АэроХобби Журнал - АэроХобби 1993 02

• Название: АэроХобби 1993 02
• Автор: АэроХобби Журнал
• Жанр: Техническая литература
• Год: 1993

p>Авиационно-исторический журнал, техническое обозрение.В дальнейшем Авиация и время.

---

1) На стартовых условиях.

2) 2395 кг у VII серии выпуска и 2437 кг у XII серии.

3) Для модификаций С. В.

4) С VII серии добавлено два крыльевых пулемета калибра 7, '7 мм.

5) 2539 у I серии выпуска.

6) На I серии выпуска вместо пушек – крыльевые пулеметы.

7) С подвесными топливными баками.

Самолеты, летавшие на стороне союзников, несли трехцветные кокарды.

Самолеты MC. 205V, входившие в состав ANR, красились по германскому стандарту RLM – вся машина была серо-голубой (Hellgrau 76), а по верху наносились пятна средне-серого цвета (Mittelgrau 83). Опознавательные знаки ANR состояли из трехцветных флагов на фюзеляже и киле и черных крыльевых знаков квадратной формы с двумя фашинами внутри.

После войны все сохранившиеся самолеты были перекрашены под цвет дюраля с черной антибликовой полосой перед фонарем.

Список литературы

1. Gentelli R. Gorena L Macchi C. 202 in action, Squadron/Signal publication, Aircraft N941, Carrolton, 1980.

2. Leproni E. Macchi C. 202/205, AISA, Milano.

3. Muslakowski P. Samolot mysliwski Macchi MC. 200 Saetta, MON, TBitl №126, Warszawa, 1988.

4. Flieger-Revue №1/1974.

5. Letectvi a kosmo- nautica №20/1979.

6. Skrzydlata Polska №32/1989.

7. Aero technica lotnicza №2/1991.

8. Aviation Magazine International №691/1976.

В НЕБЕ УКРАИНЫ

Судьба распорядилась так, что большую часть жизни выдающийся сын украинского народа Архип Михайлович Люлька жил и работал в Москве, однако он никогда не прерывал связей с Украиной, всегда радушно встречал земляков и был дорогим гостем в родном селе. Он гордился тем, что украинец, но свои силы и талант отдавал служению всей многонациональной стране и Ее Величеству Авиации. Сегодня его имя принадлежит истории.

Подполковник В. В. Самулеев

Создатель авиационных двигателей

К 85-летию со дня рождения Генерального конструктора А. М. Люльки

Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской и Государственной премий, генеральный конструктор, академик АРХИП МИХАЙЛОВИЧ ЛЮЛЬКА

23 марта 1908 г. в селе Саварка Богуславского района Киевской области в многодетной семье крестьянина Михайлы Ивановича Люльки родился сын Архип. Рано оставшись без родителей, он сполна испытал тяготы гражданской войны. Детям села, где жил Архип, повезло: там была хорошая школа, и преподавали в ней талантливые учителя. Увлеченность, любознательность, необыкновенность односельчане замечали в Архипе с юных лет, считая, что он обязательно будет большим человеком.

В 16 лет A. M. Люлька поехал в Белую Церковь учиться в профтехучилище при машиностроительном техникуме – так во многом был предопределен выбор жизненного пути. Для того, чтобы учиться и жить, приходилось по вечерам подрабатывать кузнецом и слесарем. Первая неудача с поступлением в Киевский политехнический институт не обескуражила юношу, он упорно продолжал готовиться. На следующий год из 150 абитуриентов на механический факультет поступили лишь 20, и среди них – Архип Люлька. После окончания КПИ в 1931 г. молодого инженера направляют в аспирантуру при Научно-исследовательском институте промышленной энергетики в Харькове. Затем он работает инженером-исследователем на Харьковском турбинном заводе и на кафедре авиационных двигателей Харьковского авиационного института. В то время в институте шли работы по проектированию паротурбинной силовой установки для тяжелого бомбардировщика. Начинающий конструктор взял на себя разработку конденсатора, в котором отработанный пар превращается в воду. Однако, вникнув в суть проблемы, он пришел к выводу о принципиальной непригодности паровой турбины для авиации в первую очередь из-за больших размеров конденсатора.

Познакомившись с работами французского ученого Мориса Руа и советского профессора Б. С. Стечкина, A. M. Люлька окончательно утвердился в мысли, что основой силовой установки перспективных самолетов станут газотурбинные двигатели. Он добился закрытия темы по паротурбинной СУ и с группой энтузиастов приступил к теоретическим исследованиям и конструктивным проработкам турбореактивного двигателя (ТРД). В кругу авиационных специалистов эти работы были встречены с недоверием. Указывалось на трудности научно-технического и производственного характера. Кроме того, считалось, что применение такого двигателя не оправдает себя из-за больших расходов топлива на малых и средних скоростях полета.

В чем же состоит принцип работы турбореактивного двигателя? В своей последней прижизненной статье(8*) A. M. Люлька писал: "В ТРД воздух из атмосферы поступает в компрессор. Затем в камере сгорания, где сжигается химическое топливо, сжатый воздух смешивается с продуктами сгорания и подогревается до высокой температуры. Полученный газ направляется в турбину, мощность которой используется для вращения компрессора. Но газ, отработавший в турбине, обладает еще значительной энергией. Далее газ поступает в сопло, где он, расширяясь, разгоняется до большой скорости, значительно превышающей скорость полета, за счет чего и создается необходимая тяга". Кажется, все очевидно и просто, но в 1937 году, чтобы доказать техническую возможность реализации такого двигателя, приходилось преодолевать многие трудности.

Совершенно независимо над созданием ГТД работали: Ф. Уиттл в Англии, А. Грифитс и Г. Огайн – в Германии. Разработкой газовой турбины для авиации серьезно занимались в МВТУ имени Н. Э. Баумана под руководством профессора В. В. Уварова. Однако задача увеличения скорости полета решалась не кардинально, так как движителем в разрабатываемой силовой установке оставался воздушный винт, к. п. д. которого с ростом скорости полета резко уменьшается. Кроме того, как доказал A. M. Люлька, работающая на винт газовая турбина эффективна лишь при высокой температуре газа, а в то время еще не было создано необходимых жаропрочных сплавов.

В 1938 г. группой A. M. Люльки разработан проект "Ракетного турбореактивного двигателя РТД-1", рассчитанного на скорости полета до 900 км/ч. Предусматривалось, что он будет иметь двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания, одноступенчатую турбину и сопло. Выбор центробежного компрессора обуславливался широким применением таких компрессоров в системах турбонаддува высотных поршневых двигателей, достаточно развитой их теорией, опытом проектирования, производства и доводки. Проект получил положительное заключение экспертизы и был рекомендован к дальнейшей разработке. Тем не менее, работы над РТД-1 в ХАИ не были поддержаны, и Архип Михайлович добился своего перевода в специальное конструкторское бюро, созданное по решению правительства. СКБ-1 располагалось в Ленинграде на Кировском заводе и по тем временам имело хорошую экспериментальную и производственную базу. Здесь удалось в короткое время разработать проект нового двигателя РД-1, рассчитанного на тягу 530 кгс, и подготовить рабочие чертежи всех узлов и деталей. Отличительной особенностью этого проекта являлось применение осевого компрессора, что позволило существенно сократить диаметр двигателя, увеличив таким образом лобовую тягу, и облегчить компоновку двигателя на самолете.

8* Журнал "Наука и жизнь", №10, 1984 г.

Схема ТРДД (из авторского свидетельства А. М. Люльки за №312328. 25 от 22. 04. 41 г. ): 1 – входной диффузор; 2 – вентилятор; 3 – компрессор высокого давления; 4 – камера сгорания; 5 – турбина; 6 – сопло

Схема первого турбореактивного двигателя РТД, разработанная инженером А. М. Люлькой в 1937 г.

Накануне войны турбореактивный двигатель РД-1 был готов на 70%

Первый отечественный турбореактивный двигатель ТР-1

Принимая критику по поводу недостаточной экономичности разрабатываемого ТРД, A. M. Люлька предложил схему и развил теорию двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД). Такой двигатель отличался от одноконтурного применением низконапорного вентилятора, установленного за входным диффузором, и разделением потока воздуха за вентилятором на два, из которых один проходит через компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину, образующие внутренний контур, а другой – по наружному контуру, смешиваясь затем с продуктами сгорания внутреннего контура. Вследствие подачи сравнительно холодного воздуха наружного контура температура газа перед соплом падает и скорость реактивной струи уменьшается. Сближение скорости струи со скоростью полета повышает к.п.д. двигателя, что в совокупности с увеличением расхода воздуха через тракт двигателя улучшает экономичность. Наряду с работой над двухконтурной схемой двигателя конструктор в 1939-1941 гг. разрабатывал и другие типы воздушно-реактивных двигателей, в том числе и ТРД с форсажной камерой сгорания.