Данный материал был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной. Перевод был выполнен в сентябре 2015 года.
Предисловие
У первых самолетов с турбореактивными силовыми установками из-за высокой пожароопасности и низкой надежности двигатели устанавливались под крылом как, например, у Me 262, Ar 234 и He 280 или на фюзеляже как у Не-162, что так же считалось подходящим вариантом. Для получения достаточного опыта работы со способами подвески двигателей, с измерительными приборами, для проверки правильности методик расчета сопротивления и для определения наиболее удобного размещения силовых установок отдельные турбореактивные двигатели (ТРД) устанавливались на самолеты типа Ju 88 и He 111 и с ними самолеты выполняли пробные полеты. В данном материале мы расскажем о летных испытаниях турбореактивного двигателя Jumo 004 V 11, проведенном в 1943 году в расположенном в Рехлине испытательном центре. В качестве летной лаборатории использовался бомбардировщик Ju 88 A (военный номер GH + FQ).
Программа исследований
Турбореактивный двигатель Jumo 004 V 11 поступила в подразделение «E» испытательного центра ВВС для проведения летных испытаний. Продолжительность работы данной силовой установки была следующей:
- • 5 часов стендовых испытаний в компании Jumo;
- • 9,5 часов стендовых испытаний в подразделении «Е»;
- • 7,5 часов стендовых испытаний с установкой двигателя на летающей лаборатории;
- • 14 часов летных испытаний.
Общее время работы двигателя составляло 36 часов. Во время летных испытаний в первую очередь проверялась надежность работы измерительных приборов, которые контролировали работу силовой установки и методика замера величины тяги ТРД.
Для проверки границы помпажа компрессора силовой установки полеты проводились на высотах (Hina) до 8300 метров. При рабочих оборотах турбореактивного двигателя (8450 об/мин) каких-либо признаков срыва потока компрессора не наблюдалось. Затем летные испытания ТРД Jumo 004 V 11 были прекращены, поскольку в испытательный центр поступил новый двигатель варианта «А». Во время летных испытаний силовой установки варианта «А» каких-либо неполадок в ее работе не было выявлено.
1 Монтаж силовой установки на летающую лабораторию Ju 88 (военный номер GH + FQ)
Лишенный капота турбореактивный двигатель был подвешен на бомбодержателе напротив кабины под левой консолью крыла. Подвеска ТРД была осуществлена к подвижной (благодаря шариковым подшипникам) раме. В случае необходимости раму с силовой установкой можно было аварийно сбросить при помощи пиропатронов, срывавших крепежные болты. Рама с силовой установкой во время полетов, целью которых являлись замеры, крепилась к крылу и в случае срабатывания пиротехнического устройства двигатель легко отсоединялся. Так же легко при помощи специально разработанных устройств размыкались и соединения трубопроводов и электропроводки. Система газовых рычагов (Gasgestänge) силовой установки приводилась в действие при помощи троса Боудена. Слегка припаянный штуцер отсоединялся при приложении к нему нагрузки порядка 50 кг.
2 Оборудование, использовавшееся в летающей лаборатории
Измерительные приборы, установленные в кабине экипажа Ju 88, использовались во время проведения испытаний.
Обороты, развиваемые силовой установкой, замерялись тахометром с диапазоном измерения от 0 до 10000 об/мин. Запуск ТРД осуществлялся нажатием кнопки. При запуске двигателя показания развиваемых им оборотов в пределах до 2000 об/мин отображались на тахометре с точностью до 20 об/мин. Более точно рабочие обороты силовой установки можно были замерить при помощи другого тахометра, который приводился через понижающий редуктор с передаточным числом 1 : 8. Первоначально положение игл форсунок рекативного сопла ТРД сначала переносилось индуктивно, при этом перемещением гайки на приводном валу моторное масло собиралось в центре катушки. Этот способ измерений из-за большого диапазона, в котором замеры были невозможны, и из-за зависимости от температуры не оправдал себя. В данном случае для измерения величины оборотов ТРД использовался потенциометр, переставлявшийся при помощи зубчатого колеса. При этом напряжение в измерительной системе при помощи регулируемого реостата постоянно поддерживалось на уровне 5 В. Для замера расхода топлива сначала использовались два параллельно работавших ротационных измерительных устройства. Однако во время полета из-за наклона ТРД и изменения самолетом его положения в полете точность измерений снижалась и позднее для замера величины расхода топлива использовались расходомеры Seppler.
Для замера давления топлива использовались специальные измерительные приборы. Величина давления впрыскиваемого топлива измерялась при помощи электрического приемного устройства. При давлении максимум до 50 атм не имелось подходящих разгрузочных устройств, способных резко снизить давление нагнетаемого топлива в случае, если оно превышало допустимую норму. Температура замерялась при помощи термоэлемента К 52, при этом показания замеренной температуры оказались выше расчетных.
3 Замеры тяги силовой установки
a) Статическая тяга при наклоне 0°
Измерение статической тяги проводилось при помощи динамометрической скобы и измерительного стенда, что позволило получить точные данные.
b) Статическая тяга при наклоне ТРД
При наклонном положении двигателя на динамометрическую скобу воздействует еще один компонент нагрузки, вследствие чего статическая тяга рассчитывалась из формулы:
Sm = Sz – Gsin
c) Статическая тяга при наклоне ТРД с измерениями в полете
Во время полета для точного замера тяги турбореактивного двигателя при различных углах наклона планера самолета и установленного на нем ТРД собственный вес двигателя учитывали как при замерах согласно пункта b). Первоначально для определения угла наклона ТРД использовался жидкостный уклономер. Однако из-за ускорений этот метод был непригоден ,поскольку при ошибке измерения угла наклона всего в 1° ошибка величины тяги силовой установки составляла 15,7 кг.
Затем для проведения более точных измерений был дополнительно установлен безынерционный гироскопический уклономер. Данные измерения угла наклона принимались только после того как совпадали значения обоих приборов.
Общая тяга ТРД получалась из показаний динамометрической скобы за вычетом весовой нагрузки и прибавлением величины аэродинамического сопротивления. Определение показателей величины аэродинамического сопротивления ТРД в зависимости от скорости полета были возможны только тогда, когда силовая установка не была нагрета. Разницу расчетной и фактической величин аэродинамического сопротивления работающей силовой установки можно было оценить лишь приблизительно, однако разница в данном случае была невелика. Скорость полета летающей лаборатории (Vw) находилась в пределах от 220 до примерно 440 км/ч. В данном диапазоне скоростей была выведена кривая аэродинамического сопротивления для холодной силовой установки без капота при отклонении в 0°. Так как измерения тяги работающего ТРД так же приводились при отклонении в 0°, то влияние угла наклона на определение величины общей тяги силовой установки отсутствовало. В данном случае расчет велся по формуле:
Sz = Sm + Wm (кг).
Для того чтобы обойтись без точного определения угла наклона силовой установки в компании Junkers были предприняты попытки получать данные по величине тяги ТРД при любом угле относительно горизонта исходя из показателей величины давления и оборотов силовой установки. Для определения величины расхода воздуха во входном воздушном канале ТРД была установлена трубка Прандля. Полученные при этом данные хорошо согласовывались с данными, полученными компанией Jumo при использовании измерительного сопла.
4 Результаты измерений
На диаграммах 1 и 2 (в журнале диаграммы не приведены — byakin) приведены результаты измерений. Скорость летающей лаборатории с установленным ТРД была сравнительно низкой и теоретически скорость не могла превышать 550 км/ч, несмотря на увеличение тяги силовой установки. Для лучшего сравнения величины тяги на диаграммах были отражены и полученные компанией Junkers теоретические расчеты.
5 Неисправности
Во время летных испытаний турбореактивного двигателя неполадки в его работе не возникали. На стенде ТРД запускался при помощи EKQ и установленных на тележке аккумуляторов. Во время стендовых испытаний особое внимание обращалось на хорошее состояние зарядки аккумуляторных батарей. Помимо этого внимание также уделялось и температуре аккумуляторов, которая во время запуска ТРД могла возрасти.
На стенде ТРД устанавливали с наклоном назад примерно в 11°. При этом часто подтекало масло, и место откуда оно вытекало установить не удавалось.
В ходе одной из попыток запуска турбореактивного двигателя топливно-воздушная смесь сразу не воспламенилась, и как следствие в форсунке скопилось топливо. Когда ТРД удалось запустить, из сопла вырвался длинный факел, который повредил фюзеляж и закрылки летающей лаборатории. После этого происшествия в самом низком месте форсунки было просверлено отверстие диаметром 2 мм, через которое сливалось подтекающее топливо, и в дальнейшем при запуске турбореактивного двигателя большой факел не был отмечен.
Запуск ТРД во время полета (благодаря встречному потоку воздуха это происходило при оборотам силовой установки примерно от 800 до 1000 об/мин) зависел от давления впрыска топлива. При этом влияние на запуск оказывали еще и температура воздуха, давление воздуха и величина оборотов двигателя. Систематические продолжительные исследования проводились с ТРД серии «А».
летающая лаборатория Ju 88 A (GH -I- FQ) с ТРД Jumo 004 V 11
вид спереди на летающую лабораторию Ju 88 с размещенным под левым крылом ТРД Jumo 004
вид сзади на летающую лабораторию Ju 88 с размещенным под левым крылом ТРД Jumo 004. Силовая установка опирается на фюзеляж при помощи поддерживающей стойки
измерительные приборы ТРД в кабине пилота Ju 88 закреплены вне приборного щитка. Сверху справа находится тахометр
измерительное устройство системы Seppler для замера расхода топлива было расположено в задней части кабины Ju 88 под правым пулеметным лафетом
подвижная рама крепления ТРД под левым крылом Ju 88
Обозначения измеренных и вычисленных значений
(°):угол тангажа самолета и ТРД;
Vc (km/h): скорость полета по показаниям измерителя скорости;
Vw (km/h): действительная скорость;
Hina (m): высота полета по данным INA (высота напора);
Ph (mm, HG, ata): показания барометра на различных высотах;
th (°C): показания термометра на различных высотах;
N (U/min): величина оборотов ТРД согласно показаниям измерительного прибора стрелочный прибор;
Nstich (U/min) величина оборотов ТРД согласно показаниям измерительного прибора с понижающим редуктором;
Sm (kg): тяга развиваемая ТРД. Замер произведен за динамометрической скобой;
Sn (kg): полезная тяга развиваемая ТРД. Замер произведен за динамометрической скобой;
Wm (kg): аэродинамическое сопротивление. Замер произведен за динамометрической скобой;
Wz (kg): общее сопротивление. Замер произведен за динамометрической скобой;
S2 (kg): общая тяга;
S(kg): нормальная тяга (согласно INA);
W (kg): нормальное сопротивление (согласно INA);
G (kg): вес ТРД + крепление ТРД + смазочные материалы и топливо для запуска силовой установки: 900 кг.
Источники:
- Erprobungsstelle Rechlin: Erprobung Nr. 2643, Teilbericht 2.
- Flugerprobung mit dem TL-Triebwerk 109-004 T 1, W.-Nr. V 11 vom 4. 6. 1943.
источник: «Flugerprobung Jumo 109-004 V11» LUFTFAHRT International 4
