RAE/RPD. Ракетный двигатель «Бета 1». Основной двигатель для самолетов с вертикальным взлетом. Модель вертикального взлета самолета «Фейри».
| Сила тяги, кг Расход топлива, кг/сек Удельный расход топлива, кг/кг·час Удельный импульс, кг·сек/кг Эффективная скорость на выходе из реактивного сопла, м/сек Время действия, сек | 818,66 ±5% 4,6 21,5 177 1738,5 48 |
| (Приведенные выше данные по расходу топлива включают расход 0,295 кг/сек перекиси водорода на привод ТНА.) | |
Окислитель: 80% перекиси водорода и 20% воды (расход 3,5 кг/с). Горючее: 57% метанола, 30% гидратгидразина, 13% воды и следы катализатора на основе меди (расход 1,12 кг /сек). Эффективное отношение окислитель-горючее в камере сгорания равно 2,78:1.
Баки. Окислитель и горючее содержатся в баллонах из полихлорвинила и подаются к насосам под давлением воздуха или азота 0,21 кг/см2.
Система питания. Два насоса приводятся в действие турбиной с числом оборотов 24 000 об/мин. Насосы центробежные типа «Барск» диаметром 6,1 см с подшипниками из углеродистой стали. Импульсная турбина диаметром 9,65 см. Парогазогенератор, работающий на перекиси водорода представляет собой цилиндр, содержащий 145 дисков, диаметром 4,57 см из металлической ткани, покрытой серебром.
Камеры сгорания. Две одинаковые камеры. Рабочее давление 16,9 кг/см2 диаметр сопла 4,45 см; угол расширения сопла 30°. Полная длина 32,6 см. Удельный импульс в камере 190 кг·сек/кг.
Головка камеры. Горючее подается через 20 спиральных отверстий. Форсунки для подачи перекиси водорода расположены в боковой стенке. Окончательный поток через поверхность производится при помощи специальной пластины. Одна форсунка парогаза для зажигания.
Охлаждение. Регенеративная циркуляция перекиси водорода в рубашке камеры и сопла (до горловины). Закрученный поток охладителя создавался спирально расположенными ребрами-каналами.
Зажигание. Система зажигания отсутствует, так как перекись водорода самопроизвольно вступает в реакцию с гидратом гидразина.
Запуск двигателя. Раскрутка турбины осуществляется путем подачи извне перекиси водорода в парогазогенератор через скользящую муфту. Главные топливные магистрали двигателя находятся под давлением и дренируются. Затем техник включает полный расход и обороты увеличиваются.
Вес. Данных нет.
Некоторые замечания. Двигатель установлен на самолете «Фейри» с вертикальным взлетом. Изменение направления полета на малых поступательных скоростях осуществляется путем отклонения струи с помощью дефлектора. Камеры сгорания могут поворачиваться и находиться в перпендикулярном положении по отношению друг к другу.
Основной двигатель в реактивной авиации. Установлен на самолете «Белл XS-1».
| Сила тяги, кг Расход топлива, кг/сек Удельный расход топлива, кг/кг·час Удельный импульс, кг·сек/кг Эффективная скорость ка выходе из реактивного сопла, м/сек Время действия, мин. в полете | 2722,2 13,6 18 200 1964,2 2,7 |
Вес оценен в 95,3 кг (по-видимому, эта цифра включает вес аккумулятора давления, испарителя и баков).
Некоторые замечания. Первый полет самолета «Белл XS-1» был проведен в декабре 1946 г. в Мюрок Филде. Первоначальный проект двигателя для самолета «Х-1» был выполнен в расчете на турбонасосы, которых в то время еще не было. Временная система подачи давления поднимала сухой вес до 907 кг, уменьшала запас топлива и, таким образом, уменьшала время работы до 1,5 мин. Двигатель предназначен для самолета «XLR-11-RMI». Последняя схема включает в себя парогазогенератор на перекиси водорода для привода турбонасоса. Двигатель предназначен для самолетов «Дуглас скайрокет», «Белл Х-1А» и «Белл Х-1В».
(Аналогичен двигателю «109-509 В1», но с усовершенствованиями двигателя «109-509 А2».)
| Сила тяги, кг Расход топлива, кг/сек Удельный расход топлива, кг/кг·час Удельный импульс, кг·сек/кг Эффективная скорость на выходе из реактивного сопла, м/сек. | 2000+398 12,8 19,3 186 1830 |
| (Приведенные выше средние данные по расходу топлива включают расход 0,64 кг/сек перекиси водорода на привод ТНА.) | |
Число оборотов ТНА увеличено до 17 500 об/мин. Эффективность насоса доведена до предела при максимальном расходе.
Камера сгорания. Большая — такая же, как в двигателе «109-509 А2»; малая — как в двигателе «109-509 В1». Рабочее давление 21,7 кг/см2 при удельном импульсе в камере 184 кг·сек/кг. Полный удельный импульс 165 кг·сек/кг, когда работает одна камера при силе тяги 400 кг. Малая камера рассчитана на степень расширения 60:1 на высоте 8000 м.
Головка камеры. В большой камере форсунки такие же, как в двигателях серии А, но с несколько большей пропускной способностью, дающие нужный расход при меньшем перепаде давления.
Вес всей силовой установки 190 кг.
Некоторые замечания. Двигатель разработан в 1944—1945гг. и включает в себя усовершенствование двигателя «109-509 А2», а также крейсерскую камеру двигателя «109-509 В1». Модифицированная схема с использованием тех же элементов обеспечивает лучшее управление двигателем.
Примечание. Характеристики двигателей серии 109-509.
Все двигатели были отдельно испытаны, расходы топлива были отрегулированы с целью получения максимальной силы тяги, отвечающий требованиям заказчика. Величина расхода топлива, необходимая для получения заданной силы тяги, оказалась различной для отдельных двигателей.
В основном из-за изменений характеристик форсунок изменение величины расхода топлива на ±5% считалось приемлемым. Это изменение сказалось на величине расхода, необходимой для приведения в действие турбины, а также и на всех других характеристиках. Приведенные здесь цифры являются средними, полученными для каждого типа двигателей при производстве и испытаниях.
Минимальная сила тяги ограничена наступлением неустойчивости горении.
Имели место значительные колебания как величины силы тяги, так и расхода топлива, однако они считались приемлемыми.
Соотношение компонентов топливной схемы при максимальной силе тяги незначительно отличалось от среднего значения; форсунки подбирались в соответствии с величиной расхода топлива.