Досліджуючи існуючі ракетні двигуни, на черговий “розбір” я вирішив взяти щось нескладне, проте незвичне. Ним стало вогняне серце німецького ракетного літака Messerschmitt Me.163 “Komet”.
В моїй голові містилась думка про швидку та прогнозовану, як План «Барбаросса», “перемогу” над ним, адже це далекі 30-ті, проста, на перший погляд, конструкція та відносно прості компоненти палива, які використовує це творіння інженерної думки… Проте відчуття того, що і на цей раз німецькі інженери створять щось цікаве, справдилось.
Відданість та впевненість інженерів у своїй роботі дали Німеччині те, що пізніше можна було розвинути та поставити на службу країні у достатніх масштабах. Проте, на жаль для нацистів, було вже запізно.
Messerschmitt Me.163 “Komet” був ракетним винищувачем-перехоплювачем часів Другої світової війни, який призначався для протидії бомбардувальникам ворога. Це перший літак у світовій авіації, що розвинув швидкість понад 1000 км/год. Не зважаючи на те, що свій перший політ він здійснив восени 1941 року, перший бойовий виліт було виконано аж в травні 1944.
На Me. 163 встановлювався двигун “HWK 109-509” фірми Hellmuth Walter (HWK), а префікс «109», який був типовим для всіх надсекретних реактивних і ракетних двигунів, присвоїло Мін. авіації Рейху.
Загалом було чотири основних модифікації двигуна, які встановлювались на цей літок. Всі вони використовували в якості окисника так званий “high test peroxide” — 80-ти відсотковий перекис водню з додаванням деяких стабілізаторів. В Німеччині це називали “Т-Stoff”.
Ця речовина при контакті з органічними речовинами та деякими металами має здатність з виділенням тепла розкладатись на складові: воду та кисень. Дуже концентровані перекиси містять менше половини кисню, який можна отримати при їх розкладанні та використовувати для спалювання палив. Решта — вода, яка навпаки знижує температуру в камері згоряння двигуна, адже на її нагрів потрібно витратити багато енергії. Зниження температури призводить до погіршення ефективності двигуна, мірою якої є питомий імпульс (або скорочено “ПІ”), та, відповідно, дальності та часу польоту. Проте в той самий час нижча температура дозволяє використовувати доступніші та дешевші матеріали для побудови двигуна. Наприклад, задля цього до палива ракети V-2 навмисно додавали воду.
Потрібно зазначити, що на відміну від двигунів, що використовують найрозповсюдженіший окисник — рідкий кисень, двигуни на перекису водню є більш простими та не вимагають складніших інженерних рішень, проте дещо поступаються в ефективності.
В якості палива “HWK 109-509” використовував “С-Stoff” — суміш метанолу (57%), гідразин-гідрату (30%) та води (13%). До них також додавався каталізатор, за допомого якого розкладався “Т-Stoff” — тетраціаномеркурат калію (II). Суміш гідразин-гідрату та метилового спирту покращувала самозаймання та плавність горіння. Така суміш згорає при температурі в камері бл. 1750°C, що десь на 100°C менше, ніж без додавання води (варто сказати, що дані доволі приблизні і показники температури в реальності могли бути трохи іншими). Також було встановлено, що суміш з 50-ма відсотками гідразин-гідріту була б ідеальним з точки зору ефективності, але експерименти показали, що і 30% вистачало для тої ж ефективності, але вартість палива виходила меншою!
Під час підготовки Ме.163 до вильоту заправка компонентами палива здійснювалась в чіткій послідовності: задля безпеки цистернам з Т-Stoff та С-Stoff не дозволялось наближатись одна до одної більше ніж на 800м! Так само, як і з температурою згоряння, був ще один компроміс при використанні цих двох компонентів в якості палива — це гіперголічність паливної суміші (здатність до самозаймання при контакті одного з іншим) за рахунок безпеки. Гіперголічність палива значно спрощує систему запалювання двигуна — в ній немає необхідності. Але самозаймання при контакті Т-Stoff з С-Stoff накладає вимоги до конструкції всієї паливної системи літального апарату. Тому перед самою заправкою моторний відсік і двигун необхідно було інтенсивно очистити від залишків палива після останнього використання за допомогою пари та води. Лише після цього цистерна з паливом могла під’їхати та віддати свій вантаж. За тим всі поверхні на літаку та на землі потрібно було знову очистити великою кількістю води. Лише після цього під’їжджала автівка з перекисом водню та заправляла літак!
Що ж, коротко пройдемось конструкцією двигуна та розглянемо її здебільшого на прикладі HWK 109-509.А-1 — моделі, що вважається основною силовою установкою для Me.163.
Для подачі компонентів палива двигун використовує турбонасосний агрегат (ТНА) з двома відцентровими насосами, між якими розміщується турбіна ТНА.
Паливо розміщувалось в чотирьох баках у крилах, Т-Stoff — у трьох баках всередині фюзеляжу, а їхня загальна ємність ~ 1660л., яка використовувалась за 5-7хв. Відцентрові колеса насосів не могли створити достатньо сильне розрідження перед собою, щоб паливо з баків надходило до них постійно та рівномірно, особливо під час маневрування літака. Тому перед ними встановлювались шнекові бустерні ступені, які насаджувались на той же вал. До речі, він в цьому агрегаті один та з’єднує обидва насоси з турбіною. Колеса насосів T- та C-Stoff дещо відрізнялись за розмірами: зовнішнім діаметром та площею вхідного січення, адже при приблизно однаковому тиску, що створюють насоси, щосекундні витрати компонентів палива були різними.
Проєктування ТНА — непросте завдання, адже необхідно забезпечити герметичність усіх рухомих деталей та, водночас, зробити агрегат якомога легшим. Цього разу це призвело до того, що заради герметизації перекисового насосу та зменшення маси агрегату, паливна сторона була менш “технологічною”: за деякими даними паливний насос через негерметичність втрачав аж 8% своєї пропускної здатності! Далі цей T-Stoff направлялось назад в баки, проте все ж існували деякі втрати, які зливались за борт — близько 25-ти мілілітрів за хвилину.
Зі сторони окисника також були втрати, при чому в такій же кількості, але тут було потрібно не дати йому сконтактувати ні з якою іншою речовиною в корпусі.
Турбіна, яка приводила в дію турбонасосний агрегат, використовувала пару від розкладання перекису водню, яку генерував газогенератор. Це сталевий циліндр діаметром 180 і висотою 230 мм, в якому міститься “кошик” каталізатором. Каталізатор виготовляється зі спіненого цементу, який після висихання просочується каталізатором. Його ресурсу становить 900-1400 л. розкладеного перекису, тобто приблизно 10-15 вильотів. Далі швидкість інтенсивність розкладання знижується і каталізатор потрібно замінювати. Для цього парогенератор має зйомну кришку, в яку також вмонтовані форсунки для розпилення перекису, щоб той якісніше розкладався, а фюзеляж мав технологічний отвір для швидкого доступу.
У версії двигуна HWK 109-509.A-1 для запуску використовувався електростартер, який прокачував Т-Stoff в газогенератор. Проте на “А-2" електростартеру не було, натомість над газогенератором розмістили невеликий бак з перекисом, з якого під дією сили тяжіння той по трубці “f" потрапляти в газогенератор. Через відсутність розпилення, а просто витікання перекису через кругову трубку (на малюнку вище вона показана над сіткою з каталізатором), генерування пари було неефективним, проте цього вистачало, щоб розкрутити турбіну, а в польоті її живили вже насоси ТНА.
Пройшовши турбіну, яка має 76 лопатей, та розкрутивши її до 16 000 об/хв., вона виводилась за борт літака через довгий патрубок (на схемі вище він знаходиться посередині ТНА). Туди ж скидався зазначений раніше витік Т-Stoff з ТНА.
Після виходу з насосу Т-Stoff направлявся головний регулюючий блок (“main control valve”), який керував кількістю палива та окисника, які потрапляють в камеру згоряння, але про це пізніше. Інша частина перекису водню потрапляє в пристрій, який називається “ Т-Stoff ejector”. Їх почали ставити на двигуни з серії “А-2”, а слугували вони для виокремлювати та виводити повітря з паливної системи, адже через нього двигун в польоті міг працювати нестабільно, або, навіть, вимкнутись. Решта ж Т-Stoff, проходячи через регулятор обертів турбіни, використовується для генерації пари в газогенераторі.
Перед тим, як розглянути пекло двигуна — його камеру згоряння, трошки ознайомимось з “main control valve”. Як вже зазначалось раніше, контакт Т-Stoff з С-Stoff було неприпустимим, тому блок регулювання був поділений на дві відокремлені частини, між якими був простір. Цей блок забезпечував підтримання заданого співвідношення компонентів палива, які направляються в камеру згоряння. Він також вмикав/вимикав додаткові лінії палива та окисника, таким чином було реалізовано кілька “ступенів” потужності двигуна: холостий хід, 1-й, 2-й та 3-й ступені тяги. Робилося це задля ефективнішого використання палива під час польоту, проте, як побачимо далі, цього не було достатньо.
Найнижче розташовується впускний клапан, який відчиняється під дією тиску С-Stoff з насосу, який є водночас і “робочою рідиною”. Мета механізму (підтримання певного співвідношення компонентів палива) реалізується врівноважування тисків Т- та С-Stoff. З кожної сторони блоку (окрім двох впускних клапанів) встановлено по 3 циліндра, які пов’язані з поршнями іншого компонента відповідного “ступеня” тяги. Тобто коли вмикається 1-й ступінь, С-Stoff, проходячи через свій циліндр 1-го ступеня, прямує в до камери згоряння, а поршень, рухаючись, переміщує поршень циліндра Т-Stoff того ж рівня тяги, який перестає затуляти отвори. Перекис водню проходить циліндр та направляється в камеру згоряння.
Камера згоряння (скорочено “КЗ”) є майже півметровою махіною (535мм. завдовжки) і складається з кількох деталей. Внутрішня стінка (іноді називають “вогнева стінка”, адже вона контактує з розпеченими продуктами згоряння палива) сформована зі сталі та утворює саму камеру згоряння, яка є сферою діаметром 258мм., та надзвукове сопло.
Камера двигуна регенеративно охолоджується, тобто один з компонентів паливної суміші пропускається між її подвійними стінками, в даному випадку — це паливо. Щоб ефективніше охолоджувати вогневу стінку, швидкість палива, яке протікає біля неї, повинна бути більшою. Через те, що задля спрощення виробництва зовнішня стінка камери двигуна виготовлялась зі сталевого листа та мала просту форму (порівняйте це із сучасними ракетними двигунами, або завітайте до мене в Телеграм, де я вже порушував тему охолодження двигунів та готую ще матеріал по цій темі), яка не може забезпечили потрібні характеристика потоків в проміжку між стінками, в нього вбудували спеціальну ставку (“Filling Piece”). Її можна побачити на розрізах камери двигуна: на двох правих фотографіях жовта деталь в критичному січенні — найвужчого місця в соплі.
Паливо потрапляє (“cooling inlet”) в сорочку охолодження (проміжок між зовнішньою та вогневою стінками), після цього воно спрямовується в сторону зрізу сопла (місце, де на фото закінчується червона фарба). Там вона розвертається та під спрямовується вздовж вогневої стінки. Вставна деталь має спіральні виступи, які при накладанні цієї деталі на вогневу стінку утворюють спіральні канали. Це потрібно для того, що керуючи швидкістю та часом знаходження порції палива в певному місці, забезпечити гарне охолодження найбільш нагрітим місцям.
Після проходження паливом вздовж всієї камери двигуна, воно виводиться з сорочки охолодження (“Cooling Outlet”). В цьому місці розташовується форсункова головка, яка налічує 12 двокомпонентних форсунок, які розпилюють та змішують Т- та С-Stoff. Чим краще вони змішаються та чим на дрібніші краплі розпиляться, тим ефективнішим та стабільнішим буде згоряння в двигуні.
Ще одним рішенням, яке повинно мало покращити стабільність роботи камери згоряння, адже основним фактором виходу двигунів з ладу було якраз її пошкодження (через ресурс чи під дією вогню супротивника), було розділити палива 1-го, 2-го та 3-го ступенів потужності двигуна на кілька груп форсунок, замість того, щоб просто змінювати тиск подачі компонентів до КЗ. На зображені справа показане розділення всіх 12-ти форсунок на три групи (1-го, 2-го та 3-го ступенів потужності двигуна).
Зелені позначення в кожній форсунковій зоні — подача пари, якою очищали камеру пере запуском від дудь-яких залишків палива. Два інші чорні отвори — підвід індикаторів тиску в камері.
Паливо (С-Stoff) та окисник (Т-Stoff) подавались в камеру згоряння через спеціальні форсунки при певному співвідношенні: 3.1-3.5:1 (тобто 3.1 частини окисника і 1 частина палива), проте “ідеальним” співвідношенням було 2.8… Це зробили для того ж покращення та стабілізування горіння.
Що цікаво, якщо через форсунку паливо не потрапляло в камеру згоряння (під час вимкнення певного ступеня тяги), вона автоматом зачинялась під дією тиску в КЗ, щоб продукти згоряння не потрапили у трубопровід з перекисом водню і не спричинили його розкладання.
Існував розвиток двигуна HWK 109-509.A-1, який мав додаткову невелику камеру згоряння, яка призначалась для використання під час виконання бойового завдання. Він називався HWK 109-509.B. Велика камера навіть на першому (найменшому) ступені тяги швидко використовувала запаси палива, тому додали малу камеру.
Що цікаво, через те, що в якості каталізатора використовувався “Catalyst 431”, який є сполукою міді, вихлоп двигуна був зеленуватий.
Деякі характеристики двигуна HWK 109-509:
Тяга = 150- 1700 кг
Тяга допоміжної камери = 100 -300 кг (в моделі “.В” та деяких подальших)
Питомий імпульс — близько 200с.
Тиск в основній камері згоряння ~ 23 Бар.
Температура в КЗ ~ 1750°C
Розширення сопла = 3.9
Розміри: 68.6см у висоту; 92.7см в ширину та 257.8 см в довжину.
Маса = 160- 200 кг (в залежності від моделі)
Агрегати двигуна кріпились на раму. Така конструкція дозволяла швидко замінювати весь двигун, що дуже доречно при такій непростій конструкції та активній експлуатації літака.
Загалом було випущено порядку 500 двигунів різних моделей, включно з тестовими зразками.
За свою бойову історію ракетний Messerschmitt збив за різними даними всього від 9-ти до 16-ти англійських літаків, при цьому від вогню винищувачів було втрачено 6 машин.
Ефективність Me. 163 постраждала через його дуже високу швидкість і операційну концепцію: пілот мав лише кілька секунд, щоб навестись на ціль і вистрілити. Якщо він не влучив, місія була невдалою, оскільки він не міг зайти вдруге і мав повернутися на базу планеруванням після того. Палива на борту літака вистачало лише на стрімкий набір висоти та ще кілька хвилин роботи двигуна.
Складна інфраструктура районів експлуатації, яка була адаптована до Me 163, з великою кількістю паливопроводів, підземних резервуарів, стендами для випробування двигунів та спецтранспортом робила використання літака неефективним. Крім того, для транспортування пального залізницею повинні були бути спеціальні цистерни, а самого паливі під кінець почало не вистачати на всі проєкти Третього Рейху.
Для свого часу літак був дійсно сучасним, проте ненадійним та небезпечним для своїх же експлуататорів. Сам планер літака був непоганим, але через використання в якості рушійної установки ракетного двигуна на двокомпонентному паливі вимагало від пілотів спеціальної підготовки та навичок. До того ж сам двигун не пробачав за різке керування літаком та недбалий догляд персоналом за ним. Навіть роки експериментів, льотних випробувань та доопрацювань в області ефективності, безпеки використання та надійності не змогли надати надійну силову установку “Кометі”.
Сам же двигун вийшов доволі цікавим, особливо для тестувань різних рішень, в тому числі в умовах польоту. Було ще кілька модифікацій, які використовувались в інших ракетних проєктах нацистів, але створити овіяну туманом таємниці та могутності Wunderwaffe ( з нім. буквально — диво зброя) так і не вдалось.
Я ж дякую вам за увагу, та запрошую ознайомитись з розповіддю про сам Me.163!: https://drukarnia.com.ua/articles/nimecka-kometa-me-163-jrbno
