Жидкостный ракетный двигатель HWK-109-509

Жидкостный ракетный двигатель HWK-109-509

Немецкий ракетный двигатель HWK-109-509 (конструкции Вальтера), действующий на жидком топливе, выполнен в виде отдельного агрегата, который может быть установлен на самолете в качестве основного источника тяги.

Этот двигатель применялся немцами на истребителе- перехватчике Ме-163.

Известны две модификации двигателя HWK-109-509: А-0 и А-1. На основании фирменной инструкции по эксплуатации можно заключить, что в конструктивном отношении оба варианта в основном подобны. Вариант А-1 двигателя дает большую максимальную тягу.

Применяемое в двигателе топливо состоит из окислителя и горючего. В качестве окислителя используется водный раствор перекиси водорода (компонент “Т”- штофф), содержащий стабилизаторы. Горючее представляет собой раствор гидрат-гидразина в метиловом спирте (компонент “С”-штофф).

Общий вид двигателя HWK-109-509

1 — камера сгорания, 2 — парогазогенератор, 3 — регулятор давления топлива, 4 — блок топливных кранов, 5 — редуктор со стартером, 6 — фильтр компонента «С», 7 — сливной кран, 8 — каркас, 9 — опорная плита, 10 — колонка, 11 — вилка крепления двигателя к самолету;

Прим.: на рисунке представлен вид двигателя сбоку.

Разложение перекиси водорода производится в специальном парогазогенераторе путем соприкосновения ее с катализатором (кубики из пористой керамической массы, пропитанной перманганатом бария и хлористыми солями кобальта и никеля). При этом перекись водорода разлагается на пары воды и газообразный кислород с выделением большого количества тепла по формуле:

2H₂O₂ =› 2H₂O + O₂ + 46900 кал.

Температура гозопаровой смеси на выходе из парогазогенератора достигает примерно 180 °C. Скорость вращения турбины при максимальном режиме — составляет примерно 17000 об/мин.

Величина давления компонентов топлива в нагнетающей магистрали двигателя зависит от чмсла оборотов турбины, т. е. от расхода поступающего в парогазогенератор компонента “Т”. Регулировка давления подачи топлива осуществляется автоматически с помощью регулятора давления.

Основные части двигателя: камера сгорания с двенадцатью форсунками; турбонасосный агрегат, состоящий из двух центробежных одноступенчатых насосов и активной двухступенчатой турбины; парогазогенератор; регулятор давоения топлива; блок топливных кранов; редуктор со стартером; фильтр компонента “С”; сливной кран.

Агрегаты двигателя кроме камеры сгорания и сливного клапана, скомпонованы на металлическом каркасе, соединенном с опорной плитой. К последней прикреплена колонка, в которой проложены топливные трубопроводы.

Крепление двигателя к конструкции самолета осуществляется при помощи двух вилок и трубчатого подкоса.

Ниже приведены характеристики двигателя, построенные на основании данных фирменных инструкций по эксплуатации.

Основные данные двигателя