Неподвижные направляющие лопатки осевого компрессора, так же как и лопатки, установленные между диагональным колесом и первой ступенью осевого компрессора, изготовлены из листового материала и приклепаны к корпусу.
Камера сгорания кольцевого типа изготовлена из листового материала, наружный кожух камеры изготовлен из алюминиевого сплава.
Турбореактивный двигатель HeS-011
1-индуктор (воздухозаборный вентилятор), 2- валик привода коробки передан, 3- диагональный компрессор, 4- осевой компрессор, 5- копьцевые воздушные каналы форсунки, 6- топливная форсунка, 7-копьцевая полость для воздуха, охлаждающего стенки камеры сгорания, 8- камеры сгорания, 9- патрубки подвода вторичного воздуха в камеру сгорания, 10- патрубок подвода воздуха, охлаждающего лопатки соплового аппарата турбины, 11- турбина, 12- реактивное сопло, 13- профилированная игла сопла
Топливо впрыскивается в камеру шестнадцатью форсунками и смешивается с первичным воздухом, поступающим в камеру через завихритель и кольцевые щели.
Вторичный воздух, поступающий в камеру по специальным патрубкам, понижает температуру газов на входе в сопловой аппарат турбины.
Турбина осевая, двухдисковая, двухступенчатая. Конструктивной особенностью ее является то, что она не консольная, как турбина двигателей Jumo-004 и BMW- 003, а двухопорная. Лопатки турбины — полые, охлаждаемые, по своей конструкции похожи на лопатки турбины двигателя BMW-003. Каждая лопатка фиксирована в турбинном диске с помощью одной заклепки.
Стенки реактивного сопла сделаны двойными из листового материала и охлаждаются наружным воздухом. Выходное сечение сопла регулируется профилированной иглой, которая может быть установлена в одном из двух положений с помощью сервомеханизма.
Раскрутка двигателя при запуске производится двухтактным двухцилиндровым бензиновым мотором, установленным на корпусе двигателя.
Первоначальный запал топлива осуществляется четырьмя свечами, расположенными около форсунок.
| Тяга | 1300 кг |
| Число оборотов | 11000 об/мин |
| Удельный расход топлива | 1,3 кг/кг час |
| Расход воздуха | 30 кг/сек |
| Степень повышения давления в компрессоре | 4,5 |
| Топливо | керосин+5 % солярового масла |
| Вес | 840 кг |
| Высота | 1080 мм |
| Ширина | 875 мм |
| Максимальная длина (с выдвинутой иглой сопла) | 3050 мм |
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.
| Модификации двигателя HWK-109-509 | А-0 | А-1 |
| Максимальная тяга на земле, кг | 1500+50 | 1700+50 |
| Максимальная тяга на Н=20000 м, кг | 1704+50 | 1904+50 |
| Удельная максимальная тяга на земле, кг/кг/сек | 200,0 | 200,0 |
| Удельная максимальная тяга на Н=20000 м, кг/кг/сек | 227,2 | 224,0 |
| Давление газа в камере сгорания при режиме максимальной тяги, атм | 19+0.6 | 21+0.6 |
| Давление подачи топлива при режиме максимальной тяги, атм | 35-38 | 40-43 |
| Диапазон изменения тяги на земле, кг | 100-1500+50 | 100-1700+50 |
| Объем камеры сгорания, л | 14 | 14 |
| Сухой вес двигателя, кг | - | 165 |