано
сравнение двух двигателей, каждый из которых в статиче-
ском состоянии развивает мощность газовой струи 1000 л. с.
(если рассматривать оба двигателя как газовые котлы).
Если этот горячий газ освободить в виде реактивной
струи, тяга, получаемая при этом, будет равна 225—275 кг
на разных скоростях самолета. Если, однако, 75% этой
мощности затратить на работу винта посредством другой
турбины, а остаток газов выпустить в виде реактивной
струи, — тяга при этом будет значительно больше, если
скорость самолета не превышает 860 км/час. Например, при
скорости 483 км/час тяга от комбинации газовой турбины с
винтом будет в два раза больше, чем от чисто реактивного
двигателя.
На фиг. 5 показано сравнение простого реактивного дви-
гателя с одноступенчатым компрессором с комбинацией
двигателя, снабженного двухступенчатым компрессором и
воздушным винтом.
Здесь при скорости 640 км/час на высоте 6100 м чисто
реактивный двигатель создает 1090 кг тяги с расходом то-
плива 1,3 кг на 1 кг тяги в час, в то время как двигатель
с винтом 1000 кг тяги с расходом топлива 0,67 кг на
11
Фиг. 4. Сравнительная диаграмма
реактивного двигателя (2) и комби-
нации газовая турбина—винт (7).
1,6
Удельный расход топлива, йг/нг тяги vac

1,2
1,0
0,8
0,5
95б'км/час\
805 i
-----И 1
3231 •
чисто реактивный
---двигатель —
Уровень моря
12,2 км
6,1км
Взлет
805км/час
Вазовая турбина-
—I— винт ———
' —**з-=у^7| \—
\Г
-------12,2 км 6,1км
Уровень моря
Взлет
О,г
О,
О 450 900 1350 1800 2250 2700 кг
Тяга
Фиг. 5. Сравнительная диаграмма реактив-
ного двигателя и комбинации газовая тур-
бина-винт.
j кг тяги в час. Расход топлива в последнем случае вдвое
меньше.
Многие полагают, — заключает Хукер, — что реактивные
двигатели эффективны только на больших высотах и боль-
ших скоростях. В действительности это не так. На .малых
высотах и скоростях больше 800 км/час реактивный двига-
тель очень эффективен, но необходимая мощность, а сле-
довательно, общий расход топлива очень велики.
На больших высотах вследствие меныпей плотности
воздуха необходимая .мощность значительно снижается и
уменьшается также расход топлива.
В последнее время англичане начали работать над
практическим осуществлением идеи объединения газовой
турбины и поршневого двигателя в одну силовую установку.
В марте 1946 г. доктор Рикардо на заседании Авиацион-
ного общества в Лондоне сделал доклад о комбинации га-
зовой турбины с поршневым авиационным мотором. Из-
вестно, что эффективность любого теплового двигателя за-
висит от перепада температур, который он может полезно
использовать.
Существующая газовая турбина может работать при
максимальной температуре около 800° С, в то время как
температура пламени при сгорании любого углеводородного
топлива в воздухе лежит в пределах 2000—2500° С.
Чтобы заполнить разрыв между максимальной темпе-
ратурой пламени и температурой на лопатках турбины, в
двигатель подается большое количество воздуха как сред-
ство понижения температуры (в четыре или пять раз боль-
ше, чем это нужно для сгорания). Избыточный воздух на-
гнетается компрессором, который потребляет часть мощ-
ности.
•Поршневой двигатель может выгодно использовать верх-
ние пределы температур, но мало эффективен при темпе-
ратурах ниже 1500° С. Имеются, следовательно, два типа
двигателей — один из них хорошо превращает тепло в
мощность при высоких температурах, другой — .при срав-
нительно низких температурах, при этом без перекрытия
Друг друга в величинах температур.
Поршневой двигатель хорошо приспособлен, к относи-
тельно малым объемам при высоких давлении и температу-
ре, а турбина, ввиду ее высокого механического к. п. д. и
больших проходных сечений,—к большим объемам при
низких давлениях. Поэтому должно быть соединение этих
двух типов двигателей.
13
Вместо того, чтобы понижать температуру в raaoBoil
турбине нагнетанием больших объемов избыточного возду!
ха, затрачивая при этом большую мощность на компрессор!
можно сделать то же самое превращением тепла, высоком
температуры в полезную работу. Другими словами, можн 1
ввести между компрессором и турбиной поршневой дви-1
гатель вместо камер сгорания обычного реактивного дви-1
гателя и достигнуть значительно большего к. п. д., чем!
тот, который может быть получен на любом из дви-1
гателей в отдельности. I
Вследствие большого избытка воздуха Рикардо предла-1
гает применять для этой цели бесклапанный двухтактный!
двигатель с самовоспламенением смеси. Самовоспламенение!
смеси, по его мнению, имеет дополнительные 'преимущества!
в том, что:
1) регулировка смеси может вестись только подачей!
топлива, так же как в простой турбине;
2) исчезают опасность детонации и необходимость!
охлаждать смесь между нагнетателем и двигателем. На-1
оборот, чем горячее воздух, тем лучше сгорание;
3) для такого двигателя потребуется такое же топливо,
как и для простой турбины;
4) не требуется электрического зажигания.
Поршневой двигатель может быть очень небольшим. Он '
определяется почти исключительно количеством топлива,
которое может быть сожжено на литр объема цилиндра в
час, а это, в свою очередь, зависит от давления, выбранно-
го для турбины.
Наилучшим компромиссом Рикардо считает работу с
давлением около 6 ат для максимальной мощности.
Полный к. п. д. такой комбинированной установки от то-
плива до вала воздушного винта, по его мнению, должен
составлять 0,4—0,45 при полете на крейсерской мощности
(50% взлетной мощности) на высоте 4500 м. Расход ди-
зельного топлива в этом случае будет составлять 0,136—
0,155 кг]л. с. час, поднимаясь до 0,182 при взлете.
На основании предварительных экспериментов с простым
бесклапанным двухтактным одноцилиндровым двигателем,
Рикардо считает, что с каждого литра объема цилиндра
в комбинированной установке можно снимать до 160 л. с.
Официальные представители английской авиационной
промышленности все чаще высказываются о том, что порш-
невому двигателю осталось «недолго жить». Поршневой
двигатель не может дать самолетам таких скоростей, как
14

еактивныи, потому что воздушный винт ограничивает
эшиость двигателей и скорость самолетов. Поршневой
зигатель имеет в 2—3 раза больший вес, приблизительно
2 раза большее число деталей, сложнее, стоит дороже,
главное постепенно теряет выгоды в экономичности и
^оке службы.
Сорт топлива для газовой турбины
Обычно топливом для газовой турбины служит чистый
ер осин или керосин с добавкой Г°/о масла для внутрен-
ей смазки двигателя.
Директор департамента авиационных двигателей англий-
кого министерства авиационной промышленности Банкс
читает, что в будущем будут разработаны дополнители
ля улучшения сгорания керосина подобно тетраэтилу
свинца в бензиновых двигателях или цетену в дизелях.
Ввиду сравнительно высокого расхода топлива в турби-
е англичане ставят перед нефтяными компаниями задачу
роизводить топливо с очень высокой теплотворной
п о с о б н о с т ыо на единицу объема, тем более
(то «на современном самолете гораздо легче разрешить про-
жму веса,, чем объема.
Керосин является менее опасным топливом в пожарном
>сношении и поэтому представляет значительное преимуще-
ство по сравнению с авиационными бензинами. Безопас-
ность его ограничивается только баками и трубами топ-
ливной системы на самолете и не относится к двигателю,
ак как последний представляет собой большую газовую
лампу и при аварии подожжет керосин.
В своем докладе Банкс привел следующую таблицу
Удельных весов и теплотворных способностей различных
топлив:
Топливо Удельный Теплотвор- ная способ- Относительно бензина 100/130
вес ность кал !кг на кг на л
Вензин 100/130 Алкоголь 0,720 0,750 9550 9480 1 0,9936 1 1,034
Кюмен 0,862 8980 0,940 1,124
Газойль 0,850 9200 0,9641 1,136
Легкое дизельное 0,870 9100 0,9529 1,15
топливо Тяжелое дизельное 0,910 9050 0,9492 1,198
топливо Котельное топливо 0,973 8960 0,9395 1,263
15
Если бы газовая турбина могла работать на тяжел:
дизельном или котельном топливе, улучшение в объема
расходе топлива было бы около 15% по сравнению с кер
сином, применяемым сейчас. К сожалению, помимо неже.1
тельных явлений, связанных со сгоранием тяжелых тощ
(усложнение распределительного устройства, отложена
и т. п.), керосин является самым тяжелым топливом с то
кой замерзания при —50° С.
Воздушный винт и тяга реактивного двигателя |
С повышением скоростей самолетов англичане провери
.ли, при каких условиях винт становится невыгодным ка!
средство тяги.
Главный инженер одного винтового завода Феехерс!
в 1944 г. признал, что при современном состоянии развити!
винтов пределом их применения являются условия: двигя
тель мощностью 5000 л. с., высота 10 000—12 000 м, ск«?|
рость 800 км/час для истребителей и 500 км/час для тя|
желых бомбардировщиков. В этих условиях можно обеспЛ
чить к. п. д. винта порядка 0,75. <
Если принять практически возможные диаметры винтов
для истребителей 4,5 м и для тяжелых бомбардировщиков
6,5 м, по мнению Феехерст, указанные выше условия могу!
быть осуществлены, но при этом винтовая установка будеи
состоять из двух спаренных пятилопастных винтов. I
Применение пяти лопастей в одной втулке в настоя!
щее время рассматривается как максимальное, потому что!
1) с аэродинамической точки зрения увеличение числя
лопастей в одной втулке вызывает падение к. п. д. вслед!
ствие сильного нарушения потока впереди винта;
2) втулка становится больше поперечного сечения фю!
зеляжа.
Для получения при указанных выше условиях к. п. д.1
равного 0,75, надо еще провести большую научную и ис-1
следовательскую работу по выбору профилей для лопастей
винтов и относительной толщины их, чтобы замедлить на
отупление критических скоростей в сжимаемой воздушной
среде.
Считается, что для дальних перелетов самолеты со
скоростями 500—650 км/час и высотами ниже 9 000 м
будут более экономичны, если они будут с поршневыми
двигателями.
.16
Для таких же самолетов, но на высотах 12 000 м и ско-
ростях 650—800 км/час вопрос оказывается опорным: что
jjytjme — поршневые или реактивные двигатели?
7 На высотах и мощностях выше указанных винты не
подходят, и их должна заменить реак чвная система.
Степени сжатия в реактивных двигателях
Англичане считают, что следующей задачей по умень-
шению расхода теплила является увеличение максимальной
степени сжатия в цикле газотурбинного двигателя и заме-
на одноступенчатого центробежного компрессора многосту-
Фиг. 6. К. п. д. компрессора и повышение тем-
пературы в компрессоре в, зависимое^ от
степени сжатия.
1—к. п. д. компрессора; 2—повышение температуры
в компрессоре на уровне моря; 3—повышение темпе-
ратуры в компрессоре на высоте 11 км при скорости
800 км/час.
Однако увеличивать степень сжатия двигателя без со-
хранения к. п. д. компрессора, бесполезно. Возможен слу-
чай, когда выгоды от повышения степени сжатия потеря-
ются на передачу компрессору большей мощности. Чтобы
воспользоваться полной выгодой, необходимо увеличивать
степень сжатия двигателя и поддерживать в то же время
К- п. д. компрессора.
На фиг. 6 доктор Хукер приводит к. п. д. компрессора,
который можно < жидать от двухступенчатого' центробеж-
юго, центробежко-осевого и осевого компрессоров.
2—718 17
При степени сжатия 6 температура воздуха поднимаете
на 2'50° С, и с дальнейшим повышением степени сжатия
роста температуры проходящего через компрессор воздух
к. п. д. компрессора падает, составляя 80% при степей
сжатия 5 и температуре 200° С, и 75% — при степени ежа
тия 7 и температуре 290° С.
Рассматривая газовую турбину как газовый котел, док
тор Хукер показывает (фиг. 7) влияние к. п. д. компрессор
на величину мощности газовой струи в л. с., возможну ।
на 1 кг воздуха, проходящего через двигатель, а такж
на величину расхода топлива в килограммах на л. с. в ча
Фиг. 7. Влияние к. п. д. компрессоров на мощ-
ность газовой струи, приходящуюся на 1 кг воздуха.
Каждая кривая относится к определенному постоянном,
к. п. д. компрессора, и основной-шкалой служит меняющая
ся температура воздуха, проходящего через компрессор.
Нетрудно заметить, что какой бы ни был к. п. д. ком
прессора, максимальная мощность, получаемая на 1 кг воз
духа, будет при температуре 250° С. С другой стороны, ми
нимальный расход топлива получается при более высоко!
температуре, и необходимая температура для минимальное
расхода будет увеличиваться по мере роста к. п. д. компрес
сора. Так как степень сжатия или температура при этол
18
зрастают, то к. п. д. компрессора будет падать, как по-
гано на фиг. 6.
По мнению Хукера, беспрерывно увеличивать степень
катия газовой турбины .нецелесообразно, потому что эф-
йктивность сжатия падает, и нет смысла повышать сте- ,
г’нь сжатия на уровне моря выше 6 или 7.
Прилунение газовых турбин в коммерческой авиации
Некоторые считают, что ради экономичности следует
>тать сравнительно медленно. Но это не так. Последние
Зстижения авиации показывают, что большие скорости
тут широко распространены и при этом транспортные
Iсходы будут дешевле.
Доктор Роксби-Кокс '(директор фирмы Пауэр' Джетс)
щтает, что на самолетах с поршневыми двигателями бы-
। тенденция стабилизировать крейсерскую скорость в пре-
дах 350—370 км/час. При постановке газовой турбины
юйсерская скорость будет в пределах 600—650 км/час, а
1Я сравнительно коротких расстояний будут экономичны
же большие скорости.
Наиболее ролное обследование применения газовых Тур-
ин в транспортной авиации приведено в докладе Кларксо-
I, действительного члена Авиационного общества, прочи-
шном им на заседании Общества 13 марта 1946 г. (Лон,-
Йзвестно, что главные преимущества газовой турбины в
авнёйии с поршневым, .двигателем заключаются в значи-
льно меньшем «есе и малом сопротивлении. Расход то-
ива в газовой турбине может быть одинаков с расхо-
хм в поршневом Двигателе или быть больше, в зависи-
>сти от применяемой формы газовой турбины и скорости
Кларксон приводит табл. 1, где сравниваются типы дви-
гелей, подходящие для транспортных самолетов, и из
горой ясно, чего можно ожидать от газотурбинных дви-
гелей сравнительно с существующими поршневыми дви-
В этой таблице даны скорее возможные тенденции, чём
гные данные существующих двигателей.
Например, относительные расходы топлива газовых тур-
I с центробежными и осевыми компрессорами не под-
рждены пока практикой, так как нет еще газовой турби-
с осевым компрессором, которая оказалась бы выгоднее
|бины с центробежным компрессором. Однако все сне-
19
I
Таблица
Двигатель Удельный вес двигателя на самолете Удельный рас- ход топлива (при скорости 480 км/час) Сопротивленг при скорост 30 м/сек
1. Поршневой, 0,91 кг/взлетн. 0,21 кг/к рей с. 17,5 кг на 3000.
воздушного ох- лаждения, ради- ального типа Л. с. л. с. час взлети, мощно
2. Поршневой, 0,95 кг/крейс. 0,24 кг/крейс. 10 кг на 3000 л
жидкостного ох- лаждения Л. с. Л. с. взлети, мощно
3. Газовая тур- 0,54 кг/эквивал. 0,23кг/эквивал. 6 кг на 3000 л
бина с центробеж- ным компрессором и воздушным вин- том взлети, л. с. к рейс. л. с. час эквивал. взл< мощности
4. Газовая тур- 0,34 кг/эквивал. 0,2 лгг/эквнвал. 4 кг на 3000 л
бина с осевым ком- прессором и воз- душным винтом взлети, л. с. крейс. л. с. час эквивал. взлс мощности
5. Простой реак- 0,5 кг/кг статич. 1,05 кг/кг ста- 2,3 кг на 2270
тивный двигатель с центробежным компрессором 6. Простой реак- ТЯГИ 0,35 кг/кг ста- ТИЧ. ТЯГИ1 (или 0,3 кг/экви- вал. л. с. час при скорости 800 км 1 час) 0,9 кг/кг статич. статич. тяги -«Xi
тивный двигатель с осевым компрес- сором ТИЧ. ТЯГИ тяги (илр 0,25 кг/эквавал. л. С, ЧАС при сдшрр ст и < 800 км/час)
циалисты сходятся на том, что теоретическое превосхс
ство осевого компрессора должно быть, <в конце конщ
реализовано в процессе развития.
Избегая общих методов анализа, которые могли бы а
вести к ошибочным заключениям, Кларксон 'подробно о
следовал два типа самолетов, стараясь придерживать
фактов и практических рассуждений. Для этого он выяв
влияние поршневого двигателя и газовой турбины на сре
ний двухмоторный коммерческий самолет с платной н
грузкой 1365 кг и дальностью 800 км и на четырехмото
ный коммерческий самолет с абсолютной дальностью ок
ло 5000 км.
1 В дальнейшем под статической тягой подразумеваем тягу на мео
20
В первом случае (средний двухмоторный самолет) удо- детВ'Орял'Ись требования: платная нагрузка с дальностью 00 км «а высоте 1500 м— 1365 кг (12 пассажиров); эки- а>к — 2 человека. Принятые двигатели имели следующие характеристики:
Характеристики Поршневой двигатель Газовая турбина—винт
Отношение веса установки зигателя на самолете к взлет- 0Й мощности Удельный расход топлива а крейсерском полете Крейсерские условия Полученные при этом табл. 2. 1,09 кг/л. с. 0,223 кг/л. с. час 50% взяткой мощности данные самол( 0,68 кг/л. с. 0,237 кг/л. с. час 90% взлетных обо- ротов (72% взлет- ной мощности) лов приведены Таблица 2
Характеристики Поршневой двигатель Газовая турбина—винт
Голный полетный вес, кг Остановленная мощность (взлетная), л. с. Тлощадь крыла, м* 1олный размах, м 1агрузка на крыло, кг/м2 опливо на 800 км, л Срейсерская скорость, км/час 1латная нагрузка, кг 'онно-километры платной наг- рузки на литр топлива онно-километры платной на- грузки в час Первоначальная стоимость са- молета в фунт, ст.* Прямая эксплоатанионнаясто- имость тонно-километра плат- ной нагрузки в пенсах 6200 2x700 46,5 21,2 132 640 296 1365 1.71 362 19000 9,6 4870 2x550 эквив. л. с. 36,2 18,6 132 595 344 1365 1,84 420 15600 6,6
_ * При расчетах принимаем 1 фунт стерлингов= 240 пенсов = : 21 р. 36 к. 21
В прямую эксплоатационную стоимость .включены ст
мость топлива и масла, содержание экипажа, расходы
уходу и амортизации материальной части, страхование и
включены расходы по обслуживанию пассажиров и
кладные расходы.
Первоначальная стоимость взята из расчета 5,5 фуст
за 1 кг планера самолета и 4 фунта за взлетную лота,
ную силу двигателя. В первоначальную стоимость само
та включена также стоимость 20% запасных частей.
вых перевозок.
1—осевые газовые турбины с винтами; 2—центробеж-
ные газовые турбины с винтами; поршневые звездо-
образные двигатели воздушного охлаждения; 4—поршне-
вые рядные двигатели; 5—простой реактивный дви-
гатель— осевой; 6—простой реактивный двигатель—
центробежный.
Годовой налет самолета взят за 2000 час. Из табл,
следует, что самолет с газовой турбиной, имеющий ту >
платную нагрузку, что и самолет с поршневым двигателе
оказывается на 22% меньше по размерам, на 18% дешев
по стоимости, на 22% легче, на 16% быстроходнее,
32% дешевле вэксплоатации, требует на 21% меньше у<
новленной мощности и может дать на 16% больше работ
в год.
Во втором случае (четырехмоторный самолет дальне
действия) удовлетворялись требования
а) безостановочный полет на 3500 км при скорое
встречного ветра 80 км/час и неприкосновенном запасе т
плива на 720 км\
б) высота крейсерского полета не меньше 7500 м;
в) ьзлет в тропических условиях с дистанции не бол
ше— 1370 м до высоты 15 м\
г) максимальная нагрузка на крыло при взлете 340 кг/м
22
Фнг. 9. Зависимость платной нагрузки
от крейсерской скорости.
I—осевые газовые турбины с винтами; 2—цен-
тробежные газовые турбины с вннтамн; 3—пор-
шневые звездообразные двигатели воздушного
охлаждения; /—поршневые рядные двигатели
жидкостного охлаждения; 5—простой реактив-
ный двигатель—осевой; 6—простой реактивный
двигатель—центробежный.
д) максимальная нагрузка на крыло при посадке
2^8 кг/м2.
Обследование велось в диапазоне крейсерских скоро-
стей 480—800 км/час для четырех самолетов, оборудован-
ных двигателями 1,. 2, 3 и 4 (см. табл. 1).
Для скорости 480 км/час был принят самолет с полет-
ным весом 45 400 кг, размахом 46 м и площадью крыла
167 ж2. При переходе
к более высоким крей-
серским скоростям
Останавливались дви-
гатели большей мощ-
ности, а общий полет-
ный вес, вес конструк-
ции, размеры фюзеля-
жа и пассажирских
помещений соответст-
венно изменялись.
На фиг. 8 показана
прямая эксплоатацион-
ная стоимость тонно-
километра платной на-
грузки в зависимости
от эффективной крей-
серской скорости, ко-
торая является крей-
серской
на всем
3500 км с учетом на-
бора высоты, планирования, 15-минутного ожидания,
рулежки и т. д.
Внизу графика приведена шкала общего времени, затра-
чиваемого На покрытие расстояния 10 600 км с двумя оста-
новками продолжительностью по 1 часу.
скоростью
расстоянии
Метод расчета эксплоатационной стоимости принимался
подобный применяемому к двухмоторному самолету, но
стоимость ухода за единицей веса планера и единицей
мощности двигателя при этом была увеличена приблизи-
тельно на 33% вследствие сложности. Соответственно уве-
личены расходы на экипаж, стоимость страхования поднята
с 8 до 12% от первоначальной стоимости. Первоначальная
стоимость самолета на единицу пустого веса увеличена
приблизительно на 20% и стоимость запасных частей уве-
23
личена с 20 до 30%. Продолжительность годового испод
зования самолета принята за 3000 час.
На фиг. 9 показано количество тонно-километров ила]
ной нагрузки, которое может быть перевезено самолетом
течение года в зависимости от эффективной крейсерски
скорости. Очевидно, что это количество представляет соб
произведение платной нагрузки, эффективной крейсерск.
скорости и продолжительности годового использования с
моле та,
Отрезки кривых 5 и 6'на фиг. 8 и 9 представляют собс
самолеты несколько меньшего размера (чем расоматрив;
мые), оборудованные простыми реактивными двигателями
Англичане считают поэтому, что платная нагрузка
скорость коммерческих самолетов значительно увеличив;
ются с введением новых типов силовых установок и боле
высокие скорости и большие платные нагрузки стан-святс
экономически возможными и выгодными.
ч
% ____________________________
Глава П
СОВЕРШЕН» ТВОВАНИЕ ГАЗОТУРБИННОГО
ДВИГАТЕЛЯ УИТТЛА
Наиболее совершенные ранние схемы и первый реактив
ный двигатель, испытывавшийся в полете в мае 1941 г. -ш!
самолете Е28/39, связаны с именем инженера Уиттла.
Инженер Уиттл занимается изучением и проектировани'
ем газовых турбин с 1928—1929 гг. Первые патенты газо
вой турбины Уиттла относятся к январю 1930 г. и вклю-
чают 1в себя все главные элементы современных реактивных
двигателей: компрессор, камеру сгорания, газовую турбину
и реактивное сопло.
Практическую постройку своего двигателя Уиттл нача.
в марте 1936 г. на заводе фирмы Фолк энд Паатнез, кото
рая ассигновала тогда группе Уиттла 2000 фунтов для этой
цели. Воздушное министерство в том же 1936 г. органиво
вало фирму Пауэр Джетс для проектирования и постройк-Е
реактивных двигателей. Воздушное министерство было дер-
жателем акций этой фирмы.
В июне 1936 г. к постройке своего первого эксперимен-
тального двигателя Уиттл привлек турбинную фирму Бри-
гиш Томсон Хаустон Компани (ВТН). Испытания первогс
24
йГателя качались 12 апреля 1937 г. и продолжались до
августа. Неудовлетворительная работа камер сгорания и
|Охие данные компрессора заставили прекратить испыта-
;я. Второй экспериментальный двигатель Уиттла был го-
|щ 16 апреля 1938 г. Испытания его длились до 6 мая
)38 г., когда двигатель был сильно поврежден равруше-
^ем лопаток турбины. Проблема сгорания оставалась еще
^решенной. Испытания третьего экспериментального двига-
ьдя начались в октябре 1938 г. и продолжались до февра-
г 1941 г., когда двигатель был полностью выведен из
|роя разрушением турбины.
Летом 1939 г. Воздушное министерство выдало заказ
«рме Пауэр Джетс на постройку летного экземпляра газо-
ррбинного двигателя. Вскоре после этого последовал заказ
>молетостроителыной компании Глостер Эркрафт на по-
гройку экспериментального самолета Е28/39 с двигателем
йттла.
Первый летный экземпляр двигателя был известен как
Kvi». После предварительных испытаний двигатель «W1»
гл поставлен на 25-часовые испытания. В начале 1941 г.
1ыл также полностью собран самолет Е28/39.
Летные испытания двигателя «W1» начались 14 мая
941 г. Двигатель был принят для 10-часовых летных ис-
ытаний и программа этих испытаний на самолете была вы-
олнена за 14 дней без особых происшествий. Разборка
[питателя после летных испытаний показала, что он остал-
я в хорошем состоянии. При 17 750 об/мин. двигатель раз-
чвал тягу 389 кг.
Несколько раньше этого, в начале 1940 г., Воздушное
яшистерство запланировало создание и использование ре-
ктивного самолета в войне с Германией. Для этого были

редприняты следующие шаги:
1. Фирме Пауэр Джетс было поручено построить более
свершенный двигатель W2.
2. Фирма Глостер Эркрафт обязывалась спроектировать
построить двухмоторный истребитель-перехватчик
F9/40» — прототип истребителя «Метеор».
3. Моторостроительные фирмы получили заказы на по-
тройку газотурбинных двигателей.
4. Принято решение, что фирма Пауэр Джетс должна
ревратиться в центр научной и исследовательской работы
ю газотурбинным двигателям и снабжать все другие фир-
(ы чертежами и другой информацией.

25
К этому времени относится усиленная работа основя
моторостоительных, турбинных и электромашиностроите!
ных фирм Англии над практическим созданием реактив н|
двигателей.
По соглашениям между Британским и Американок,
правительствами, осенью 1941 г. небольшая группа инжгн
ров Пауэр Джетс прибыла в Америку с двигателем «W
и чертежами «W2».' Это послужило началом интенсивж
работы над газовыми турбинами на заводе Дженер;
Электрик Компани в Америке.
Фиг. 10. Испытания первых камер сгорания.
Первые двигатели Уиттла создавались не на авиациот
ных заводах, хотя теоретическая разработка вопросе
связанных с газотурбинными двигателями для самолете
вначале, несомненно, принадлежала авиационным специ
листам. Кроме изобретателя и основоположника реакти!
ных двигателей в Англии инженера Уиттла, крупную ро;
в развитии газотурбинного двигателя сыграл Научно-исслт
довательский институт в Фарнборо.
Первые двигатели Уиттла строились, главным образо?
фирмой Бритиш Томсон Хаустон Компани, давно специал,
зировавшейся по турбинам.
Однако эта фирма не могла решать некоторых специал,
ных вопросов, как о камере сгорания, аппаратуре распреде
ления, приборах и др. вследствие отсутствия опыта. Фир
26
va Лейдлоу Дрюэнд Компани, специализировавшаяся рань-
ше на приспособлениях и аппаратуре по распределению
,!( сжиганию топлива, взяла на себя решение всех задач,
связанных с проблемой сгорания. С этой фирмой Уиттл не-
дрерывно сотрудничал с 1936 г. В дальнейшем развитии
вйгателя потребовалось прибегнуть к помощи нефтяной
компании Азиатик Петролеум Компани, которая консульти-
ровала Уиттла по вопросам топлива и окончательно разре-
шила проблему сгорания для двигателей Уиттла.
Фиг. 11. Схема первого экспериментального двигателя Уиттла.
I—водяная помпа; 2—вход воды; 3—выход воды.
В решении отдельных задач, встававших перед Уиттлом,
принимали участие многие другие специализированные за-
воды, а также видные научные и практические деятели
различных отраслей техники, в том числе известный доктор
Рикардо и другие. Доктор Рикардо; например, со своими
работниками оказал большую помощь инженеру Уиттлу, в
проектировании и развитии регуляторов и других приборов
топливной системы.
Первой и главной трудностью, с которой столкнулись
англичане, была проблема сгорания топлива.
'На фиг. 10 показана установка для испытания первых
камер сгорания. Эти испытания были неточными и приве-
ли в дальнейшем к неожиданным неприятностям.
При испытании своего' первого экспериментального дви-
гателя (фиг. 11) Уиттл встретился с произвольной раскрут-
27
кои двигателя и выходом его из управления. Причиной эт|
му, как потом выяснилось, послужила неудовлетворител:
•ная система подачи и распределения топлива. Топливнь
трубопровод у форсунки оказывался пустым, и с вводом
действие помпы игла форсунки вставала в полностью су
крытое положение. То же явление было в случаях, йогу
игла присасывалась к корпусу и накопившимся давление
мгновенно открывалась или когда пружина, поддерживай
щая иглу, теряла свои упругие качества от перегрева,
процессе испытаний серьезной проблемой оказался перегрг
форсунки. Скорость двигателя была доведена д
8500 об/мин. вместо проектных 17 750. Но сгорание остава
Фиг. 12. Охладительное устройство
форсунки.
лось настолько плохим, что эта скорость не могла быт
превзойдена. Увеличение подачи керосина, который упо
треблялся как топливо, приводило лишь к дополнительном
сгоранию за турбиной.
В результате изменений камеры сгорания удалось не
сколько улучшить сгорание и двигатель стал давать д:
11 000 об/мин.
Затем были проделаны новые изменения камеры сгора
ния и всего воздушного тракта между улиткой компрес
сора и камерой сгорания, а форсунка была изолирована от
нагрева при помощи циркуляции керосина в особом охла-
дительном устройстве (фиг. 12).
После этого1 сгорание улучшилось, и ни одна часть кор-
пуса не нагревалась докрасна при скоростях до
28
Фиг. 13. Схема второго экспериментального двигателя Уиттла,
/—выхлопные трубы; 2— счетчик оборотов.
7
12 000 об/мин., но скорость двигателя с трудом была доЛ
дена до 13 000 об/мин. Испытания первого двигателя пок|
зали, таким образом, неудовлетворительное сгорание.
Испытания второго экспериментального двигате д
(фиг/ 13) снова принесли неприятности со сгоранием, нек!
торые из которых Уиттл объяснял на этот раз плохой с!
стемой питания, неоднократным отказом бензиновой по-мщ
с независимым приводом, протеканием топлива через редук
ци'онные и рабочие клапаны и т. п.
При этих испытаниях произошло сильное разрушение ло
патак турбины из-за неравномерной температуры газа. I
месте их разрушения действовал очень горячий газ в фор
ме узкого пояса, и разрушение лопаток явилось следствие!
нагрузки от вращения и чрезмерной температуры.
Уиттл 'Признал, что смешивание холодного вторично!!
воздуха и горячих продуктов сгорания в этом двигателе бц
ло крайне несовершенным.
Во всех испытаниях третьего экспериментального двита|
теля (фиг. 14) основной была проблема сгорания. При это.\
было испытано1 много измененных камер не только на са
мом двигателе, но и на станке.
С самого начала Уиттл занимался камерами сгорания с
предварительным испарением топлива. Началось со спираль
ного испарителя, смонтированного в выхлопной трубе. Па-
ры направлялись к «пауку» паровых насадков в каждой ка
мере сгорания.
Каждая камера сгорания снабжалась жиклером, при по
мощи которого распиливалось топливо для первоначаль-
ного подогрева испарителя. Скоро решили, что испарителе
необходимой поверхности нагрева создает значительное со
противление на выхлопе, и поэтому в каждую камеру его
рання были установлены свои испарители.
В августе 1940 г. на заводах Ледивуд в Латевортс бы
ли в действии на станке четыре камеры -сгорания.
В поисках удовлетворительного решения только в янва
ре 1939 г. Уиттл испробовал 10 типов испарителей и 9 мо-
дификаций жаровой трубы. Большинство изменений жаро-
вой трубы касалось различного положения и размероЕ
отверстий для вторичного воздуха.
Долгое .время англичане не могли повторить на двига-
теле результаты по сгоранию, полученные ими на станочных
испытаниях. Некоторое время это объяснялось тем, что на
станках испытание велось при нормальном (атмосферном)
давлении, в то время как в двигателе давление значитель-
30
Фиг. 14. Схема третьего экспериментального двигателя Уиттла.
1—вход масла; 2 —вход воздуха; .5—вход воды; 4—выход воды; 5—свеча зажигания.
но выше, а также выше и температура воздуха, входящ,
в камеру сгорания.
В это время Министерство авиационной промышлен!
сти (построило высотные установки в Дартфорде, котор
дали возможность (проводить эксперименты с воздухом
большого компрессора.
Испытания в высотных установках подтвердили резу,
таты, полученные в атмосферных условиях, и перед анг.
чанами опять возник вопрос: почему же сгорание в дви
теле хуже, чем на станке?
Позднее Уиттл пришел к заключению, что:
1. Проблема сгорания в большей степени является п
блемой аэродинамической.
2. Небольшое различие между камерами сгорания
двигателе и на станке, а также повреждения при ноль
вании ими создавали неравные условия и имели болы
влияние на сгорание, чем это можно было ожидать.
Другими неприятностями при испытании третьего экс
риментального двигателя Уиттла были:
1. Неравномерный поток топлива к каждому из 10
парителей.
2. Закупорка испарителей и паровых насадков нагар
3. Местный перегрев и прогорание испарителей.
4. Местный перегрев стенок камеры сгорания всл
ствие неравномерного распределения температур.
5. Большие отложения нагара в жаровой трубе.
Из станочных испытаний стало ясно, что местный пе
грев испарителей и неравномерное распределение темпе
туры газов были следствием плохой организации возд}
ного потока в камере сгорания.
Плохое распределение температуры было серьез)
угрозой для турбины, потому что более горячие газы п
ти неизменно проходили около комлевых частей лопа
турбины.
Осенью 1940 г. Уиттл прекратил свои опыты с каме
ми сгорания, где использовалось предварительное попа
ние топлива. В это время фирма Азиатик Петролеум К<
пани сделала камеру сгорания, использующую впры
жидкого топлива, и испытала ее в своей лаборатор
«Фульхем».
Впрыск жидкого топлива имел большие преимущест:
по сравнению с системой испарения топлива в отношен!
простоты топливной системы и запуска двигателя, но п
требовал более высоких давлений в системе.
32
Следующей трудностью был низкий к. п. д. центробеж-
Оро компрессора. Как известно, существуют различные
гИпы компрессоров.
На фиг. 15 представлены три различных типа крыльча-
ок центробежных компрессоров. Воздух входит в кольце-
вое отверстие, расположенное вокруг втулки, подхватыва-
йся радиальными лопатками быстро вращающейся крыль-
,атки и выпускается в кольцевой коллектор. Этот кюллек-
•ор устраивается обычно в виде
^сходящегося конуса, чтобы пони-
жением скорости создавать давле-
ние в воздушном потоке. Крыльчат-
<а О представляет простой тип с
.дносторонним входом и имеет ра-
диальные лопатки, образующие рас-
ходящиеся каналы, которые ограни-
гены с трех сторон корпусом самой
крыльчатки и с четвертой сторо-
ны — стенкой корпуса компрессо-
ра, когда крыльчатка установлена
4а место. Небольшие направляЮ-
цие лопатки вокруг втулки служат
для того, чтобы облегчить измене-
ние направления потока с осевого
4а радиальный и понизить сопро-
тивление на входе.
Двухсторонний тип б представ-
1яет собой как бы сложение двух
односторонних крыльчаток с ради-
альными лопатками на каждой стороне и одним централь-
|ым диском. Воздух входит с каждой стороны и подается
< общему коллектору. Третий тип в представляет собой
’•акрытую одностороннюю крыльчатку.
Центробежный компрессор может состоять из одного
Хлора пли одной ступени и из серии таких роторов, пред-
ставляя собой тогда многоступенчатый тип.
Кроме центробежных компрессоров, существуют еще
осевые или смешанные с центробежными и осевыми ступе-
нями.
Осевой компрессор получает поток параллельно оси и
’роизводит дальнейшее его поджатие тоже параллельно
«и.
Стационарные лопатки между роторами служат для на-
Равления потока под выгодным углом атаки к лопаткам
ротора следующего ряда. . . ь
'718 QQ
Для своего 'Первого экспериментального двигателя Уи
запроектировал компрессор с к. п. д. 0,8 и скоростью L
цов лопаток 440 м/сек. Компрессор имел двухсторон|
забор воздуха, малую нагрузку на лопатку (30 лопате
Диффузорные лопатки в картере компрессора вначале
устанавливались.
Давление от компрессора за все время испытаний бь
значительно ниже ожидаемого. Для улучшения дан!
компрессора в корпусе последнего были поставлены Д|
фузорные лопатки, после чего скорость двигателя стала
много выше, но данные компрессора оставались значит^
|1
Фиг. 16. Крепление лопаток турбины типа Де-Лаваль.
1
но ниже желательных. Больше того, этим изменением был
ухудшено сгорание. Тщательной проверкой установили, чЯ
по пути прохождения воздуха от улитки компрессора к 1
мере сгорания появились обратны^ потоки, и когда пр<
сверлили маленькое отверстие в горлышке улитки, —из 11
го появилось пламя.
После проведенных изменений диффузорной системы ко
прессора и воздушного тракта между улиткой компрессор
и камерой сгорания, скорость двигателя была доведен
только до 13 000 об/мин. вместо запроектированных 17 750.
В этом двигателе наблюдался также чрезмерный под<
грев воздуха у заднего всасывающего отверстия компрг
сора.
34
р третьем экспериментальном двигателе Уиттл устано-
ил направляющие лопатки на входе в компрессор, чтобы
Править поток. Это изменение не увеличило давления за
омлрессором, но улучшило к. <п. д. последнего, так как
^[.пература поджатого воздуха была понижена.
1 Кроме того, поставили предохранительные щитки у зад-
него входа !В компрессор, чтобы оградить засасываемый
,1йдух от подогрева, и изменили боковые зазоры между
рыльчаткой и корпусом. Этот двигатель прошел уже не-
колько безостановочных гонок при крейсерской скорости
14 000 об/мин.
Для первых своих двигателей Уиттл предполагал к. п. д.
турбины равным 0,7.
При испытаниях всех экспериментальных двигателей
«азбалгывались лопатки у заделки, и, наконец, после
[69 час. испытаний третьего двигателя полностью разру-
шился диск турбины. К этому времени стало очевидным,
ио крепление лопаток типа Де-Лаваль (фиг. ^неудовле-
творительно, и англичане .в дальнейшем перешли на крепле-
тие «елкой» (фиг. 17).
Повреждения подшипников наблюдались при всех испы-
таниях экспериментальных двигателей.
В 1940 г. уже определился тип реактивного двигателя
Уиттла «W1», который впоследствии был установлен на са-
молет Е28/39 и успешно прошел на нем 10-часовые летные
испытания. Общий вид двигателя показан на фиг. 18.
Двигатель имел диаметр крыльчатки 483 мм, диаметр
рабочего колеса турбины 355 мм, максимальную скорость
17 750 об/мин. При 17 000 об/мин. этот двигатель развивал
тягу 393 кг, имел удельный расход топлива около 1,37 кг
та 1 кг тяги в час., расход воздуха около 10 кг]сек, темпе-
ратуру за турбиной около 600° С. Кривые тяги, удельного
Расхода топлива и температур выхлопа по оборотам пред-
тавлены на фиг. 19, а кривые продувки воздуха и давле-
-'ий за компрессором — на фиг. 20. Прямым продолжением
jtoio двигателя был изготовленный позднее двигатель
Этот двигатель был неудачным. Самым большим его не-
чостатком оказалась чрезвычайно высокая скорость выхо-
да газов из турбины. Скорость выхлопных газов достигала
воей критической величины при скоростях турбины, значи-
тельно меньших полной проектной скорости. К. п. д. ком-
рессора и турбины оказался значительно ниже ожидае-
мого. Вибрация компрессора и высокие температуры вы-
35
Фиг. 17. Крепление лопаток турбины „елкой".
Фиг. 18. Двигатель Уиттла „W1"

36
Фиг. 19. Кривые тяги, удельного расхода топлива и темпера-
тур выхлопа в зависимости от оборотов двигателя ,,WL“.
37
Фиг. 21. Схема двигателя „W2B“.
Фиг. 22. Двигатель nW2B“.
погга допускали использовать двигатель не больше чем
г 75% проектной скорости. Этот двигатель впоследствии
переделан в двигатель «W2B». Схема двигателя «W2B»
°«казана на фиг. 21, а фотография его в собранном виде—
на Фиг- 22’
Этот двигатель дал свои проектные данные и послужил
затем прототипом английского двигателя «Велланд» фирмы
роллс-Ройс, который устанавливался на первых самолетах
«Метеор», и американского двигателя «Дженерал Электрик
Компани», которым были оборудованы самолеты Белл
р59А.
Опыт этого первого четырехлетнего периода в развитии
.реактивных двигателей показывает, что задача создания
авиационного реактивного двигателя вначале оказалась
трудной и непосильной отдельной группе Уиттла и специ-
ально созданной для этого фирме Пауэр Джетс. Потребо-
валось привлечь Научно-исследовательский институт в
Фарнборо, широкий круг специализированных заводов и
крупных сцециалистов.
Глава III
СОВРЕМЕННЫЕ РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Работы по газотурбинным двигателям в Англии особен-
но широко развернулись после успешных летных испыта-
ний самолета Е28 в мае 1941 г. Именно в это время Мини-
стерство авиационной промышленности запланировало по-
стройку двигателя «W2B» и самолета «Метеор», а главные
моторостроительные фирмы Англии, получив заказы мини-
стерства, начали развивать и совершенствовать свои реак-
тивные двигатели. Большой опыт таких фирм, как Роллс-
Ройс, Де-Хевиленд, Бристоль, Метрополитен-Виккерс, дали
возможность создать типы двигателей, которые строятся
этими фирмами сейчас и далеко превзошли своего «пред-
ка» — двигателя Уиттла «W2» при тех же приблизительно
Размерах. Крупную роль в развитии газотурбинного двига-
теля в Англии в это время сыграли также Научно-исследо-
вательский институт в Фарнборо и многие специализирован-
ные заводы. Институт в Фарнборо начал работать по газо-
турбинным двигателя-м около 10 лет назад и усиленно со-
вершенствовал их с 1940 г. В институте исследовали основ-
ные проблемы — аэродинамику лопаток и процессы сгора-
ния. В газовых турбинах особенно важно обеспечить высо-
39
кий к. п. д. компрессора. Институт сыграл решающую роль
в развитии осевых компрессоров.
Институт проверял затем все лабораторные работы в<>;
время летных испытаний. Летные испытания газотурбинных
двигателей проводились очень подробно, включая замес
тяги.
Последняя выставка в Фарнборо в ноябре 1945 г. пока
зала, что постройкой реактивных двигателей в Англии зани!
маются в настоящее время шесть крупных фирм: Ролле]
Ройс, Де-Хевиленд, Метрополитен-Виккерс, Армстронг-Сид^
лей, Бристоль и Пауэр Джетс, причем фирмы Роллс-Ройя
и Де-Хевиленд строят реактивные двигатели для серийных,
самолетов «Метеор» и «Вампир».
Это свидетельствует о том, что в работе над развитием
реактивных двигателей принимали участие все главные мо-
торостроительные фирмы и фирмы, имеющие опыт по тур-
бинам, причем каждая шла своим путем и создавала свой
тип двигателя.
Основные данные английских реактивных двигателей,
показанных на выставке в Фарнборо, и для сравнения двух
известных немецких двигателей ЮМО-004 и БМВ-003
представлены в табл. 3.
Таблица 3
Двигатель Тяга кг ' Удельная тяга кг тяги Удельный , расход топ- лива кг кг тяги час-
кг веса
„Дервент V“—серийный дви- гатель фирмы Роллс-Ройс 1600 2,89 1,05
,Нии“—Роллс-Ройс 2272 3,12 1,08
„Гоблин II*—серийный дви- гатель Де-Хевиленд 1360 2,0 1,23
F2/4 — Метрополитен-Вик- керс 1590 2,06 1,05
W2/700—Пауэр Джетс 977 2,29 1,13
БМВ-003—немецкий 800 1,31 1,4
ЮМО-004—неме цкий 910 1,20 1,39
40-
Английский серийный двигатель «Дервент V» производ-
ства 1945 г. на 75% выше немецкого двигателя ЮМО-004
по абсолютной мощности, в 2,4 раза выше его по удель-
ной мощности и на 25% экономичнее по удельному расхо-
ду топлива.
Срок службы английских двигателей достаточно высок,
чтобы соревноваться в этом отношении с поршневыми дви-
гателями. Например, первый двигатель «Велланд» фирмы
роллс-Ройс в 1943 г. прошел 100-часовые типовые испыта-
ния а ь 1944 г. — 500-часовые государственные Испытания
и был рекомендован для постановки на самолете со 180-ча-
совым сроком службы между переборками. »
Двигатели «Дервент» прошли те же испытания и срок
'службы их до переборки установлен также в 180 час.
Двигатель «Гоблин» на типовых испытаниях проработал1
500 час. и государственные испытания закончил в январе
1945 г.
Двигатель Метрополитен-Виккерс закончил длительные
100-часовые испытания на станке.
Срок службы английских реактивных двигателей на са-
молетах в 1944—1945 гг. составлял 1/3 срока службы
английских поршневых двигателей и в 7 раз больше срока
службы немецких реактивных двигателей ЮМО-004.
Двигатели фирмы Роллс-Ройс
Фирма Роллс-Ройс начала проявлять интерес к газотур-
бинным двигателям в 1938 г., а в 1939 г. сделала первые
проекты такого двигателя. В 1940 г. фирма начала испыты-
вать отдельные агрегаты двигателя. ,
Завод в Дарби в это время строил реактивные двига-
тели Уиттла и проводил обработку корпуса компрессора и
турбины, а также лопаток турбины и масляных помп.
В июне 1941 г. на заводе в Дарби была организована
испытательная станция для испытаний компрессоров. В кон-
це 1941 г., по указанию министерства авиации, фирма
Роллс-Ройс в сотрудничестве с фирмой Пауэр Джетс взя-
ла на себя производство двигателей по схеме Уиттла.
Первый реактивный двигатель Роллс-Ройс, известный
под названием «WR1», проектировался для эксперименталь-
ных испытаний и имел малую, нагрузку на лопатки турби-
ны, т. е. представлял собой сравнительно большой двига-
тель для данной тяги (диаметр 1370 мм, проектная тяга
910 кг, вес 500 кг). Первый двигатель из двух построенных
41
пробыл на испытаниях Зо час. и показал неудовлетворц
тельную работу камер сгорания. Это положило начало ин
тенсивной работе по камерам сгорания и лопаткам турбшИ
на заводах Роллс-Ройс.
Препятствием к дальнейшему увеличению рабочих тем
ператур и оборотов турбины в это время была также кот
струкция лопаток турбины. Фирма Роллс-Ройс сделал
вскоре большой прогресс в этом направлении.
В это время бомбардировщик «Веллингтон» был пере
оборудован в своего рода летающую станцию для испытг
ния двигателя Уиттл «W2B/23», который был установлен в
хвостовой части фюзеляжа вместо задней пулеметной ту
рели. С первым двигателем самолет «Веллингтон» был обо-
рудован для высотных полетов на высоте 10 700 М. '
Первый вариант двигателя типа Уиттл, спроектирован-
ный и построенный заводами Роллс-Ройс и известный под
названием «Велланд», прошел 100-часовые типовые испыта-
ния в апреле 1943 г. Он имел диаметр 1090 мм и давал
тягу 773 кг при весе 387 кг. Поставка серийных двигате-
лей «Велланд» английским воздушным силам началась в
мае 1944 г., когда этот двигатель прошел уже первые
500-часовые типовые испытания и был рекомендован для
постановки на самолете со 180-часовым сроком службы
между переборками.
Двигателями «Велланд» в 1943 г. были оборудованы са-
молет Е28 и двухмоторный самолет, «F9/40» — прототип
самолета «Метеор».
В апреле 1943 г. конструкторы фирмы Роллс-Ройс нача-
ли проектировать новый реактивный двигатель такого же
диаметра, как «Велланд» и с тем же компрессором, но с
проектной тягой 910 кг. Этот двигатель был создан за
3‘/2 месяца и поставлен на испытания в- июле 1943 г. Он
прошел 100-часовые испытания на тяге 910 кг в ноябре
1943 г. и в апреле 1944 г. закончил первые летные испы-
тания. Этот двигатель известен под названием «Дервент».
В дальнейшем на самолете «Метеор» он заменил двига-
тель «Велланд». Этот самолет в марте 1944 г. совершил
первый полет с двумя двигателями «Дервент I», каждый из
которых дал тягу 910 кг при весе 418 кг.
Удовлетворительные данные этого нового двигателя от-
крыли большие перспективы для дальнейшего его совер-
шенствования. Двигатель «Дервент» затем проходил неод-
нократные 100-часовые типовые 'испытания и, наконец, про-
42
^тел успешно 500-часовые испытания без разборки или за-
мены каких-нибудь крупных частей.
Двигатель «Дервент II» давал 1000 кг тяги, т. е. увели-
чение на 10%. «Дервент III» был экспериментальным дви-
гателем, который обеспечивал засасывание воздуха с по-
верхности крыла для отсоса пограничного слоя. «Дер-
вент IV» давал 1090 кг тяги, т. е. еще 10% увеличения, а
двигатель «Дервент V», который устанавливался в конце
1945 г. на самолете «Метеор», развивал тягу в два раза
большую в сравнении с тягой первоначального двигателя.
Двигатель «Дервент» имеет центробежный компрес-
сор, смонтированный на переднем конце вала, и односту-
пенчатую турбину на заднем конце вала. Главный вал поко-
ится на трех подшипниках и окружен 10-ю камерами сгора-
ния, в которые поступают сжатый воздух от компрессора
и топливо от помпы высокого давления, связанной приво-
дом с двигателем. Подача топлива регулируется краном,
управляемым летчиком. На двигателе установлено также
автоматическое управление, обеспечивающее уменьшение
подачи топлива с высотой, так, как это сделано на порш-
невых высотных двигателях.
«Дервент» был первым английским двигателем, вошед-
шим в массовое производство и установленным на боевом
самолете «Метеор», который участвовал в боевых опера-
циях против Германии. Он был также первым двигателем,
получившим официальный технический отчет английского
Министерства авиационной промышленности после успеш-
ного окончания 100-часовых типовых испытаний.
Мы говорили, что данные двигателя «Дервент» сейчас
улучшились. Однако, чтобы дать общую картину, интерес-
но привести данные двигателя «Дервент I», как они были
представлены на первых официальных 100-часовых типовых
испытаниях.
Взлетный режим
Статическая тяга на уровне моря . ... 875—910 кг
Максимальные обороты в минуту .... 16400—16600
Максимальная температура в реактивном
сопле................................ 690°С
Крейсерский режим
Статическая тяга на уровне моря........ 705 кг
Обороты в минуту ....................... 15 000
Температура в реактивном сопле.......... 600°С
43
Малый газ
Статическая тяга на уровне моря .......... 55 кг
Обороты в минуту ......... 5000-6000
Температура в реактивном сопле ...... 550°С
Размеры
Длина до фланца выхлопного к >нуса . . . 2130 мм
Длина реактивного сопла (трубы).......... 977 „
Максимальный диаметр . . 1053 „
Внутренний диаметр реактивного сопла . . . 332 „
Сухой вес, включая масляный бак и радиатор 442 кг
Главные части двигателя
Одноступенчатый двухсторонний, центробежный компрессор
диаметром 525 мм
Степень сжатия 3,9:1 на взлете
10 камер сгорания с двумя свечами зажигания в 3 и 10-й ка-
мерах
Одноступенчатая турбина с 54 лопатками диаметром 444 мм
Площадь соплового аппарата 389 см2
Направление вращения—против часовой стрелки (если смотреть
сзади)
'Топливо
Авиационный керосин, к которому добавляется 1% смазочного
масла
Топливная система
Камеры сгорания и элементы топливной системы делаются
фирмой Джозеф Люкас
Многопоршневая топливная помпа с регулятором оборотов
турбины подает топливо через фильтр и направляет его
к отверстиям горелок (по одной в каждой камере сгорания)
Расход топлива
При максимальной статической тяге 910 кг и
16 500 об/мин . . .... .... 1070 кг]час
При крейсерской тяге 727 кг'к 15 400 об/мин . . . 828 ,
При тяге .малого газа” 55 кг и 5500 об/мин. . . . 213 .
Система смазки
Масляный бак смонтирован на корпусе компрессора,
его внутреннее устройство позволяет 15-секундный пере
вернутый полет без прекращения подачи масла. Циркуля
ция масла при максимальных оборотах равна 975 л/чсгс
К переднему главному подшипнику подается 136 л/час,
среднему — 227 и к заднему — 318 л/час.
I

к
41
Максимальный расход масла при всех ус-
ловиях ........................... 0,568 л/час
Нормальное давление масла при крейсер-
ских оборотах..............2,5—3,2 кг/см*
Объем масляного бака................... 125 л
Минимальный запас для безопасной работы 68 л
Система воздушного охлаждения
Охлаждающий воздух
тральному и заднему
корпусам подшипников, к
передней поверхности
турбинного диска и вы-
брасывается в атмо-
сферу.
Кривые зависимости
тяги и температур реак-
тивного сопла от чи-
сла оборотов двигателя
«Дервент» представлены
на фиг. 23, а высотные
характеристики его — на
фиг. 24.
Приведем некоторые
известные подробности о
двигателе «Дервент I».
Фиг. 24. Кривые тяги и температур
в реактивном сопле в зависимости
от оборотов двигателя „Дервент 1“.
1—тяга; 2—температура в реактивном сопле
Фиг. 24. Высотные характеристики двигателя
„Дервент 1“.
45
заднего отверстия 1
уровень технического
КОМПРЕССОР И ТУРБИНА
Крыльчатка компрессора двухсторонняя с 29-ю лопат-
ками с каждой стороны. Максимальная окружная скорость
приблизительно 457 м/сек.
Выбор двухсторонней крыльчатки преследовал цель по-
лучить максимальную площадь входа для данного диаме-
тра. Это особенно понятно, если представить, что через
двигатель нужно прогнать 18,2 кг воздуха в секунду и что
только компрессор определяет собой на самолете необхо^
димый диаметр капота двигателя.
Замер температур, проведенный фирмой, показывает, что
температура входящего воздуха у
3—4° С' выше, чем у переднего.
Конструкция крыльчатки должна обеспечивать большой
к. 01. д. В этом отношении высокий
развития, достигнутый на нагнетателях Роллс-Ройс, послу-
жил ценным опытом для производства газотурбинных дви-
гателей. Например, в 1939 г. одноступенчатый компрессор
«Мерлин» имел к. п. д. 0,58 при степени сжатия 3,2: 1J
а в 1941 г. при той же степени сжатия — 0,75. В двига-
теле «Дервент», как заявляет фирма, получены большие
величины к. п. д. компрессора, несмотря на повышенную
степень сжатия.
Англичане считают, что с точки зрения получения
максимального к. п. д. компрессора имеются очевидные
теоретические преимущества в использовании многоступен-
чатых осевых компрессоров. Такие компрессоры ставятся
на немецких и некоторых английских газотурбинных дви-
гателях, изготовляемых фирмами Метрополитен-Виккерс,
Армстронг Сидлей и Бристоль. Но на практике трудно ис-
пользовать выгоды осевых компрессоров в газотурбинных
двигателях. В частности, их оптимальная скорость не сов-
падает с наивыгоднейшей скоростью турбинного колеса, а
введение редуктора между компрессором и турбиной вно-
сит значительное механическое усложнение. Поэтому анг-
личане на своих серийных двигателях ставят центробежные
компрессоры и считают, что при к. п. д. 0,8, степени сжатия
4 : 1 и температуре за компрессором 250° С, можно достиг-
нуть для самолета в полете полного к. п. д„ равного' 0,164
при скорости 800 км/час на высоте 11 000 м.
Входные отверстия компрессора закрыты предохрани-
тельными сетками. На передней крышке корпуса компрес-
сора устанавливаются вспомогательные приборы. Для вра-
щения компрессора требуется приблизительно 220 л. с. на
46
каждый кг прогоняемого воздуха в секунду. На двигателе
«Дервент I» турбина передает мощность около 4000 л. с.,
г. е. каждая лопатка передает 75 л. с. при температуре
около 800° С и .вращении со скоростью свыше 16 000 об/мин.
Позднее, .в феврале 1946 г., на конференции Института
инженеров-механиков (Лондон) в некоторых докладах для
самолета в полете называлась цифра к. п. д. 0,22, якобы
достигнутая в английской практике.
КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
Воздух, входящий с обеих сторон компрессора, имеет
скорость 61 м]сек, когда он проходит -всасывающее отвер-
стие и достигает 137 mJ сек при подходе к крыльчатке.
Скорость увеличивается до 420 м/сек у концов и затем
понижается до 153 м/сек, когда воздух под давлением про-
Фиг. 25. Двигатель «Дервент 1'.
ходит через кольцевой диффузор, окружающий корпус
компрессора. Каждая из 10 камер сгоранйя снабжена от-
дельным всасывающим патрубком. Давление воздуха во
всасывающих патрубках камер 3 кг/см2.
В носовой части каждой камеры сгорания установлена
топливная форсунка, а в двух из них (3 и 10-й) — свечи за-
жигания для запуска двигателя. Воздух от компрессора
делится на два главных потока. Один из них проходит че-
рез кольцо между форсункой и жаровой трубой, чтобы
обеспечить сгорание и одновременно охладить форсунку.
Большая же часть его омывает жаровую трубу и про-
47
ходит в кольцевое пространство между жаровой трубой ц
внешним кожухом. Из этого кольцевого пространства воз-
дух проходит в боковые сверления жаровой трубы и даль-
ше, через сопловой аппарат, к турбине. Топливо сгорает
при примерно теоретически необходимом количестве воз-
духа (15: 1 по весу), а полное соотношение воздуха, про-
гоняемого компрессором, и топлива, подаваемого к фор-
сункам, составляет 60 : 1 по весу. Общий вид двигателя
«Дервент» показан на фиг. 25, а схема прохождения воз-
духа через двигатель — на фиг. 26.
Жидкое топливо, оставшееся в нижних камерах сгора-
ния, после останова двигателя сливается при помощи
внешних трубок.
Тяга двигателя регулируется различной подачей топлива
к форсункам. ‘ f
При выборе числа камер сгорания фирма Роллс-Ройс I
старалась обеспечить наибольшую площадь поперечных се-1
чений камер, чтобы получить относительно малую скорость 1
и наименьшее падение давления. Эти условия легче всего
осуществить небольшим числом камер большого диаметра.
Практические трудности, однако, ставят предел такому
стремлению. Камеры большого диаметра получаются ела- I
бее по прочности. В таких камерах труднее получить плав- 1
48
ное сгорание и удовлетворительный расход топлива. Кроме
того, на выбор малого числа камер большого диаметра по-
влияла конструкция компрессора с двухсторонним забором
воздуха, так как на заднюю сторону компрессора воздух
должен засасываться через промежуточные пространства
между индивидуальными всасывающими патрубками камер
сгорания.
Представляет интерес установка масляного цилиндриче-
ского радиатора на двигателе «Дервент I». Радиатор уста-
новлен вертикально на правой стороне корпуса компрессо-
ра. Верхняя часть радиатора соединена воздушным каналом
с внешней поверхностью капота двигателя. Когда' самолет
находится на земле, разрежение внутри капота вызывает
поток воздуха извне через радиатор во внутреннее про-
странство капота. И наоборот, в полете от скоростного
напора создается давление под капотом и охлаждаю-
щий воздух идет из-под капота через радиатор в атмос-
феру.
Двигатель может работать на любом топливе—-от
нефти ДО' 100-октанового бензина. В действительности дви-
гатель работает на авиационном керосине. Выбор керосина
для этой цели объясняется его высокой теплотворной спо-
собностью по-сравнению со 100-октановым бензином. Это
уменьшает объем топливных баков или при том же объеме
баков приблизительно на 10% увеличивает дальность поле-
та. Нефть в этом отношении была бы лучше, чем керосин,
но она замерзает -при температуре —5° С. Фильтры уста-
новлены перед помпой и каждой форсункой.
Из топливных баков горючее подается электрическими
помпами под избыточным давлением 0,7 кг/см? к помпе высо-
кого давления_«Люкас», установленной в корпусе компрес-
сора. Помпа высокого давления многопоршневая, вращает-
ся со скоростью 1/е от скорости двигателя, при максималь-
ных числах оборотов подает 1910 л/час при давлении около
52 кг/см2. Топливо проходит через высотный регулятор, ко-
торый автоматически регулирует подачу с высотой, кран
управления, общее распределительное кольцо и поступает
через индивидуальные гибкие шланги к форсункам в каме-
рах сгорания. Кран летчика устроен так, что может уста-
навливать «малый газ» и прекращать подачу топлива для
останова двигателя. С управлением автоматически связан
редукционный клапан, который перепускает избыточное то-
пливо и предохраняет камеры сгорания от перезаливки.
4-718
49
Перед турбиной газы проходят сопловой аппарат, со-
стоящий из 48 лопаток.
УПРАВЛЕНИЕ И ЗАПУСК ДВИГАТЕлЯ
Управление и изменение тяги достигается простым изме-
нением подачи топлива. Для запуска летчик производит две
операции: поворот главного топливного крана и нажатие на
кнопку стартера. Кнопка стартера включает в работу часо-
вой механизм и специальную панель с автоматическими
приборами. К стартеру сразу подается ток напряжением
4 в; стартер раскручивается и соединяется с главным валом
компрессора. Одновременно включаются свечи зажигания.
Как только произошло соединение стартера с компрессо-
ром, стартер получает полное напряжение 24 в и развивает
мощность около 3 л. с., что достаточно', чтобы раскрутить
двигатель до 2300—2400 об/мин. Через 10 сек в камерам
происходит зажигание. В течение 20—25 сек. мотор уско-
ряется в своем вращении до оборотов «малого газа», т. е.
5500 об/мин. Как только эта скорость достигнута, под дей-
ствием центробежных сил происходит отключение стартера,
а через 30 сек. выключаются сам стартер и свечи зажига-
ния. Таким образом полный цикл запуска двигателя совер-
шается в 30 сек.
На выставке в Фарнборо в ноябре 1945 г. были выстав-
лены два двигателя Роллс-Ройс: «Дервент V» и «Нин».
Двигатель «Дервент V» имеет максимальную статиче-
скую тягу 1600 кг при 14 700 об/мин. и расход топлива
1,05 кг на 1 кг тяги в час. Максимальный диаметр двигате-
ля 1090 мм, длина до фланца выхлопного конуса 2250 мм,
сухой вес 568 кг. Двигатель снабжен двухсторонним цен-
тробежным компрессором, питающим девять камер сгора-
ния, с выхлопом через одноступенчатую турбину. На само-
лет двигатель устанавливается при помощи двух цапф на
корпусе компрессора и трубчатой фермы в задней части
двигателя. На передней крышке корпуса компрессора уста-
новлены вспомогательное оборудование и масляный бак.
Проектирование этого двигателя началось 1 января
1945 г. Первый двигатель был готов для испытаний 7 июня
1945 г., а 100-часовые испытания при взлетной тяге закон-
чены 13 июня 1945 г. Первый полет с этим двигате
лем был 5 августа 1945 г. Максимальная тяга двига-
теля-«Дервент V» с тех пор увеличилась до 1820 кг при
16 000 об/мин.
50
' «Гоблин II» является утвержденным типом и в 1945 г.
он находился в массовом производстве (с тягой 1360 Да),
Дальнейшие модификации «Гоблин II» работают со значи-
тельно большей тягой, чем эта, и, например, самолеты
«Вампир» той же фирмы Де-Хевиленд летают со специаль-
-г ным типом этого двигателя, создающим тягу 1550 кг.
Общий вид двигателя, показывающий компоновку, а
также вспомогательное оборудование, камеры сгорания,
реактивное сопло и др., приведен на фиг. 27, а кривые тяги
двигателя, температуры в реактивном сопле и удельного
расхода топлива по оборотам — на фиг. 28.
Фирма Де-Хевиленд в апреле 1941 г. начала проекти-
рование двигателя «Гоблин». Впервые прототип испыты-
вался 13 апреля 1942 г. Первый полет с этим двигателем
был сделан на самолете «Метеор» фирмы Востер 5 марта
1943 г„ затем на самолете «Вампир» 20 сентября 1943 г.
и на американском самолете «Шутинг Стар» фирмы Локхид
в январе 1944 г. Поставка на вооружение двигателя «Гоб-
лин I» началась в сентябре 1944 г., а государственные ти-
повые испытания его закончились в январе 1945 г.
КОМПРЕССОР И ТУРБИНА
Воздушный компрессор выбран фирмой одно-
сторонним, чтобы получить максимальный диаметр входа и
полнее воспользоваться скоростным напором.
Фирма считает, что такие компрессоры проще в изготов-
лении и требуют более простого корпуса, между тем как
им можно удовлетворить требования на предельные разме-
ры установки двигателя на самолет.
Фирма Де-Хевиленд считает, что устройство кольцевого
входа воздуха на заднюю сторону крыльчатки уменьшает
диаметр и, следовательно, увеличивает скорость вращения
ее для получения данной степени сжатия.
При меньших оборотах односторонней крыльчатки лег-
че конструкция турбины, выше ее к. п. д. и ниже напряже-
ния в лопатках. При односторонней крыльчатке тенденция
турбины сдвинуться назад уравновешивается тенденцией
крыльчатки сдвинуться вперед, следовательно, остаточное
осевое давление на подшипники может быть мало. Вместе
с-тем отсутствие поворотов на всасывании одностороннего
компрессора понижает потери и увеличивает воздушны11
поток.
52
Двигатель «Нин» является разновидностью «Дервент V».
н имеет также двухсторонний центробежный компрессор,
цноступенчатую турбину и девять камер сгорания. Проект-
ами данными этого двигателя были: тяга 1820 кг при
2 300 об/мин., удельный расход топлива 1,08 кг на 1 кг
1ги в час, максимальный диаметр 1258 мм, полная
пина до фланца выхлопного конуса 2463 мм и сухой
гс 727 кг.
Первый двигатель был спроектирован, построен и со-
ран в 57г месяцев и впервые испытывался в октябре
944 г. Проектные данные на испытаниях были превзойде-
ы, и двигатели «Нин» в 1945 г. были подготовлены к по-
стам с максимальной тягой 2272 кг при 12 400 об/мин.
!>ирма Роллс-Ройс делает также газотурбинные двигатели
воздушными винтами.
Двигатель „Гоблин 11“ фирмы Де-Хевиленд
На выставке в Фарнборо в ноябре 1945 г. был выстав-
ен двигатель фирмы Де-Хевиленд «Гоблин II». Он являет-
J развитием двигателя «Гоблин I» и включает в себя одно-
Фиг. 28. Кривые тяги, расхода топлива
и температуры в реактивном сопле дви-
гателя „Гоблин II".
I /—тяга; 2—удельный расход топлива; 3—средняя
I температура в реактивном сопле.
I
рронний центробежный компрессор, 16 прямоточных ка-
ip сгорания, одноступенчатую турбину и реактивное соп-
Максимальный диаметр его около 1270 мм, а полная
ина 2720 мм.
1 1 -
I - - 51
Фиг. 27. Компоновочный чертеж двигателя Гоблин 11“
” ’ Заказ 718.
Фирма считает, что принятая камера сгорания с прямым
потоком позволяет держать небольшое пламя, чтобы темпе-
ратура у горелки 2000°С была понижена до 800° С у лопа-
В ток турбины.
Пламя при работе двигателя простирается только на по-
ловину длины жаровой трубы, а дальше исчезает, и газы
смешиваются с проходящим в заднюю часть камеры возду-
хом. Кроме того, прямоточная камера облегчает движение
воздуха, которого1 в общей сложности протекает через дви-
гатель 27,3 кг/сек или около1 100 т/час.
Лопатки крыльчатки образуют 16 проходов для воздуха
и через коллектор направляют его в камеры сгорания. Пии
максимальной рабочей скорости 10 200 об/мин. скорость
концов лопаток составляет 436 м/сек. На продувку
27,3 кг/сек воздуха компрессор потребляет 5 720 л. с.
Полная степень сжатия между входом в компрессор и
выходом в камеры сгорания 3,5—4. Температура воздуха
повышается в компрессоре на 150° С, а крыльчатка плотно
лежит в .корпусе. Зазор '.между лопатками и стенкой кор-
пуса составляет 1,45 мм у входного отверстия и 1,57 мм у
выхода к коллектору.
Главные вращающиеся части включают крыльчатку,
главный вал и турбину. Крыльчатка компрессора и ротор
турбины связаны одним полым валом. Весь этот узел под-
держивается на переднем и заднем роликовых подшипни-
ках. Передний подшипник установлен впереди крыльчатки
и охлаждается входящим воздухом. Задний подшипник
установлен близко перед турбиной и охлаждается возду-
хом при помощи независимого трубопровода от компрес-
сора. Вследствие такого охлаждения рабочая температура
подшипников на уровне моря держится ниже 130° С при
полной мощности.
Рабочее колесо1 турбины диаметром (по концам лопа-
ток) 685 мм имеет 83 лопатки, закрепленные по периферии
диска «елочным» соединением. Лопатка суживается от ком-
ля, где ее ширина 33 мм, до 28 мм на конце. Лопат-
ка весит 118,7 г, точный вес ее проверяется на прецизион-
ных весах.
Температура газов на входе ® турбину 790° С, а ско-
рость 183 м/сек. Температура в реактивном сопле 670° С
и скорость струи 490 м/сек.
В рабочих условиях напряжение в лопатках от центро-
бежных сил 14 кг/мм2, а изгибающее напряжение от давле-
ния газов около 20 кг/мм2.
53
КАМЕРА СГОРАНИЯ
Двигатель «Гоблин II» имеет 16 прямоточных камер его,
рания. Главные части камеры составляют: форсунка, внещ.
ний кожух и жаровая труба. Внешний кожух камеры сго-
рания имеет слегка коническую форму и сделан из мягкой
стали. Кожух передним своим фланцем соединяется с алю-
миниевой отливкой, которая образует переднюю часть ко-
жуха, при помощи которой камера сгорания соединяется
с корпусом диффузора компрессора. Своим задним концом
кожух камеры соединяется со сборной коробкой соплового
аппарата турбины при помощи колец поршневого типа.
В последнем соединении допускается удлинение камеры от
нагрева. Жаровая труба сделана из листа, расположена.
Фиг. 29. Камера сгорания двигателя «Гоблин И*.
соосно с внешним кожухом и связана с ним тремя шпиль-
ками по окружности. Это соединение допускает радиальное
расширение жаровой трубы от нагрева. Задний конец жаро-
вой трубы простЬ опирается на внешний кожух и может
скользить относительно последнего.
Около 4/з воздуха от компрессора входит в пространство
между внешним кожухом и жаровой трубой, а остальная
часть его идет в переднее отверстие жаровой трубы. По-
следняя порция воздуха протекает через воронку с винто-
выми лопатками, которые дают воздуху закрутку, чтобы
лучше перемешать смесь, затормозить поток воздуха у фор-
сунки и помешать отрыву пламени сильным потоком возду-
ха. Отношение воздуха к горючему в зоне первоначального
54
сгорания поддерживается приблизительно постоянным и
равно от 15 до1 20 по весу.
Образованию нагара в жаровых трубах мешает пленка
воздуха, обтекающая стенки трубы. Вторая часть жаровой
трубы имеет слегка 'Коническую форму и подходит своим
задним концом к сборной коробке соплового аппарата тур
бины. Во второй части жаровая труба имеет отверстия
для входа воздуха. Эскиз камеры сгорания (в разрезе) по-
казан на фиг. 29.
Фиг. 30. Форсунка двигателя «Гоблин IIй.
7—вход воздуха; 2~боковое отверстие.
Между внешним кожухом и жаровой трубой протекает
изолирующий слой воздуха, который имеет кольцевой вы-
ход в конце камеры сгорания. Длина камеры сгорания вы-
брана так, чтобы не допустить слишком горячих газов до
турбины и обеспечить достаточную прочность при малом
весе. Форсунка (фиг. 30) имеет фильтр.
РЕАКТИВНОЕ СОПЛО
Выхлопная труба в своем сечении уменьшается к выхо-
ду. Внутри трубы находится конус, поддерживаемый дву-
мя рядами обтекаемых стоек.
Тяга самолета зависит от скорости выхода газов из ре-
активного' сопла. На двигателе «Гоблин» выбран диаметр
выхода сопла 405 мм, чтобы давать наилучшую тягу и ми-
нимальное противодавление.
Капот не имеет крепления к какой-нибудь части двига-
теля сзади диффузора компрессора, так как температурное
удлинение достигает 10 мм.
55
ВСПОМОГАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И УПРАВЛЕНИЕ
Масляная шестеренчатая помпа расположена в масло-
сборнике под корпусом компрессора. С этой помпой связа-
ны две дозирующие масляные помпы, расположенные сна-
ружи и подающие по 0,284 л/час масла на передний и зад-
ний подшипники. Воздушное охлаждение и смазка заднего
подшипника показаны на фиг. 31. Масляный фильтр усга-
Фиг. 31. Воздушное охлаждение и смазка заднего
подшипника двигателя „Гоблин II".
7—вход масла; 2—слив масла;5—вход воздуха; 4—выход воздуха.
новлен во входной магистрали. Редукционный клапан глав-
ной помпы отрегулирован на давление 2,8—3,15 кг/см3 при
скорости двигателя 8 700 об/мин. В питающих трубках пе-
реднего и заднего подшипников установлены электриче-
ские сигнализаторы давления для предупреждения летчика
о неисправностях в масляной системе. Расход масла при
всех условиях 0,85 л1»ас, емкость масляного бака 6,8 л.
Топливная помпа состоит из цилиндрового блока с
семью поршнями, вращающегося вокруг неподвижного цен-
трального валика. Производительность помпы 2110 л/час.
Топливо подается помпой Перез контрольный бачок,
снабженный дозирующим отверстием, площадь которого
можно изменять конусной иглой, связанной с рычагом в ка-
бине летчика. Форма иглы подобрана так, чтобы существо-
56
вала линейная зависимость между поворотом рычага и тя-
гой двигателя, т. е. чтобы равные участки в движении ры-
чага вызывали одинаковый прирост тяги. Для автоматиче-
ского уменьшения подачи топлива с высотой в топливную
линию включен баростат. По выходе из контрольного бачка
топливо проходит к центробежному регулятору, который
ограничивает обороты турбины до безопасной величины. От
регулятора оборотов топливо проходит к распределитель-
ному крану высокого' давления, сборнику и автоматическо-
му пусковому клапану, блокирующему крану и затем к рас-
пределительному кольцу форсунок.
Распределительным краном высокого давления управ-
ляет летчик из кабины отдельным рычагом. В открытом
положении кран позволяет топливу проходить в распреде-
лительное кольцо форсунок, а в закрытом положении он
перекрывает питающую линию форсунок и в- то же время
соединяет обе линии (от бачка и форсунок) со сливной
трубкой. Сборник служит для обеспечения достаточного'
количества топлива для запуска и в соединении с автома-
тическим пусковым клапаном, создает правильное давление'
топлива при запуске.
Блокирующий кран предохраняет включение полной
мощности стартера! до* тех пор, пока не будет достаточ-
ного давления топлива в распределительном кольце
форсунок.
Таким образом в кабине летчика имеются следующие
средства управления двигателем:
1) управление оборотами в виде рычага, управляющего^
иглой дозирующего аппарата;
2) рычаг распределительного крана, используемый толь-
ко для запуска и останова двигателя;
3) предохранительный выключатель пусковой сети;
4) кнопка запуска;
5) кнопка для зажигания при запуске и в полете;
6) выключатель для соединения цепи пускового мотора
с наземным или самолетным аккумуляторами.
В кабине летчика, кроме того, установлены термометры
реактивного сопла и подшипников, топливный манометр-
и счетчик оборотов турбины.
Вспомогательное оборудование смонтировано в верхней
и нижней группах на передней стороне корпуса компрессо-
ра. Привод от главного вала осуществляется вертикальным
валом, проходящим между всасывающими отверстиями'
и коническими передачами к поперечным валам.
57
В верхней группе собраны: генератор на 1500 ватт, ва-
куумпомпа, компрессор для тормозов и подачи воздуха в
кабину и электрический тахометр. В нижней группе — пу-
сковой мотор, топливная помпа, регулятор оборотов и ги-
дравлическая помпа.
Данные двигателя „Гоблин 11“
Максимальная статическая тяга ....
Крейсерская „ .....
Статическая тяга «малого газа“ . . .
Максимальное давление форсунки при
взлетных оборотах.................
Минимальное давление форсунки при
оборотах .малого газа".............
Удельный расход топлива при взлете
(10200 об/мин.)...................
Удельный расход топлива при наборе
высоты (9700 об/мин.).............
Удельный расход топлива на крейсер-
ском полете (8700 об/мин.)........
Максимальный диаметр ...............
Длина (от всасывающего отверстия до
выхода реактивного сопла).........
Диаметр реактивного сопла...........
Длина реактивного сопла.............
Длина выхлопного конуса.............
Полный вес . . . ...................
1360 кг при 10200 об/мин.
840 , . 8700 .
68 . . 3000 »
45,5 кг/см*
1,05 »
1,23 кг/кг тяги в час
1.23 „
1,3 .
1270 мм
2720 .
405 ,
159 .
1090 „
705 кг
В том числе
Вес турбокомпрессора с валом (враща-
ющиеся части)............................... 153 кг
Вес камер сгорания .................. 131 „
Вес корпуса диффузора...................... 126 „
Вес задней крышки диффузора .... 47 „
Двигатель Метрополитен-Виккерс ,,F2/4“
Двигатель «F2» 4-й серии, демонстрировавшийся в но-
ябре 1945 г. на выставке в Фарнборо, построен фирмой
Метрополитен-Виккерс Компани (Манчестер) и состоит из
10-ступенчатого осевого компрессора, одной кольцевой пря-
моточной камеры сгорания, турбины и реактивного сопла.
Компоновочный вид двигателя «F2» 4-й серии показан на
фиг. 32. Этот двигатель в отличие от двигателей фирм
Роллс-Ройс и Де-Хевиленд снабжен осевым компрессором
и имеет одну общую камеру сгорания.
Фирма Метрополитен-Виккерс, имеющая большой опыт в
проектировании и постройке паровых турбин, в 1938 г.
Д8
начала заниматься газовыми турбинами для самолетов. Вна-
чале эта работа проводилась в сотрудничестве с Авиацион-
ным институтом (Фарнборо).
Первые испытания на станке двигателя «F2» 1-й серии
начались в декабре 1941 г. Двигатель прошел 25-часовые
испытания по специальной программе в. ноябре 1942 г.
Взлетная тяга его равнялась тогда 820 кг. Первый полет
этого двигателя состоялся 29 июня 1943 г. на прототипе
самолета «Авро Ланкастер», который использовался в этом
случае как летающая испытательная лаборатория. Один
образец этого двигателя прошел 210-часовые испытания, из
них 106 час. — в полете.
Развитием двигателей типа «F2» является двигатель
Метрополитен-Виккерс «F2/4» (4-й серии). Этот двигатель
закончил длительные 100-часовые испытания на станке
после предварительных ПО-часовых испытаний. Тяга его
1590 кг, максимальная скорость 7700 об/мин., удельный
расход топлива при максимальной тяге 1,05 кг/кг тяги
в час п на крейсерском режиме-—1,00 кг/кг. Длина двига-
теля 4030 мм, диаметр 962 мм и вес 796 кг.
В камере сгорания установлено 20 форсунок, впрыски-
вающих топливо, против потока входящего воздуха. Макси-
мальная температура перед форсункой 1600° С, температура
на входе в турбину 800° С.
Система внутреннего охлаждения двигателя показана на
фиг. 33.
Фирма Метрополитен-Виккерс провела много испытаний
осевых компрессоров на своих завода’х, а также много за-
нималась исследованием материалов турбин.
Турбинный диск сделан из молибденованадиевых сталей
(по опыту строительства' паровых турбин) и в процессе про-
ектирования подвергался воздействию высоких температур
с резким изменением последних, включая условия полных
пластических напряжений. Исследовались также напряже-
ния в комлевых частях лопаток при высокой температуре
и вибрациях.
При отсутствии достаточно мощных компрессорных
установок для отдельных испытаний камеры сгорания ис-
следования разных ее модификаций проводились на самом
двигателе. Фирма считает, что она добилась удовлетвори-
тельных результатов, позволивших ей использовать пре-
имущества одной кольцевой камеры в отношении диаметра
двигателя, прямого потока и простоты в конструкции
и эксплоатации.
59
Я—-вход воздуха; 2— воздух к подш
Ц -=~= =-».— -~—

Согласно заключениям Метрополитен-Виккерс, осевой
компрессор с кольцевой камерой сгорания имеет большое
будущее, так как при этом устройстве выгодно исполь-
зуется скоростной напор, потери остаются малыми, ско-
рость вращения держится умеренной, а возможность уве-
личения степени сжатия увеличением числа ступеней ком-
прессора заключает в себе большое увеличение мощности
в пределах того же диаметра двигателя.
Данные двигателя „Метрополитен-Виккерс14 „F2“
(4-й серии)
Максимальная тяга (на 5 мин.)................... 1590 кг
Максимальная тяга при наборе высоты (на 30 мин.) 1500 „
Максимальная тяга крейсерского режима (продол-
жительное время)............................... 1360 „
Максимальные обороты......................... 7700 об/мин. '
Обороты „малого газа"........................ 2500 ,
Полная длина двигателя ........................ 4030 мм
Максимальный диаметр............................ 962 „
Диаметр реактивного сопла....................... 405 „
Вес двигателя ... 796 кг
Компрессор 10-ступенчатый
Степень сжатия (статическая)..................... 4
Камера сгорания одна с 20-ю форсунками. Впрыск
топлива против потока воздуха. Свечей
зажигания...................................... 2
Турбина одноступенчатая, вращение по часовой
стрелке (смотреть по полету.
Топливо: авиационный керосин без добавки масла;
давление питающей помпы.......................45,5 кг/см2
максимальное давление форсунки ....... 31,5 ,
минимальное давление форсунки...............1,12 „
Масляная система: расход на максимальных оборо-
тах турбины 2,3 л/час; отсасывающей помпы и
масляного радиатора нет, так как масло не цир-
кулирует.
Двигатель BW2/700“ фирмы Пауэр Джетс
.Этот двигатель является прямым потомком двигателя
Уиттла «W1» и состоит из двухстороннего центробежного
компрессора, 10 камер сгорания с повернутым потоком,
одноступенчатой турбины и реактивного сопла.
Двигатель проектировался на статическую тягу 910 кг
при 16 700 об/мин. и удельном расходе топлива 1,13 кг/кг
тяги в час. Первый двигатель этой конструкции испытывал-
ся в июле 1943 г. и в 1945 г. он был готов к полетам с тя-
гой 977 кг. Диаметр двигателя 1050 мм и длина 1570 мм.
Сухой вес 427 кг.
60
Двигатель Армстронг-Сидлей ,,ASX“
Двигатель «ASX» состоит из 14-сту.пенчатого осевого
компрессора, 11 камер сгорания, расположенных параллель-
но оси вокруг корпуса компрессора, двухступенчатой тур-
бины и реактивного сопла.
Воздух поступает через отверстия, расположенные по
середине двигателя между задними концами камер сго-
рания.
Ротор вращается с максимальной скоростью
8 000 об/мин. Двигатель дает тягу 1180 кг -на уровне моря
для взлета и боевых условий. На крейсерском режиме тяга
равна 933 кг при 7500 об/мин. и удельный расход топлива
1,1 кг/кг тяги в час. Максимальный диаметр 1065 мм; пол-
ная длина, включая реактивное сопло, 4200 мм; сухой вес
864 кг.
Проектирование, изготовление и сборка первого двига-
теля продолжались 6 месяцев и первые испытания состоя
лись в апреле 1943 г.
Двигатель „Тезей 1“ фирмы Бристоль
В декабре 1945 г. стали известны некоторые подроб-
ности о первом двигателе фирмы Бристоль. После усовер-
шенствования радиальных двигателей воздушного' охлаж-
Фиг. 34. Двигатель „Тезей 1“.
*
дения в течение 25 лет, включая последние с гильзовым
распределением, фирма Бристоль решила использовать
огромные возможности газовой турбины. Главной целью'
фирмы было создание экономичной силовой установки для
воздушного военного и гражданского транспорта.
61
«Тезей I» (фиг. 34) проектировали первоначально как
двигатель для дальнего самолета средней скорости. Глав-
ными особенностями двигателя являются малый расход то-
плива и достаточная тяга для взлета. Двигатель снабжеЕ!
рекуператором для использования части тепла, которая те-
ряется с выходящей струей. При помощи этого устройства
ведется подогрев сжатого воздуха, входящего в камеры
сгорания.
Чтобы получить достаточную взлетную тягу и хороший
к. п. д. на умеренных скоростях, на двигатель установлен
пятилопастной воздушный винт, вращаемый отдельной сту-
пенью турбины. Скорость этого независимого привода вин-
Фиг. 35. Кривые мощности и расхода топлива
двигателя .Тезей I'.
1—мощность; 2—удельный расход топлива.
Многоступенчатый осевой компрессор подает сжатый
воздух через рекуператор в восемь камер сгорания. Сго-
ревшие газы проходят через трехступенчатую турбину и
рекуператор к выхлопу с управляемым реактивным соплом.
Вспомогательное оборудование смонтировано спереди
и включает в себя два электрических стартера. Привод
всего вспомогательного оборудования осуществляется От
вала, проходящего по центральной оси двигателя.
Кривые мощности и расхода топлива двигателя «Тезей I»
по высотам при скорости 480 км/час и к. п. д. винта, рав-.
ном 0,8, приведены на фиг. 35.
62 ч »
Особенности производства реактивны^ двигателей
Вес газотурбинного двигателя составляет 1/3 веса 'порш-
невого двигателя, а число деталей значительно меньше..
Для производства потребовалось меньше материала, обо-
рудования и рабочих.
Одной из отличительных особенностей реактивного дви-
гателя является быстрота проектирования, постройки и до-
ведения его до массового производства.
Например, новый двигатель «Нин» фирмы Роллс-Ройс
успешно1 прошел первые испытания через б'/г месяцев по-
сле начала проектирования. Реактивные двигатели могут,,
следовательно, чаще заменяться в производстве, чем порш-
невые.
Англичане считают, что на проектирование и постройку
газотурбинного двигателя требуется примерно в три раза
меньше времени, чем для поршневого. Например, для.
поршневого двигателя требуется около 18 месяцев от про-
ектирования до постройки прототипа, а потом от двух до-
трех лет до начала массового производства. Для газовой
турбины требуется на проектирование и изготовление про-
тотипа около 6 месяцев и примерно еще один год до вве-
дения ее в серийное производство, т. е. всего 18 месяцев-
вместо четырех лет, необходимых для поршневого двига-
теля.
Так как каждый из главных агрегатов реактивного дви-
гателя выполняет одну функцию, он может легче изменять-
ся по форме, размерам и мощности и не исключена воз-
можность, что для определенных типов самолетов двига-
тели будут специально «прикраиваться».
На главных элементах реактивного двигателя нет сколь-
зящих поверхностей. Исчезла серьезная проблема смазки
мотора, не нужно сложных устройств масляного охлажде-
ния. Скорости вращения, однако, значительно выше ш
требуют хороших подшипников. Наиболее широкое распро-
странение получили шариковые и роликовые подшипники.
Охлаждение подшипников проводится воздухом.
Крыльчатка компрессора двигателей Роллс-Ройс изго-
товлена из легкого сплава «RR439» ковкой и дальнейшей1
обработкой. Являясь подобной крыльчатке нагнетателя вы-
сотного мотора, она не представляет никаких новых про-
изводственных проблем. Корпус компрессора отливают из-
магниевого сплава.
63-
Крыльчатку компрессора двигателя Де-Хевиленд отко-
вывают из легкого сплава и обрабатывают на двух специ-
альных станках Цинциннати. Система обработки исполь-
зует шаблон и палец, обкатываемый по контуру лопаток,
за которым следуют резцы стайка. Затем крыльчатка тер-
мически обрабатывается, анодируется и полируется.
Осевые компрессоры требуют большого числа дисков
и лопаток. Лопатки обычно' изготовляют из дуралюмино-
вог.о сплава и на ротор и статор одного компрессора их
требуется иногда несколько сотен.
По сведениям фирмы Роллс-Ройс, лопатки турбины де-
лают из специального сплава «Нимоник 80» фирмы Хенри-
Виггинс, с высоким содержанием никеля, имеющего высо-
кую сопротивляемость коррозии и крипа и сохраняющего
прочность при повышенных температурах.
Сплав «Нимоник 80» обладает большим сопротивлением
усталости и легко куется и штампуется при температурах
1100° С. Лопатки должны иметь чистую поверхность и точ-
но соблюдаться в допусках по форме профиля, разме-
рам и весу. Каждая лопатка проходит тщательный кон-
троль.
Турбинный диск изготовлен из стали «Джессоп G18B»I
фирмы Виллиям Джессоп (Шеффильд), которая при темпе-1
ратуре 800° С обладает высокой прочностью, малым крипом
и большой гибкостью. Диск требует особо тщательного I
изготовления. Насколько это важно, показывает тот факт, I
'что в Англии образован специальный комитет для исследо- <
ваиия проблемы диска, особенно вибраций и напряжений!
в нем.
Лопатка соплового аппарата турбины, не будучи под-’
вергнута нагрузкам от вращения, представляет собой пре-
цизионную отливку из жароупорной стали с допуском око-
ло 0,013 мм и не требует машинной обработки, кроме по-
лировки.
В двигателях «Гоблин И» турбинный диск отковывают
из стали «Хекла 153» или «Джессоп НЗА» и хорошо' поли-
руют.
Типичным соединением лопатки с турбинцым диском
в Англии принято, соединение «в елку». Протягивание од-
ного1 «елочного» паза в диске занимает 4 мин. Для обра-
ботки одного' диска используется обычно одна протяжка,
хотя иногда одной протяжкой обрабатывают два и даже
три диска. Комли лопаток обрабатываются протягиванием-
В двигателях «Гоблин» лопатки турбины отковывают так--
64
же из сплава «Нимоник 80». Лопатки испытывают на твер-
дость, о чем делается отметка на комле, затем плотно
вставляют в «елочные» пазы турбинного диска, выравни-
вают с обеих сторон и обжимают. Проверка хорошо поли-
рованной поверхности лопаток производится при помощи
фильтра Илфорд, который позволяет видеть малейшие ца-
рапины от машинной обработки или полировки.
При высоких скоростях вращения необходима наиболее
тщательная балансировка вращающихся частей. Крыль-
чатка компрессора и ротор турбины балансируются от-
дельно статически и динамически на станке «Гишолт-Ди-
негрик». После сборки крыльчатки и турбинного колеса на
общем валу балансировка повторяется.
В двигателе «Гоблин» крыльчатка балансируется с пре-
дельным допуском 19 гем и ротор турбины —12,5 гем.
Собранный турбокомпрессор испытывается в вакууме и тре-
бует на свою раскрутку до максимальных оборотов только
30 л. с. вместо 5000 л. с. потребных в атмосферных усло-
виях.
При изготовлении камер сгорания, внешних и внутрен-
них корпусов и реактивных сопел большое место' занимают
жестянницкие работы и сварка.
Прогорание камер сгорания и нарушение сварки в них
устранялось, улучшенной техникой сварки, уменьшением ви-
браций и лучшим распределением тепла.
Жаровые трубы камер сгорания в двигателях Роллс-
Ройс сделаны из листового металла «Нимоник 75» фирмы
Хенри Виггинс.
В двигателе «Гоблин И» внешний кожух камеры сгора-
ния имеет слегка коническую форму и сделан глубокой
вытяжкой из мягкой стали. Внутри и снаружи кожух имеет
никелевое покрытие.
На примере реактивных двигателей в Англии оказалась
выгодной система широкого кооперирования специализиро-
ванных заводов. В развитии первого газотурбинного двига-
теля Уиттла турбинные заводы фирмы ВТН помогли инже-
неру Уиттлу, а затем фирме Пауэр Джетс при разработке и
постройке турбин и других элементов двигателя; Лейдлоу
Компани и Азиатик Петролеум Компани — в изготовлении
камер сгорания, форсунок и специальных топлив; завод
Ледивуд — в испытаниях двигателей; заводы Хай-Дьюти
Эллойс — в штамповке крыльчаток и т. д. Затем, когда
включились в проектирование и постройку реактивных дви-
5—718
65
гателей основные моторостроительные фирмы, вокруг них
появилась сеть специализированных (по их прежнему опы-
ту) заводов.
Например, фирмы Джозеф Лукас и Ротакс начали по-
ставлять для серийного производства камеры сгорания,
форсунки, выхлопные и реактивные трубы, топливные и
и масляные помпы, регуляторы оборотов турбины, бароме-
трические приборы управления, клапаны, стартовые моторы,
панели управления, свечи зажигания; фирма Виллиям Джес-
соп—'сталь «G18B» для дисков турбинного колеса; фирма
Хенри Виггинс-—-сплавы с высоким содержанием никеля
для камер сгорания и лопаток турбины; фирма Стон — кор-
пуса компрессоров и т. д.
С переходом на реактивные двигатели изменился и сам
контингент так называемых смежных заводов. Появились
новые виды производств и вспомогательного оборудова-
ния, но зато исчезли жидкостные радиаторы, карбюраторы,
магнето и др. ,
Глача IV
РЕАКТИВНЫЕ САМОЛЕТЫ
В создании реактивных истребителей в Англии большую
помощь заводам оказали Научно-исследовательский инсти-
тут в Фарнборо — The Royal Aircraft Establishment (Королев-
ский Авиационный Институт) и Национальная физическая
лаборатория, которая тесно связана с институтом в научной
области.
Институт (назовем его в дальнейшем просто «Фарнбо-
ро») имеет большую историю. Он ведет свое начало с
1878 г., когда в Вулвиче он занимался аэростатами наблю-
дения. В 1892 г. он был переведен в Алдершот и в
1905 г.-—в Фарнборо. До 1910 г. институт, вернее, тогда
еще экспериментальная мастерская, проектировала, строила
и испытывала дирижабли. Однако постепенно' интерес ин-
ститута перешел к аппаратам тяжелее воздуха ив 1910 г.
он купил биплан «Фарман».
В 1912 г. «Аэростатный завод» стал «Авиационным за-
водом». Он проектировал и строил много типов самолетов
и авиационных моторов, среди которых был и наиболее из-
вестный истребитель «SF5».
66
В 1916 г. английское правительство решило передать
проектирование самолетов и моторов промышленности
и ограничить Фарнборо его теперешними функциями: науч-
ными исследованиями и развитием авиации. С созданием
Воздушных сил в 1918 г. «Авиационный завод» был пере-
именован в «Королевский авиационный институт».
К 1935 г. институт выступал уже как официальный и при-
знанный орган консультации в промышленности и Воздуш-
ных силах по всем вопросам авиации.
«Фарнборо» сделал большой вклад в развитие самолетов
«Спитфайр», «Москито», «Ланкастер», «Метеор», «Вампир»
и др. и их силовых установок. Им спроектировано много
различного боевого оборудования.
Все работы «Фарнборо» разделились на две группы. Во-
первых, он выступал как главный советчик промышленно-
сти и Воздушных сил при проектировании самолетов и
авиационных моторов. Ой имеет для этой цели большие
группы людей, занятых теоретическими и эксперименталь-
ными работами как в лабораториях, так и на аэродромах.
Главными темами работы в этом направлении были аэроди-
намика, силовые установки, самолетные конструкции, авиа-
ционные материалы. Основные исследования дополнялись
изучением воздушных катастроф и несчастных случаев.
Во-вторых, вместе с Воздушными силами «Фарнборо»
изобрел и спроектировал много образцов такого оборудова-
ния, как автопилоты, навигационные приборы, кислородная
аппаратура, фотоаппараты, бомбовые и стрелковые прице-
лы, радио- и радарное оборудование и т. д.
«Фарнборо» оборудован испытательными установками
для статических испытаний полного самолета до размера
самолета «Линкольн» (размах 37 м, вес 34 т).
За время Второй мировой войны институт испытал для
заводов 30 крыльев и 15 фюзеляжей, в том числе полный
фюзеляж самолета «Иорк» и полный размах крыла самоле-
та «Линкольн», причем; по заявлению института, прочность
крыльев некоторых боевых самолетов в результате их ис-
пытаний и небольших изменений по совету института уве-
личена на 40,|)/о.
«Фарнборо» занимался материалами, воздушными винта-
ми, противопожарным оборудованием на самолетах, посад-
кой и взлетом морских самолетов, фотографированием с
воздуха. «Фарнборо» усовершенствовал нагнетатели порш-
невых двигателей; применил жидкий кислород и закись
азота для временного увеличения мощности на больших
5*
67
высотах (на «Москито» это увеличило скорость на
65 км/час на высоте 7800 л<); улучшил магнето и свечи за-
жигания для больших высот; участвовал в подготовке па-
рашютно-десантного оборудования для вторжения англий-
ских войск в Европу. Из «Фарнборо» вышли в законченном
виде для массового 'производства на заводах автоматиче-
ское штурманское оборудование («автоштурман»), включаю-
щее указатели положения самолета в воздухе и на земле;
дистанционный гирокомпас и автопилот (употребляемые на
всех тяжелых бомбардировщиках); приборы для наведе-
ния истребителей на неприятельские самолеты; все бомбо-
вые прицелы для воздушных сил, в частности прицел, по-
зволяющий производить атаку с любого положения само-
лета (без горизонтального1 подхода с цели); прицел для
атаки глубинными бомбами с высоты 30 м; автоматический
гироскопический прицел для истребителей, повысивший
прицельность в 3—5 раз; ракеты для взлета морских само-
летов и т. п.
С совершенствованием реактивного двигателя макси-
мальные скорости современных истребителей настолько вы-
росли, что сжимаемость воздуха стала оказывать большое
влияние на воздушный поток.
Для исследования эффекта сжимаемости среды в по-
лете в «Фарнборо» построена скоростная аэродинамическая
труба, в которой могут испытываться модели самолетов с
размахом крыла 1,83 м при скоростях до 1000 км/час. Про-
ектирование этой трубы началось в 1937 г., а непрерывная
эксплоатация ее — в 1942 г. Труба заключена в стальную
оболочку, в которой давление может быть понижено до
Vio нормального.
Испытываемая модель монтируется на обычные весы,
которые замеряют подъемную силу, сопротивление и про-
дольные моменты. Все современные скоростные самолеты
испытывались в этой аэродинамической трубе в стадии про-
ектирования.
Как правило, институт проверяет лабораторные резуль-
таты исследований в полете; полеты совершаются летчи-
ками института.
Проверка результатов продувок -производится пикирова-
нием самолетов с высоты 12 000 м с полной записью пока-
заний приборов о его поведении. Большие испытания были
проведены на многих самолетах, в частности на «С'пит-
файр», «Мустанг» и «Метеор».
68
При пикировании «Слитфайр» на высоте 9000 м была
записана скорость, равная 90% скорости звука (свыше
.1000 KW/час), при этом самолет был отчасти вне управле-
ния, и полное управление им восстановилось только на
меньших высотах, где скорость самолета в отношении к
скорости звука уменьшилась.
В 1945 г. Англия строила крупными сериями двухмотор-
ный истребитель «Метеор» фирмы Глостер с двумя двига-
телями «Дервент V» и одномоторный истребитель «Вампир»
фирмы Де-Хевиленд с двигателем «Гоблин II». Серийный
«Метеор» имеет максимальную скорость около 960 км/час,
посадочную скорость 140 км/час, время набора высоты до
9000 м 5 мин., потолок 16 000 м, длину разбега при взлете
600 м, длину пробега при посадке 730 м; вооружен четырь-
мя пушками калибра 20 мм с запасом 150 ’снарядов на
каждую пушку.
Серийный «Вампир» (последних серий) имеет макси-
мальную скорость около 910 км/час, скороподъемность у
земли 1280 м/мин; длину разбега при взлете до- высоты
15 м— 775 м, длину пробега при посадке с высоты 15 ж —
1025 м; вооружен четырьмя пушками калибра 20 мм.
Продолжительность полета серийного «Метеор» 1 час.
Дальность его полета с нормальным запасом топлива около
900 км, а с дополнительным топливом в подвесном баке
около- 1500 км. Истребитель «Вампир» с дополнительным
топливом имеет дальность около 1600 км.
Реактивные самолеты принесли англичанам j велштенпе
скорости истребителя в сравнении с последними винтовыми
истребителями, грубо говоря, на 25—30'% и такое же уве-
личение в радиусе действия.
Первой и главной отличительной особенностью англий-
ских реактивных самолетов является сравнительно неболь-
шая удельная нагрузка на крыло. Крыло самолета’«Метеор»
имеет нагрузку при полном полетном весе Г80 кг/м2, а
«Вампир» — 1Ь6 кг/м? при нормальном полетном весе и
128 кг/м2 при посадке с израсходованными топливом и па-
тронами.
Англичане считают, что именно этим путем они, в отли-
чие от немцев, имеющих нагрузки на крыло около
300 кг/м?, добились для своих реактивных самолетов хоро-
шей маневренности, управляемости и безопасности в поле-
те. Это также позволило англичанам в декабре 1945 г. со-
вершить посадку морского варианта «Вампир» на палубу
авианосца «Океан». С этого времени взлет' и посадка
69'
«Вампир» на авианосцах стали обычным явлением. Англича-
не считают также, что реактивный истребитель имеет оче-
видные выгоды для морских сражений, во-первых, потому,
что он имеет большую скорость на малых высотах, а мор-
ские сражения обычно’ происходят на малых высотах, и во-
вторых, потому, что реактивный двигатель не требует разо-
грева перед взлетом, необходимого для поршневого дви-
гателя.
Истребитель „Метеор” фирмы Глостер
«Метеор» (фиг. 36) является двухмоторным одномест-
ным истребителем с нижним расположением крыла.
По внешнему виду «Метеор» имеет формы обычного
самолета. Конструкция его целиком металлическая, шас-
си — с носовым колесом.
Фиг. 36. Самолет „Метеор”.
Последний тип самолета «Метеор IV» отличается по
внешнему виду от «Метеор III», главным образом, более
длинными моторными гондолами. Фюзеляж остался неиз-
менным, он включает кабину летчика, вооружение, бензи-
новые баки и все оборудование. Крылья вмещают уби-
рающиеся колеса шасси; профиль крыла близок к сим-
метричному.
Для установления рекорда скорости с самолета была
снята боевая нагрузка, поверхности особенно' тщательно
70
отполированы и конструкция кое-где усилена, чтобы проти-
востоять необычным 'нагрузкам, возможным при полете на
скорости, равной почти 8(F/o звуковой. В частности, даже
во время предварительных 'полетов, до установления рекор-
да, понадобилось усиление .крепления носка крыла и обте-
кателей.
Интересно привести предположения английских инжене-
ров о возможной мощности двигателей «Дервент», устаг-
новленных на «Метеор IV». Имея в виду, что «Метеор III»
весит около 5500 кг, установка более мощных двигателей
и усиление конструкции должны были поднять вес само-
лета «Метеор IV» приблизительно до 5900 кг. Отношение
подъемной силы к сопротивлению на максимальной ско-
ррсти для самолета «Метеор» можно принять близким к
1,75. Тогда сопротивление самолета, а следовательно, и
тягу обоих моторов можно принять равными 3380 кг. Сле-
довательно, тяга каждого двигателя 1690 кг. На скорости
960 км/час это означает, что каждый двигатель развивает
мощность 5811 л. с., ial общая мощность двух двигателей
«Метеор IV» равна 11622 л. с.
Эти цифры, может быть, не совсем точны, но они близ-
ки к действительным.
Позднее в английском журнале «Эроплейн» были приве-
дены более точные сведения о двигателе «Дервент», уста-
новленном на рекордном самолете «Метеор». Двигатель
имел тягу 1820 кг‘, максимальная температура в камере
сгорания около 2000° С понижается затем до 900° С перед
входом в турбину. Дальнейшее понижение температуры
происходит за турбиной, и максимальная температура, за-
писанная в реактивном сопле, составляла 680° С. Набор
высоты производится при 16 000 об/мин., а крейсерский
полет — при 15 500 об/мин. Обороты «малого газа» не-
обычно велики — 5000—6000 об/мин.
Как шло развитие реактивных самолетов в Англии, по-
казывает пример изменения самолета «Метеор». До оконча-
ния войны с Германией Англия располагала самолетом
«Метеор» для борьбы с немецкими летающими бомбами.
Скорость этого самолета была около 740 км/час на уровне
моря и 760 км/час на высоте 9150 м, а максимальная ско-
роподъемность на уровне моря 1200 м/мин. Статическая
тяга каждого двигателя, установленная на этом самолете,
была немного ниже 910 кг. Число Маха (отношение ско-
рости полета к скорости звука на определенной высоте),
71
соответствующее указанным двум скоростям, составляло
тогда 0,60 и 0,70 соответственно.
В ноябре 1945 г. «Метеор IV» показал скорость
974 км/час, т. е. 0,80 скорости звука.
Удлинение гондол на «Метеор IV» англичане объяс- I
ня-ют тем/что до того они получали очень высокие пики
давления' на гондолах.
Высокое расположение горизонтального хвостового one- I
рения продиктовано необходимостью вывести его из реак- 1
тивной струи. Все поверхности «Метеор», включая поверх-
ность хвостового оперения, покрыты работающей обшивкой.
Элероны с D-образным носком, работающим на кручение, 4
покрыты металлической обшивкой, имеют каждый по- три
шарнирных подвески, три противовеса и флетнер. Инте-
ресна в Конструкции элерона подвеска флетнера при помо- 1
щи промежуточного коромысла, связанного роликом с про- I
резью специального кулачка, что исключает появление I
люфта или какой-нибудь «игры», которые могли бы повести 1
к образованию флаттера.
Рули глубины по конструкции похожи на элероны и I
снабжены как управляемыми в полете триммерами, так и
устанавливаемыми на земле флетнерами. Руль поворота
имеет аэродинамическую роговую компенсацию. Фюзеляж
состоит из пяти отдельных частей: носовой и передней, I
включающих кабину летчика и отсек носового колеса; цен-
тральной с центропланом крыла; задней и хвостовой ча-1
стей. Крылб состоит из центроплана, сделанного заодно
с центральной частью фюзеляжа, шасси с гондолами и
внешних отъемных частей. Особенностями крыла являют-
ся закрылки очень малого размаха при сравнительно тон-
ком профиле и тормозные щитки на верхней поверхности
крыла.
Компоновочный вид самолета «Метеор IV» показан на
фиг. 37. Двигатели установлены при помощи боковых цапф
на корпусе компрессора и узлов на нервюрах с обеих сто-
рон двигателя, один из которых принимает на себя расши-
рение двигателя от нагрева. В задней части двигатель под-
держивается четырьмя раскосами, расположенными в ви-
де ромба, которые позволяют удлинение двигателя. Левый
двигатель имеет электрический генератор, правый — ги-
дравлическую помпу и оба — вакуумные помпы.
Гидравлическая помпа «Даути» служит приводом для
систем шасси и закрылков; тормоза колес воздушные.
72
'Электрический генератор 24-вольтовый, 1500 вт. Главные
колеса шасси убираются в крыло, носовое колесо — назад^
'в фюзеляж. Носовое колесо ориентирующееся, неуправ-
ляемое. Топливный бак разделен пополам диафрагмой;
каждая половина бака нормально питает свой двигатель.
На случай необходимости, однако, установлен кран, могу-
щий соединить обе половины бака. Подача топлива к фор-
сункам поддерживается электрическими помпами баков
и моторными помпами.
Фиг. 38. Система отсчета времени № 1.
1—первичный стандарт частоты; 2—мультивибратор; 3—радиопередатчик;
4—усилитель земной линии; 5—радиоприемник; б—катодный осциллограф
с двойным лучом; 7—балансный трансформатор;- 8—местный усилитель
на наблюдательном посту; 9—катодный осциллограф с двойным лучом;
10 - местный усилитель; 11—камертонный генератор; 12—усилитель; 13—фо-
токамера синусоидального типа: 14— фонический мотор; 15—шкал» вре-
мени; 76—.контрольная линия д ,я одновременного запуска и остановки
обеих шкал времени; 17—телефонная линия.
Четыре патронных ящика расположены сразу за летчи-
ком, с открытым доступом для перезарядки. Фотокинопу-
лемет установлен в носовой части фюзеляжа и имеет
управление независимое или совместное с пушками.
Прочее оборудование включает систему наддува каби-
ны (передняя часть фюзеляжа с кабиной летчика герме-
тична), систему обогрева, антиобледенительные устрой-
Заказ 718,
Фиг. 37. Компоновочный чертеж самолета .Метеор

ства козырька, кислородное оборудование, приборы для
слепой пос адки, радио.
Размерные данные самолета такие: размах 13,1 м, дли-
на 12,5 м, высота 3,96 м, площадь крыла 34,75 м2, удлине-
ние 4,95, колея шасси 3,180 м. Полный полетный вес
6380 кг, вес пустого самолета 4530 кг.
В первый раз истребитель «Метеор» летал в 1943 г.,
а в 1944 г. он применялся против немецких летающих
бомб за зоной артиллерийского огня и заградительных
аэростатов.
Фиг. 39. Система отсчета времени № 2.
/—катодный осциллограф, уменьшающий частоту до 100 циклов;
2—катодный осциллогоаф, уменьшающий частоту со 100 циклов до 10;
3—рекор ер-самописец; ‘/—фотокамера одиночного спуска с контакта-
ми, связанными с диафрагмой; 5—фотокамера Ф24.
Остановимся коротко на подготовке и организации по-
лета на побитие мирового рекорда скорости на самолете
«Метеор IV».
База для полета была организована на Восточном по-
бережьи Ангпии (восточнее Лондона) в заливе Херн. Дли-
на базы составляла 3 км плюс1—минус 1,5 еж (1,8641 мили);
длина всего пути с повопотами на обоих концах прибли-
зительно 53 км, длина рямого участка до подхода к базе
с каждой стороны около 19 км.
По инструкции предписывалась высота полета над ба-
зой 75 м. До подхода к базе машина должна пройти 500 м
на высоте не больше 75 м. Поворот на концах мог быть
любого радиуса, но высота — не больше 400 м во избежа-
ние увеличения скорости от небольшого пикирования.
74
На фиг. 38 и 39 .показаны схемы двух систем за-
мера времени прохождения над базой. Оба эти метода
были утверждены Международной Авиационной Феде-
рацией.
«Королевский Воздушный клуб», представляющий
'Международную Авиационную Федерацию в Англии, при-
влек Английскую Национальную Физическую Лаборато-
рию (в Теддингтоне) для контроля за точностью средств и
методов по замеру времени пролет над базой.
Е первой системе используются щве 16-жж кинокамеры
«Истмен-Кодак», расположенные на бетонных площадках
по одной на каждом конце базы.
Они точно обращены на посты засечки и приводятся
в действие незадолго до того, как «Метеор» проходит на-
чало и конец базы. Кроме изображения самолета, на филь-
ме фотографируются вращающиеся диски с обозначением
времени. Эти диски приводятся от общего часовогс меха-
низма, связанного с фоническим мотором каждой камеры.
Эти кинокамеры производят от 150 до 200 снимков в се-
кунду. Во второй системе используются фотоаппараты
«Виллиамсон Ф24».
Отсчет времени обеих систем контролировался Нацио-
нальной Физической Лабораторией (НФЛ) с точностью
одной стомиллионной (1 : 100 000 000).
Посты засечки времени установлены с точностью
5 угловых минут по вертикали. Оптические оси двух камер
расположены под прямым углом к линии полета с точно-
стью одной угловой минуты.
ПОЯСНЕНИЯ К СИСТЕМЕ ОТСЧЕТА ВРЕМЕНИ № 1
Моторы часового (фонического) типа пускаются неза-
висимо друг от друга за полчаса до начала работы, и про-
должают работать все время; камертонные генераторы,
которые синхронизируются стандартной частотой, прове-
ряемой осциллографами, включенными в систему:
а) обеспечивают, чтобы кратковременные искажения
сигналов, приходящих по линии или радио, не смогли оста-
новить моторы;
б) действуют как резонансные фильтры и дают значи-
тельно улучшенную форму кривой переменного напряже-
ния, подводимого к моторам.
Приблизительно за 5 мин. до момента, когда самолет
ожидается на курсе, шкалы времени устанавливаются на
нуль, фотографируются и затем запускаются одновре-
менно.
75
Две фотокамеры устанавливаются так, чтобы давать
200 кадров в секунду. Они работают в течение короткого
промежутка времени, когда самолет пролетает посты за-
сечки.
Последующие кадры фильма фиксируют прохождение
самолета показаниями шкал времени.
Шкалы отградуированы в минутах, секундах и Ую, се-
кунды, причем последние могут быть прочитаны с точно-
стью до У5 деления. Время, затраченное на прохождение
базы в 3 км, получается из показаний времени на фильме
по1 точкам пересечения самолетом постов засечки на обоих
концах базы.
По окончании программы полета шкалы останавлива-
ются и одновременно фотографируются. Показания обеих
шкал должны расходиться не больше чем на 0,002 сек.
ПОЯСНЕНИЯ К СИСТЕМЕ ОТСЧЕТА ВРЕМЕНИ № 2
Те же 200 циклов -стандартной частоты преобразуются
осциллографами, которые используются как преобразова-
тели частоты, в 100 и 10 периодов. Последние заставляют
работать пишущие перья на специальном типе рекордера.
Эти перья чертят линии на узкой бумажной ленте. Меха-
низм, производящий экспозицию камер типа Ф24, застав-
ляет срабатывать другое перо, которое чертит отметку на
бумажной ленте, когда камера производит экспозицию.
Время между двумя экспозициями, таким образом, по-
лучается путем подсчета числа Колебаний перьев.
Это время, а также расстояние, пройденное самолетом,
должно подвергаться небольшим исправлениям .вследствие
того, что оператор может не «схватить» самолет точно на-
против пост? гсечки.
Кроме указанных двух систем, для замера времени
прохождения над базой на одном конце базы устанавлива-
лась еще специальная радарная установка. Эта новая
установка еще не представлялась официально на рассмо-
трение Международной Авиационной Федерации, но Ми-
нистерство авиационной промышленности воспользовалось
случаем получить опыт в его применении. Радарная уста-
новка обслуж ивалась инженерами «Фарнборо».
По соображениям прочности и управления самолетом,
тяга каждого двигателя во время предварительных и ре-
кордных полетов была ограничена до 1635 кг. Согласно
расчетам эта тяга должна была обеспечить максимальную
скорость порядка 980 км!час. Главный конструктор фирмы
76
Глостер Картер и его сотрудники не гарантировали доста-
точных прочности и управляемости самолета выше этой
скорости.
На побитие мирового рекорда скорости шли два само-
лета «Метеор». Один самолет вел полковник Вилсон, дру-
гой Гринвуд — главный летчик-испытатель фирмы Глос-
тер. Каждый из них сделал четыре полета над базой в том
и другом направлениях. Из официального отчета резуль-
таты этих полетов следующие:
Полковник Вилсон
1-й полет...................................
2-й , .................................
3-й „ .................................
4-й „ .................................
Средняя скорость................ ...........
Г р и н в у д
1-й полет ..............................
2-й „ .................................
Зй . .................................
4-й . .................................
Средняя скорость..........................
970 км/час
977 ,
967 .
982 ,
974 »
963 км/час
977 „
962 .
975 .
970 ,
По отзывам с испытаний оба самолета при достижении
своих максимальных скоростей (число Маха около 0,8) не
теряли безопасности в управлении и отвечали требованиям
Международной Авиационной Федерации на малых высо-
тах. Каждый из самолетов обладал нормальной устойчиво-
стью.
Истребитель „Вампир" фирмы Де-Хевиленд
Самолет «Вампир» является одноместным, одномотор-
ным истребителем со средним расположением крыла и
двумя хвостовыми балками. Оборудован он реактивным
двигателем ‘«Гоблин» фирмы Де-Хевиленд.
Фюзеляж расположен между двумя хвостовыми бал-
ками и имеет спереди кабину летчика, а сзади — двига-
тель. Между кабиной летчика и двигателем установлены
главный топливный бак емкостью 436 л и другое оборудо-
вание. Под полом кабины летчика находятся переднее ко-
лесо (когда оно убрано) и четыре пушки калибра 20 мм
по 7(ве с каждой стороны фюзеляжа. Внутри крыла, на
каждой стороне, помещаются топливные баки емкостью
241 л каждый и стойки главных колес шасси, которые уби-
раются в полете во внешнюю сторону. Задняя кромка кры-
77
00
Фиг. 40. Воздухозаборник двигателя «Гоблин П“ на самолете „Вампир”.
ла делится по длине на элероны, воздушные тормоза и
щитки-закрылки. Всасывающие патрубки для двигателя
расположены в. передней кромке крыла, вблизи фюзеляжа,
по обеим сторонам его (фиг. 40). Английские инженеры
говорят, что при этой схеме всасывания они используют
90—95ч/о скоростного напора.
Хвостовое оперение с одной горизонтальной и двумя
вертикальными поверхностями поддерживается двумя
балками, которые крепятся к единственному лонжерону
крыла вблизи крепления шасси. Стойки шасси легкие и
короткие. Вес шасси составляет 3,5'Vo от общего полетного
веса самолета; уборка шасси занимает 2,5 сек.
Применение двух хвостовых балок вместо общего с
фюзеляжем крепления хвостового оперения облегчает до-
ступ к двигателю и замену его для переборок. Двигатель
можно сменить в течение 40 мин.
Крыло самолета «Вампир» имеет относительную тол-
щину 14'°/о у корня и 9% на конце, нулевое заклинение по-
отношению к оси фюзеляжа и Р/40 поперечного (V по верх-
ней поверхности лонжерона. Сужение крыла составляет
около 3,5 и удлинение — 6,4.
Рули поворота имеют небольшую роговую компенса-
цию, которая использована для помещения противовеса.
Дополнительный противовес расположен также на ниж-
нем конце лонжерона руля поворота. Противовесы элеро-
нов состоят из заполненных трубок, проходящих вдоль
носков. Противовесы руля глубины внешние и вынесены
на кронштейнах под стабилизатор. Руль глубины имеет
управляемый в полете триммер; рули поворота и элеро-
ны — флетнеры, устанавливаемые на земле.
Щитки-закрылки кажутся маленькими, но их эффект
может быть усилен применением воздушных тормозов.
Общий вид воздушного тормоза и щитка-закрылка на пра-
вом крыле показан на фиг. 41.
Компоновочный чертеж самолета показан на фиг. 42.
Центральным и силовым узлом всей конструкции яв-
ляется шпангоут фюзеляжа из алюминиевого сплава, на-
ходящийся непосредственно перед двигателем. Шпангоут
находится >в линии с главным лонжероном крыла, служит
как бы мостом между правой и левой частями крыла и
несет на себе двигатель сзади и переднюю часть фюзеля-
жа спереди.
Полки лонжеронов крыла крепятся к центральному
шпангоуту при помощи ушковых соединений. Высота кры-
7»

Заказ 718.
ла у корня, развита для помещения воздушных каналов
так, что узлы центрального шпангоута и лонжерона крыла
в состоянии принять не только весь изгибающий момент
крыла, но и силы от кручения его и нагрузки от хвостового
оперения, приходящие через хвостовые балки.
Полки главного лонжерона сходят на нет на 60% полу-
размаха. На конце крыла все нагрузки принимаются стен-
ками и несущей обшивкой.
Фиг. 41. Воздушный тормоз и щиток-закрылок иа крыле самолета
„Вампир*.
Кроме главного лонжерона, крыло имеет еще короткий
лонжерон у ведущей кромки крыла с одним креплением
на фюзеляже. Короткий лонжерон рассчитан на то, чтобы
принимать горизонтальные, лобовые нагрузки. Этот лон-
жерон сходит на-нет между второй и третьей нервюрами.
Обшивка крыла составлена из алкледовых листов толщи-
ной 1,2 мм и крепится к внутреннему набору крыла потай-
ной клепкой. Снаружи крыло тщательно отделано и ни-
каких следов внутренней структуры на обшивке незамет-
но. Хвостовые балки соединяются с сильными нервюрами,
которые имеют связь с главным и ложным лонжеронами.
Передняя часть фюзеляжа, представляющая собой вы-
сотную кабину, сделана деревянной, по типу «Москито»
so
(две фанерные стенки с проложенной между ними баль-
зой) .
Главный конструктор фирмы Де-Хевиленд Бишоп счи-
тает, что такая конструкция обладает хорошими изоляци-
онными качествами. По сравнению с обычной практикой
уплотнения заклепочных швов в металлических высотных
кабинах конструкция Де-Хевиленд является новым подхо-
дом к решению проблемы наддува.
Высотная кабина образована с боков оболочкой опи-.
санной выше деревянной конструкции, спереди и сзади —•
броневыми плитами, снизу — полом и сверху — уплотнен-
ными козырьком и каплевидным фонарем. Козырек и фо-
нарь сделаны из двух слоев с силицогелиевым осушителем
между ними.
Все дополнительное оборудование для наддува с ком-
прессором «Маршалл» весит 68 «с и обеспечивает повыше-
ние давления внутри кабины до 0,2 кг!см2.
В носовой части фюзеляжа расположены радио- и фо-
токинопулемет; позади броневой плиты летчика до цен-
трального шпангоута — главный топливный бак, аккуму-
ляторы и др. На задней стороне центрального шпангоута
установлена подмоторная рама из стальных труб, которая
передает всю тягу двигателя и принимает на себя вес и
инерционные нагрузки последнего.
Пространство между шпангоутом и двигателем занято
всасывающими каналами, вспомогательным оборудова-
нием, работающим от двигателя, управлением, керосино-
вым трубопроводом и др. Все это легко доступно для
осмотра по снятии крышки капота,
Все поверхности хвостового оперения, как неподвиж-
ные, так и подвижные, покрыты работающей обшивкой.
Кроме одного главного топливного бака в фюзеляже и
двух крыльевых, могут быть еще установлены
(сбрасываемые), по одному под каждым крылом,
в баках находится под давлением, создаваемым
помпой на выходе.
Питание двигателя из всех баков идет через
фюзеляжный бак, фильтр, кран и помпу.
Каждая из четырех пушек снабжена 150-ю снарядами,
что обеспечивает почти минуту беспрерывного огня.
Главное шасси, переднее колеоо, закрылки и тормоза
управляются от гидравлической системы высокого давле-
ния в 200 ат.
6-718
внешние
Г орючее
вакуум-
главный
81
Пневматическая система обслуживает тормоза колес
шасси и уплотнительные устройства фонаря.
Кабина летчика просторная и простая. Реактивный
двигатель сильно сократил число кнопок, рычагов и прибо-
ров. Управление двигателем представлено только одни м
рычагом вместо сектора газа, наддува и управления вин-
том на поршневом двигателе. Число приборов также
уменьшено до счетчика оборотов, манометров масла
и форсунок и термометров масла, заднего подшипника и
реактивного сопла. Кроме этого, имеются манометры и
управление топливной системой, огнетушителем и т. д.
Фиг. 43. Кривые максимальных скоро-
стей и скороподъемности по высотам
самолета .Вампир".
/—скороподъемность; 2—максимальные скорости.
Управление двигателем расположено слева от летчика,,
а все моторные приборы — в" левой части приборной доски.
В центре приборной доски установлены приборы слепого
полета, а под ними — приборы, определяющие количество
топлива.
Сппава расположены приборы и управление наддувом
кабины, противообледенительным устройством, фотокино-
пулеметом, кислородом, опознавательными огнями и фо-
нарем, который может быть сброшен.
Максимальная скорость стандартного серийного само-
лета «Вампир» в 1945 г. составляла 870 км/час и подошла
уже теперь к 910 км/час (с усиленным двигателем).
Кривые (максимальных скоростей и скороподъемности
по высотам даны на фиг. 43 (статическая тяга 1360 кг,
полетный вес самолета 3910 кг).
82
Данные самолета „Вамнири с двигателем „Гоблин 11“
Общий запас топлива .......... 1825 л
в том числе во внешних баках......... 907 „
Дальность:
на уровне моря при скорости 640 км!час . . 800 км
на высоте 9150 м „ „ 720 . ... 1680
Примечание. В конце 1945 г. поступил в производ-
ство .Вампир МП« с общим запасом топлива 2500л ыш-
ио тью 2240 км. ИГ
Разбег при взлете до высоты 15 м при весе 4690 кг 775 м
Пробег после побадки с высоты 15 м при весе
3910 кг .......................... 1050 „
Вес конструкции.................................. 1150 кг
Примечание. В вес конструкции не включены
оборудование кабины, управление двигателем и самолетом,
гидравлическая и воздушная системы, рама и капот.
Вес силовой установки ... . - . . . .
Вес вооружения (включая пушки и броню) . . .
Вес радиоустановок .... . . . .
Вес топливных баков, проводки и креплений . .
Вес остального оборудования....................
Вес пустого самолета . . . .........
Вес летчика, парашюта и спасательной лодки . . .
Вес топлива (918 л) .................... . . .
Вес патронов (600 шт.)....................
Вес в боевом состоянии.................... .
Вес подвесных топливных баков .................
Вес топлива в подвесных баках (907 л)..........
Общий полетный вес.................... .......
Размах крыла....................................
Длина самолета .......................... .
Высота самолета................................
Колея шасси....................................
Максимальная скорость на высоте 6100 м.........
Скороподъемность у земли.......................
829 кг
387 ,
53 .
123 ,
361 „
2903 „„
98 .
735 .
171 ,
3910 .
4690 „
13,4 м
9,4 „
2,7 „
3,43 „
870 км! час
1280 MjMUH
Общий вид самолета представлен на фиг. 44. Морской
вариант истребителя «Вампир» отличается от стандартно
го, сухопутного варианта, главным образом, увеличенной
площадью щитков-закрылков и установленным на нем
тормозным крюком для посадки на палубу авианосца.
Устройство последнего приспособления, при отсутствии
•опыта посадки на авианосец самолетов с трсхколесным
шасси, явилось новой проблемой для фирмы. Линия
подвески тормозного крюка проходит приблизительно через
центр тяжести самолета, не создавая чрезмерной нагруз-
ки на переднее колесо. Раскосы, поддерживающие тормоз-
ной кран, закреплены шарнирно на концах нервюр крыла
справа и слева от реактивного сопла двигателя и все это
приспособление убирается в полете в специально изменен-
6*
83
ный для этого задний обтекатель, проходя на своем пути
газовую струю из реактивного, сопла (фиг. 45).
Запаздывание в переходе от оборотов «малого газа» до
оборотов, соответствующих полной тяге на реактивных
двигателях, особенно нежелательное и даже опасное при
неудавшейся посадке на палубу авианосца, заставило
англичан, во-пе^рых, увеличить площадь щитков-закрыл-
ков и, во-вторых, совершать подход на посадку с доста-
точно открытым «дросселем».
Фиг. 45. Посадочный крюк
на морском варианте са-
молета „Вампир*.
Фиг. 44. Общий вид самолета
„Вампир*.
Используя полностью открытые щитки-закрылки и до-
полнительное сопротивление от воздушных тормозов, лет-
чик может подходить на посадку со сравнительно боль-
шой тягой, а в случае необходимости уйти в воздух после
неудавшейся посадки, сможет быстро создать полную тягу
и в то же время уменьшить сопротивление, убрав воздуш-
ные тормоза.
3 декабря 1945 г. на морском варианте реактивного
самолета «Вампир» была произведена первая посадка на
палубу английского авианосца «Океан» водоизмещением
14 000 т. Испытания продолжались затем 6 декабря. Лет-
чик взлетел на самолете «Вампир» с палубы, сделал 6 кру-
гов и совершил посадку. В другие дни летчик делал в день
по 7 взлетов и посадок.
84
При -взлете авианосец шел со скоростью 33 км/час,
встречный ветер дул со скоростью 31 км/час, давая об-
щую скорость обдувки «Вампир» на месте 64 км/час.
Отрыв колес от палубы в этот раз, так же как и при
последующих взлетах, произошел в середине палубы, без
применения гидропневматической катапульты авианосца.
Вес самолета во время взлетно-посадочных испытаний на
авианосце составлял 3640 кг. Посадка реактивного само-
лета на авианосец, конечно, требует новых навыков и вы-
сокой квалификации летчика потому, что вместо обычного
использования сектора газа летчик должен держать рычаг
управления двигателем в определенном положении и са-
диться на рулях высоты. Комбинация трехколесного шас-
си с хорошим обзором на истребителе «Вампир» компенси-
рует недостатки реактивного двигателя при посадке. В
данном случае летчик, если он оказывается высоко при
подходе на посадку, может безопасно «потерять» высоту
рулем высоты насколько ему нужно.
В настоящее время англичане усиленно работают над
специальными приспособлениями для мгновенного управ-
ления всей располагаемой мощностью на самолетах, опе-
рирующих с ограниченных площадок, кораблей и т. д.
Фирма Пауэр Джетс изобрела спойлер тяги, который
состоит из пары створок в реактивной струе и дает мгно-
венное управление тягой от отрицательной до полной,
если это необходимо.
Заключение
Опыт военного периода, начиная с первого полета
англичан на реактивном самолете в мае 1941 г. до конца
1945 г., характерен широким проектированием и серийной
постройкой реактивных двигателей и самолетов. Этот опыт
на большинстве моторных и самолетных заводов основной
авиационной промышленности Англии показывает, что от
первых полетов на реактивном двигателе до серийной по-
стройки и поставки их на вооружение Воздушным силам
с тягой до 1000 кг англичанам понадобилось 3 года, а на
увеличение тяги серийных двигателей почти в 2 раза —
всего 1 год.
За это время англичане повысили мощность своих ре-
активных двигателей на серийных самолетах до 6000 л. с.,
добились удовлетворительных результатов испытаний их
на станках в продолжение сначала 100, а потом 500 час.,
85
довели срок службы их между переборками на самолетах
до 180 час. и подняли экономичность их по удельному рас-
ходу топлива на истребителях до уровня поршневых дви-
гателей.
Моторостроительные фирмы приобрели уже достаточ-
ный опыт и в ближайшее время, несомненно, увеличат тягу
своих серийных реактивных двигателей. Размерность дви-
гателей нельзя признать предельной для установки на са-
молет и ее можно увеличивать. Двигатели работают сей-
час на степенях сжатия 4:1 и можно повышать ее,
во-первых, потому, что это не будет сопровождаться пока
значительным падением к. п. д. их компрессоров, а во-вто-
рых, потому, что они могут воспользоваться опытом фир-
мы Роллс-Ройс по многоступенчатым центробежным на-
гнетателям и заменить одноступенчатые компрессоры в
своих реактивных двигателях многоступенчатыми. Три
английские фирмы уже имеют большой опыт и по осевым
компрессорам. Кроме того, работая пока при температуре
на турбине 800° С, они смогут поднять максимальные тем-
пературы цикла своих двигателей, применяя более стойкие
жароупорные стали.
Последняя тенденция нашла свое отражение в докла-
дах научных работников на конференции Института ин-
женеров-механиков в Лондоне в феврале 1946 г., где го-
ворилось, что в отдельных случаях англичане уже допу-
скают 930° С на лопатках турбины и, что в ближайшее
время будет применяться температура порядка 980—
1080° С.
Попутно с развитием реактивных двигателей с большой
тягой англичане создали самолеты, способные принять та-
кую тягу, и летают на боевых истребителях со скоростью,
близкой к 1000 км/час. Многие из существующих в Англии
33 самолетостроительных фирм работают сейчас над
созданием новых самолетов с реактивными двигателями.
Во время войны англичане использовали опыт всех мо-
торостроительных и самолетостроительных фирм в этой
области и их практические и научные кадры.
К постройке реактивных двигателей, особенно вначале,
англичане привлекли широкую сеть специализированных
заводов (турбинных, нефтяных, металлургических и др.)
из разных этраслей промышленности и отдельных специа-
листов, которые могли скорее и лучше, чем авиационные
заводы, делать турбины, камеры сгорания и т. п.
.рении Институт ГВи; ’
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Введение................................................. 3
Гл а в а I
Английские взгляды на преимущества реактивных двигателей
в авиации . . ? . . .’ . . . . .... 7
Общие преимущества газовых турбин и их комбинаций ... 7
Сорт топлива для газовой турбины ... .15
Воздушный винт и тяга реактивного двигателя ..... 16
Степени сжатия в реактивных двигателях ... ........ 17
Применение газовых турбии в коммерческой авиации .... 19
Глава II
Совершенствование газотурбинного двигателя Уиттла....... 24
Глава III
Современные реактивные двигатели...................... . 39
Двигатели фирмы Ролле Ройс . . ............... 41
Компрессор и турбина ............................ 46
Камера сгорания и топливная система............... 47
Управление и запуск двигателя . ..........-....... 50
Двигатель „Гоблин II' фирмы Де-Хевиленд...............51
Компрессор и турбина ... 52
Камера сгорания ................................ . 54
Реактивное сопло . 55
Вспомогательное оборудование и управление......... 56
Двигатель Метрополитен-Виккерс „F2/4"................ 58
Двигатель „W2/700" фирмы I !ауэр Джртс................60
Двигатель Армстропг-Сидлей „ASX* .....................61
Двигатель „Тезей 1“ фирмы Бристоль ... ........ 61
Особенности производства реактивных двигателей.......... 63
Гл а в а IV
Реактивные самолеты................................... • 66
Истребитель „Метеор" фирмы Глостер.................. 70
Истребитель „Вампир” фирмы Де-Хевиленд................ 77
Заключение............................................. 85