> Техника, страница 95 > Авиационные двигатели

Авиационные двигатели

Авиационные двигатели. Развитие и усовершенствование А. д. непрерывно продолжается в направлении выполнения требований: 1) легкости веса мотора с запасом топлива, воды и масла, 2) компактности (малые габаритные размеры), 3) уравновешенности. Наравне с указанными требованиями еще должен быть поставлены два: 4) надежность работы, 5) высотность, то есть способность двигателя развивать требуемую мощность на заданной высоте (смотрите Авиационные двигатели, т. I).

Единственным массовым двигателем, удовлетворяющим запросам авиации и до настоящего момента, остается четырехтактный бензиновый мотор внутреннего сгорания, но в то же время можно наблюдать постепенное проникновение в авиацию и двигателей тяжелого топлива — авиадизелей. Газовая и паровая турбины еще не имеют практич. применения, хотя технич. мысль усиленно работает над этим вопросом. Опыт полета с паровой машиной был произведен в США в 1933 г. Самолет, снабженный паровой машиной двойного расширения с двумя цилиндрами двойного действия, летал на аэродроме в Окленде. Размер цилиндров высокого давления ЗХ 3" и низкого×3". Стремление ввести в эксплуатю на самолете двигатели тяжелого топлива объясняется тем, что они менее опасны в пожарном отношении, чем бензиновые, и кроме того более экономичны. По уд. в двигатели тяжелого топлива тяжелее бензиновых моторов по причине меньшего числа оборотов, меньшего среднего эффективного давления и большего максимального давления в цилиндре двигателя. Меньший расход топлива авиадйзелей до известной степени компенсирует избыток уд. веса. Так, бензиновый двигатель расходует на полной мощности не менее 0,24—0,25 килограмм/л. с. час, двигатель тяжелого топлива расходует 0,17—0,18 килограмм/л. с. час, и на каждый час полета получается экономия в 50 — 80 г/л. с. При десятичасовом полете эксплуатя двигателей тяжелого топлива даст выигрыш в нагрузке самолета 0,5— 0,8 килограмм на каждую л. с. двигателя или позволит поставить мотор большого уд. в Главнейшие характеристики нек-рых А. д. тяжелого топлива даны в таблице 1. Указанные двигатели прошли испытания и ставились на самолеты. Испытания показали, что двигатель Паккарда не может длительно работать на 225 л. с., т. ч. данные уд. в 1,05 преуменьшены, и правильнее было бы за мощность этого двигателя принять 180— 190 л. с. и тогда уд. в двигателя будет ок. 1,2. Двигатель Бристоль «Феникс» (Phoenix), наоборот, мог бы маркироваться мощностью несколько выше 350 л. с.; т. о. уд. веса современных А. д. тяжелого топлива близки к 1,2 килограмма/л. с.

На фигуре 1 показан двигатель Паккарда, постав-, ленный на самолет в 1930 г. Двигатель имеет только один клапан, служащий как для выхлопа, так и для всасывания воздуха. На фигуре 2 и 23 представлен двигатель Юнкерса Юмо-4 (JUMO-4) с двумя коленчатыми валами и противоположно движущимися поршнями. Продувка двигателя осуществляется центробежным насосом. Двигатель Юнкерса отличается очень малым расходом топлива, что особенно замечательно для двухтактной машины. Топливом для А. д. тяжелого топлива служит обычный газойль (отгон нефти между керосином и соляровым маслом). Широ-

Таблица 1. — Характеристики А. д. тяжелого топлива.

Название мотора	Расположение и число цилиндров	Число тактов	Мощность в л. с.	Число об/м.	Диам. цилиндра в миллиметров	Ход поршня в миллиметров	Степень сжатия	Среднее эффект, давление в atm	Относит, вес мотора	Расход топлива в г/л. с. час	Расход масла в г/л. с.час	Тип форсунки и способ распыл, топлива
Водяное охлаждение Юнкере JUMO-4.	Верт., 6	2	650	1 710	120	2x210	16	6	1,2	166	11	Открыт.
Воздушное охлаждение Паккард DR 980.	Звезд., 9	4	225	1 950	122,2	152,4	15	6,44	1,05	222	27	неп’осред. распыл. Открыт.
Бристоль «Phoenix» (1932)	Звезд., 9	4	350	1 900	-	-	-	5,8	1,29	180	-	непосред. распыл.

кого распространения в авиации дизели еще не получили, но будущее для них открыто (подробнее смотрите ниже А. д. тяжелого топлива). Бензиновые А. д., работающие по четырехтактному циклу, являются, как было сказано, основ ным типом двигателей, применяющимся в авиации. Двухтактные бензиновые машины не нашли еще применения, хотя время от времени появляются опытные образцы небольшой мощности. При диаметре цилиндра 150—160 миллиметров литровая мощность двухтактного двигателя не получается больше, чем у четырехтактного, из-за потери в рабочем ходе "на продувочные окна и благодаря затрате мощности на продувочный насос, а т. к. литровые веса примерно одинаковы, то уд. в двухтактного мотора получается такой же, как и у четырехтактного, или даже больший. Расход же топлива всегда у двухтактного двигателя будет больше, если даже не считать потери топлива во время продувки карбюрированной смесью, т. к. мощность, затраченная на продувочный насос у быстроходного двигателя, не окупается улучшением механич. кпд, как у тяжелых дизелей. Сохранение высотности у двухтактного мотора сложнее и требует большей затраты мощности на нагнетатель благодаря тому, что расход воздуха на л. с. у двухтактного мотора больше, чем у четырехтактного. Вполне возможно, что двухтактные моторы с небольшим размером цилиндров, диаметром до 100—110 миллиметров, найдут применение, особенно в связи с заменой карбюрации бензина непосредственным его впрыском в цилиндр с последующим зажиганием от электрической свечи, чем будет избегнута потеря топлива во время продувки. Опыты по непосредственному впрыску бензина форсункой в цилиндр двигателя, проведенные с четырех тактным двигателем Хорнет фирмы Пратт и Витией в 1932 году, показали возможность применения этого способа, хотя затруднения с регулировкой мощности двигателя еще не получили окончательного разрешения.

Обращаясь к четырехтактным бензиновым А. д., рассмотрим требования надежности и высотности, которые теперь всегда предъявляют к мотору. Надежность А. д. обычно определяется проверкой работы двигателя на испытательном станке, этапами по 5 ч. каждый. В течение каждого пятичасового испытания мотор должен работать 5 мин. на максимально допустимой для него мощности V₂ ч. или 1 ч. на номинальной мощности (то есть на той мощности, которой маркирован данный ’мотор) и остальное время на мощности не ниже 90% от номинальной. Срок работы мотора без дефектов и определяет надежность. В настоящее время во всех странах продолжительность работы на станке установлена для А. д. не ниже 100 ч. Некоторые образцы А. д. имеют надежность на станке 300 ч. и даже более (до 500). Требование надежности ограничивает возможности облегчения веса мотора и заставляет вести производство и сборку А. д. с чрезвычайной тщательностью. Особо строго контролируются и уничтожаются перекосы в главных деталях, передающих нагрузку, и на трущихся поверхностях. Монтажные зазоры устанавливаются в очень узких пределах и строго соблюдаются при сборке. На фигуре 3 показан способ поверки параллельности осей верхней и нижней головок прицепного шатуна А. д., а в таблице 2 даны некоторые монтажные зазоры звездообразного мотора воздушного охлаждения.

Фигура 2.

Несмотря на всю тщательность сборки и Производства, благодаря большой напряженности деталей в работе срок работы А. д. в эксплоа-тации невелик, а средняя продолжительность от ремонта до ремонта лишь в 2—3 раза превышает

Фигура 1.

Таблица 2. — Монтажные зазоры (в миллиметров).

Название деталей	Направ-	Зазор (+) или натяг (—)
	ление	миним.	макс.	норм.
Поршневые кольца Верхн. кольцо в ка-навке.	Боковой	+0,2	0,25	0,2
Среднее кольцо в ка-навке.	»	+0,15	0,20	0,15
Масляное кольцо в канавке.	»	+0,1	0,14	0,1
Зазор в стыке кольца, вставленного в цилиндр.	»	+0,7	0,8	0,7
Палец поршня Палец поршня в головке шатуна.	Диаметр.	+0,03	0,04	0,03
Палец поршня в бобышке поршня.	»	+0,0	0,02	0,01
Главный шатун Мотылевая шейка в подшипнике шатуна	»	+0,06	0,07	0,065
Шатунная головка на валу.	Боковой	+0,15	0,18	0,15
Прицепной шатун Палец прицепного шатуна во втулке головки шатуна.	Диаметр.	+0,03	0,04	0,035
Клапаны · Клапан в направляющей.		+0,09	0,1	0,09
Направляющая в литье головки.		-0,03	0,04	0,035
Вал Коленчатый вал и упорный шариковый подшипник.		0	0	0
Коленчатый вал и шестерня распред.	»	+0,015	0,025	0,02

продолжительйость работы на станке при определении надежности. В таблице 3 приведены сведения об эксплуатации мотора Юпитер IV фирмы Гном и Рон на гражданской воздушной линии.

Таблица 3. — Данные эксплуатации мотора

Юпитер IY.

Число моторов 30

Период времени, годы.. 3

Общее число часов работы моторов.. 25 000

Макс, число часов, наработанных одним мотором. 1 860

Макс, число часов работы мотора в год. 735

Стоимость одного часа работы мотора, шилл. 17,5

Данные продолжительности работы отдельных деталей в часах

Коленчатый вал..

Клапан впуска..

Клапан выпуска..

Клапанная пружина.

Направляющая клапана впуска Направляющая клапана выпуска

Поршень..

Поршневое кольцо.

Масляное кольцо..

Цилиндр..

Картер..

Главный роликовый подшипник.

Главный шатун. ·.

Прицепной шатун.

Поршневой палец.

1000 1000 650 1 500 615 650 200 165 270 1 500 1 500

800 750 1 500 360

Как видно, через 5—6 ремонтов почти все детали мотора должен быть заменены на новые. Если бы не было требования надежности, авиационный двигатель мог бы быть сделан со значительно меньшим удельным весом. Двигатели, предназначенные для гонок и рассчитанные на надеж ность в 5—10 ч., указаны отдельно в таблице 4 и, как видно, имеют значительно меньший вес, чем нормальные образцы.

Высотность А. д. определяется высотой, на которой дЁигатель еще способен развить мощность, равную его номинальной мощности на земле. У обычного двигателя при условии постоянства чисел его оборотов мощность падает по мере подъема на высоту по ур-ию

N_eh=N_e

[*· SKS-H·

где N_e — эффективная мощность в л. с., р — давление в окружающей атмосфере, Т — абсолютная ί°, индекс h означает на высоте и 0—на земле. Для работы двигателю необходим воздух, и можно считать, что на одну индикаторную л. с./ч А. д. требует 2,65—2,8 килограмм воздуха. При подъеме на высоту весовое количество засасываемого двигателем воздуха уменьшается из-за падения плотности в атмосфере, и мощность мотора понижается. Чтобы предупредить падение мощности, к А. д. присоединяется воздушный насос-нагнетатель, который накачивает в двигатель

Фигура 3.

нужное количество воздуха и Позволяет тем самым двигателю давать на высоте потребную нам мощность. Очевидно, что вполне возможно и при работе двигателя на земле накачивать в него воздух в количестве большем, чем он может сам засосать непосредственно, и тем самым увеличить мощность, развиваемую данным мотором. Указанный способ действительно применяется и называется наддувом (смотрите) двигателя. Почти все современные мощные А. д., особенно предназначенные для военных целей, работают с наддувом и имеют высотность. На фигуре 4 представлен двигатель Испано-Суиза 860 л. с. типа 12 Ybrs, снабженный центробежным нагнетателем А, который установлен сзади двигателя.

Наддувать высотный двигатель необходимо для сохранения достаточной мощности его в полете, причем повышение мощности за счет наддува должно перекрывать расход ее на вращение нагнетателя. Степень наддува определяется отношением давления во всасывающем трубопроводе мотора или в нагнетательной трубе насоса (р_к) к давлению атмосферы на земле (р_и). В современных двигателях отношение ^ колеблется в пределах 1,05—1,23. Наддув контролируется манометром, показывающим давление во всасывающей трубе. При подъеме на высоту обыкновенно количество нагнетаемого воздуха регулируется так,

что давление на всасывании сохраняется постоянным. Изменение мощности с высотой при различных числах оборотов мотора представлено на фигуре 5 для мотора Кертисс-Конкверор, снаб-

гатель, заставляет ставить охладитель воздуха между мотором и компрессором, что влечет за собой увеличение веса и сопротивления в полете. При работе авиационных двигателей вблизи уровня земли возникает необходимость отключать нагнетатель от мотора.

Разрешение проблемы высотности является одной из задач сегодняшнего дня; авиация требует не только моторов с высот-

женного центробежным нагнетателем ^ =1,09.

До высот, отмеченных точками а, компрессор способен поддерживать р_к=Const, для больших высот мощности падает, как у обычного мотора. На фигуре 6 изображен двигатель Райт «Циклон» (Cyclone) воздушного охлаждения с нагнетателем, удобно располагающимся в задней крышке картера мотора. А. д., снабженные нагнетателем и работающие с наддувом, имеют расход топлива больший, чем двигатели без нагнетателей, так как часть мощности тратится на вращение нагнетателя, и кроме того при наддуве двигатель обычно работает с недостатком воздуха 10—15%

(а — 0,85 -г 0,9). Современные расходы топлива у таких двигателей порядка 0,26 — 0,28 килограмм/л. с. час. Чем больше высота, до которой нагнетатель может дать постоянное значение р_А, и чем больше само р_к, тем большую мощность надо затратить на вращение нагнетателя и тем труднее восстановить ее за счет наддува. Различный предел наддува определяется надежностью двигателя и для гоночных машин (Рольс-Ройс R, табл. 4) он был доведен до ^ =2,32. Для А. д., предназначенных для постоянной эксплуатации, наддув не превосходит 1,2; подогрев воздуха в насосе до t° выше 120° и повышение давлений в цилиндре затрудняют и без того напряженную работу А. д. При "высотности 4 000—5 000 метров еще возможно иметь у мотора с нагнетателем такую же номинальную мощность на земле, как и без нагнетателя; при большей высотности потеря мощности на нагнетатель не м. б. компенсирована наддувом, и номинальная мощность мотора начинает падать по сравнению с мотором без нагнетателя. Высокая t° воздуха, подаваемого насосом в дви

Фигура 5.

ностью 4 000—5 000 ж, но также и стратосферных моторов с высотностью 12 000—15 000 ж и уд. весом 1,2—1,5 килограмм/л.с. Одноступенчатый центробежный, невыключающийся нагнетатель, подобный указанному на фигуре 4 и 6, не может удовлетворить

Фигура 6

большей высотности, и тогда делают многоступенчатые, выключающиеся нагнетатели. Дву ступенчатый нагнетатель Рато-Фарман показан на фигуре 7, а на фигуре 8 дана схема его установки на двигателе. На схеме показан холодильник воздуха а и сцепление с мотором б. Дополнительный вер одноступенчатого центробежного нагне-

тателя составляет ок. 0,03 до 0,045 килограмм/л. с. мотора. Чрезвычайная легкость центробежных нагнетателей послужила причиной их широкого рас-

Фигура 7.

пространения в А. д. О других типах нагнетателей см. Авиационные двигатели, т. I. Были попытки применения для авиационных двигателей поршневых нагнетателей, но последние еще находятся в стадии опытов.

Несмотря на повышение надежности и высотности уд. веса А. д. уменьшаются за счет наддува и увеличения числа оборотов, что стало возможным по мере * приобретения опыта в производстве и развития технологии. Замена баббита на подшипниках свинцовистой бронзой позволила увеличить напряжение в работе трущихся частей. (Американская бронза обычно имеет состав Си — 53%, РЬ — 45%, Ni — 2%.) Цементация зубь

ев шестерен с последующей их шлифовкой, нитрация зуба в связи с высокими качествами материала и обработки позволили создать легкий и надежный привод к нагнетателю и редуктору мотора, без которых невозможны были бы наддув и повышение числа оборотов двигателя. В настоящий момент число об/м. для мощных звездообразных двигателей надо считать 2 000— 2 400 об/м., для V-образных 2 000—2 600 об/м. С повышением числа оборотов растут скорости относительного движения трущихся частей и уве-

Фигура 10а. личиваются силы инерции движущихся деталей, в результате чего напряженность рабочих поверхностей увеличивается, и увеличивается износ; при неправильном выполнении незначительные перекосы под нагрузкой или при тепло-

Фигура 106.

вом расширении приводят к перегреву, заеданию и порче деталей. Переход на более высокие числа оборотов без достаточных технологических или конструктивных усовершенствований как правило требует одновременного уменьшения размеров цилиндра в такой мере, что мощность, которая снимается с одного цилиндра и со всего двигателя, обычно уменьшается. Поэтому мощные двигатели лишь постепенно из года в год увеличивают число оборотов, т. к. при этом требуется одновременно повысить и общую мощность двигателя. Повышению наддува препятствует увеличение напряженности работы двигателя, вызываемое увеличением давлений и

t° при наддуве. Кроме того при наддуве встает очень важный вопрос о том, какое топливо надо применять в А. д. Явление детонации (смотрите) требует применения лишь особых сортов топлива, препятствуя тем самым широкому распространению высокого наддува в эксплуатации.

В табл. 4 приведены характеристики нек-рых современных моторов, а на фигуре 9 представлен современный двигатель — рядный перевернутый мотор воздушного охлаждения Цирус «Гермес» (Hermes) 120—130 л. с., имеющий большое применение для установки на двухместные самолеты спортивного назначения. На фигуре 10 изобра жен звездообразный мотор воздушного охлаждения Райт «Уайрлвинд» (Whirlwind) 250 л. с. со сборником для выхлопных газов, весьма распространенный для почтовых и гражданских самолетов. На фигуре 11 представлен Н-образный 16-цилиндровый мотор воздушного охлаждения ориги-

Фигура и.

нальной формы, выбранной для получения малой лобовой поверхности, Непир «Репир» (Rapier) 305—360 л. с. (фигура 6). Нормальный современный мотор воздушного охлаждения с нагнетателем и редуктором мощностью 600—700 л. с. употребляется как в гражданской, так и в военной авиации. Для военных машин высотность мотора увеличивается путем увеличения передаточного числа от мотора к нагнетателю. На фигуре 12 дан двухрядный звездообразный мотор воздушного охлаждения Гном и Рон 700 л. с. с 14 цилиндрами. Этот тип мотора—наиболее употребляемый из самых мощных моторов воздушного охлаждения о а а « щ к си а й 13

§ з-

Рн м

Примеча ние		Без нагнет. » » С нагнет. » » » » С нагнет. » » » » Без нагнет. С нагнет. » »
я“ ииПнАК -эй чнэиэхэ		со со гч ю оо еу ; i cf Ж Ж cf Ж СО (М СО О* ’ * v
инэхвлиаК •а -Ил		0,79 1,13 0,9 0,68 0,61 0,8 0,58 0,615 0,323 0,333
ги а вк -эхваиаК ээд		Ю oacDofojoJt-- осюсю ж о ЮСОММЖф Ж СО СО Ж СО rt Ж Ж Ж СО Г- 05
ΟΌΗ ό *7у/г а bicobw Кохэвд		(М СО Ж о 00 Ю ж Ж СО Ж г-1 1 1 1 1 1 1 III® II СО-ФО О Ю О 00 г-н гН 1—1
DOh -о ·v/г а тзаммол Кохову		250-240 240 250 250-270 230-240 250-270 225
Мощность и число об/м. на высоте	число об/м.	3 500/3 900 1 900 2 450 2 500 2 400 2 400
	мощн. в л. с.	305/360 603 900 525 600 860
	высота в м	3 000 3 300 4 000 3 500 3 6С0 4 000
Максим, мотцн. и число об/м. у земли	число об/м.	3 300 2 200 3 000 2 400 2 400 3 200 3 200
	мощн. в л. с. i	130 9С0 750 850 1 125 2 300 2 800
Номин. мощн. и число об/м. у земли	число об/м.	3 000 ! 2 000 2 000 2 400 2 000
	мощн. в л. с.	75 120 250 760 1 000
ww а внгпбон Κοχ		N0005·^«} Сг CJ5 © О ж, ОО Ж Ж ОО Г~- CD COiCi^b- CD 1 ЖЖ ЖЖ ж ж ж Ж Ж
ww а в йКник -иН лмвиЦ		CD ΝΟΝΟίιη® Ж о О О сч, Ь- N N СС iC t ОЭ СО иО »Л ЧО 1 ж ж ж ж ж ж ж ж Ж
вихвша ЧНЭНЭХЭ		t— ж иО жсюсм in т л со со"4 но irt со ιλ сгГ со ι>-

со г? ЙЧс ^{03 03}

Щ 2 О).

И Е д ? Ю н

^w _w*wpqw«

а Рн

Είϊϊίί

<М СМ N ОО

аайо,

»0000 О О О о к

£ ^

ч

1 й аа

ОО о о м Pi

Т ой

« Ь

Tfl со ж *

„ ^ ^ oS а *

ах в

^>а о

Ξ а а Кр^

	о
	и
	о
Ян.	и
о Ян. ·	В£.
* ж «3 а ж яч	н“.
с taaa	о н:.

^ =а ⁹ ^ ~ й о а© о а

ПЯ.

°ϊ ·

^ z: со со ^ж ж со о 2* в а а х ₀.

о^ОО * °

И

ООО

о а а в

Λ Н о5 сО

а ав а,

о о о о I Р<ЙНН

(табл. 4). На фигуре 4 представлен нормальный V-образный тип современного мощного мотора водяного охлаждения с редуктором и нагнетателем Испано-Суиза 12 Ybrs. На фигуре 13 изо-

Фигура 13.

бражен общий вид 18-цилиндрового мотора водяного охлаждения 900 л, с. Изотта Фраскини.

На фигуре 14 изображен гоночный мотор Рольс-Ройс R 2 300 л, с., победивший в 1933 г. на скоростных гонках на кубок Шнейдера. Мотор имеет нагнетатель, дающий наддув=2,32, и является

" РО

самым легким по уд. в мотором. На фигуре 15 и 15а изображен гоночный мотор Фиат 2 800 л. с., предназначенный для гонок на кубок Шнейдера, но не участвовавший в них. Мотор оригинальной конструкции, состоящий из двух спаренных редукторных моторов, причем редукторный вал одного мотора проходит сквозь вал другого, вращаясь в разные стороны. На этом моторе был поставлен рекорд скорости.

Уд. в и высотность мотора еще не характеризуют качества А. д. В связи со все повышающимися скоростями полета самолетов вопрос о габарите мотора, об удобстве его капотирования, вообще вопрос о дополнительном аэроди-намич. сопротивлении, вызываемом постановкой то вопрос о преимуществе становится сомнительным. На средних (ниже 500 л. с.) и малых (ниже 250 л. с.) мощностях применяется почти исключительно воздушное охлаждение. У нормальных мощных моторов (600—850 л. с.) идет упорная борьба, и при мощностях 1 000 л. с. и более имеет применение только водяное охлаждение. В моторах воздушного охлаждения принимаются меры к уменьшению вызываемого ими сопротивления путем постановки особых капотов-колец вокруг мотора, как показано на фигуре 16, или путем перехода на рядные моторы для малых мощностей (фигура 9 и 11). При наличии кольцевого обтекателя вокруг, мотора воздух проходит между ним и фюзеляжем самолета, охлаждая головки мотора как наиболее нагретую часть; поверхности охлаждения мотора приходится при этом несколько увеличить (смотрите Самолетостроение). В моторах водяного охлаждения стремятся уменьшить сопротивление, вызываемое радиатором, или путем включения поверхности радиатора в по

Фигура 15.

мотора на самолет, приобретает все большее значение. В этом направлении характерна борьба мощных моторов водяного и воздушного охлаждения. Уд. вес мотора водяного охлаждения без воды и радиаторов меньше, чем мотора воздушного охлаждения, габариты мотора водяного охлаждения также меньше, но если принять во внимание вес воды и радиаторов и учесть сопротивление, вызываемое постановкой радиаторов,

Фигура 14.

верхность крыльев или путем уменьшения площади радиаторов за счет повышения t° жидкости, охлаждающей мотор. Чтобы получить t° жидкости в радиаторе выше 100°, для охлаждения применяют не воду, а смесь из воды и этилен-гликоля С₂Н₄(ОН)₂ с t°_KUfl ок. 170° (смотрите Радиаторы).

Вместо во тяного охлаждения употребляется также паро-водяное, при к-ром в радиатор попадает только пар, что опять-таки позволяет сократить площадь радиатора и уменьшить вызываемое им сопротивление. Схема паро-водяного охлаждения показана на фигуре 17, где а — радиатор, б — центробежный аппарат, в — насос, г — сообщение с воздухом, д — пар, е—спуск конденсата, ж— вода, з — пар и вода. Наряду с мощными моторами развиваются также и А. д. мощностей порядка 100—250 л. с. для гражданских самолетов индивидуального пользования и для тренировочных машин. Развитие их идет гл. обр. в направлении надежности, простоты ухода в эксплуатации и дешевизны. Моторы эти исключительно воздушного охлаждения—рядные или звездообразные (фигура 9 и 11 и табл. 4).

Лит.: Авиационные двигатели, под ред. А. Заикина и др., Общий курс, книга 1, М.—Л., 1932, книга 2, М.— Л., 1933; Островский А., Курс конструкций и расчетов авиационных моторов, ч. 1, М., 1932; Не.fi-ман И., Динамика и расчет на прочность авиационных моторов, ч. 1, М.—Л., 1933, й. 2, М.—Л., 1934; Д е-вильер Р., Двигатели внутреннего сгорания, пер. с французского, 2 издание, Москва — Ленинград, 1931; «Техника воздушного флота», Москва; Judge A., Automobile and Aircraft Engines, London, 1924; Ricardo H., The Internal-Combustion Engine, v. 2, London, 1923. Б. СтечкЬн.

Авиационные двигатели тяжелого топлива. До настоящего времени известны только двигатели с высоким сжатием, поэтому обычно

Фигура 15а.

А. д. тяжелого топлива называют также авиадизелями. Тяжелыми топливами называются жидкие топлива, имеющие при обычных температурах низкое давление паров и поэтому не могущие быть непосредственно использованными в двигателях с карбюраторами обычного типа. Под названием «дизель» принято понимать двигатель внутреннего сгорания со сжатием одного воздуха, с подачей топлива в пространство сгорания в конце хода сжатия и с воспламенением топлива от ^,аепла сжатия без применения источников пламени (свеча) и накаленных поверх-

Фигура 16.

ностей (смотрите Двигатель Дизеля). В качестве топлив для быстроходных дизелей, в том числе и А. д. тяжелого топлива, применяются погоны нефти, начиная с тяжелых керосинов, гл. обр. газойли и легкие смазочные масла (соляровые). Сырая нефть и мазуты не могут быть надлежащим образом использованы в быстроходных дизелях в виду большой неоднородности состава, присутствия асфальтенов и смол, загрязняющих дви^: гатель и требующих особых условий для полного сжигания. Для применения в авиации надо рассчитывать обязательно на дистилляты, выкипающие почти начисто в приборе Энглера газойли и легкие соляровые масла (солярки). Кроме ряда физических свойств, определяющих технология. и торговые качества топлива, в настоящее время входят в употребление измерители, определяющие легкость воспламенения дизельных топлив в цилиндре (воспламенительные качества смотрите ниже). Проектом стандарта на дизельные топлива, составленным Америк, об-вом испытания материалов, предусматриваются 5 сортов. Для первого из них, предназначаемого для быстроходных дизелей с числом оборотов в мин. свыше 1 000 и требующих мало вязких топлив, качества топлива приведены в таблице 5.

Для авиадизельного топлива фирма Юнкере указывает температуру застывания—35°. Требование низкой темп-ры застывания является тяжелым и противоречащим требованиям хорошей воспламеняемости, обусловливаемой составными частями топлива парафинового ряда. Разогрев же топлива на самолете неудобен. Дизельный индекс есть произведение из анилиновой точки в °F на уд. вес в градусах А. Р. I., разделенное на 100. Анилиновая точка — низшая темп-pa, при которой равные по объёму части свежеперегнанного анилина и топлива полностью смешиваются и дают прозрачную смесь. Цетеновое число определяется на двигателе измерением продолжительности запаздывания воспламенения в градусах поворота вала при работе на данном топливе. Если эталонное условное топливо, состоящее из смеси цетена (С₁₆Н₃₂), прекрасно сгорающего, и альфа-метилнафта-лина (С₁₀Н_П), обычно не горящего в дизелях, дает тоже запаздывание воспламенения, то испытуемому образцу приписывается цетеновое число, равное %-ному содержанию цетена в эталонном топливе. В самое последнее время предложен измеритель—вязкостно-весовая константа, вычисляемая по кинематической вязкости и уд. весу топлива. Она эквивалентна цетеновым ч и очень просто определяется. Преимущества применения тяжелых топлив; 1) почти а полная пожарная безопасность в по- ^ лете и при авариях;

2) более простое транспортирование, хранение и уменьшение потерь; 3) более широкий диапазон пригодных фракций топлива прямой гонки из нефти; 4) более дешевая цена. В январе 1935 г. в США цена авиабензина составляла 5 центов за галлон, а цена газойля—·

2 цента за галлон. Однако следует ожидать, что по мере распространения быстроходных двигателей тяжелого топлива разница в ценах на бензин и газойль будет уменьшаться. Есть попытки применять тяжелое топливо в авиадвигателях невысокого сжатия с обычным зажиганием от свечи (Гессельман), впрыскивая топливо в цилиндр; все же двигатели эти пока менее экономичны, чем карбюраторные. Топливо в А. д., впрыскиваемое под давлением 200 и более кг/см² в пространстве сгорания цилиндра в конце хода сжатия, раздробляется в мельчайшие капли (диаметр 0,005—0,01 миллиметров) с целью увеличить реагирующую и испаряющую поверхность топлива и для лучшего распределения в содержимом пространстве сгорания. Последнее достигается также подачей топлива из нескольких отверстий и организацией движения наряда в пространстве сгорания с целью образования возможно более однородной смеси. Организация движения заряда достигается направленным движением воздуха, главным образом при наполнении цилиндра, что осуществляется боковым экранированием всасывающих клапанов, постановкой направляющих в патрубки перед клапанами, наклоном продувочных окон и прочие Воздух, входя, получает

Фигура 17.

Таблица 5.—Проект с з е л е й вращательное движение в цилиндре, сохраняющееся к моменту воспламенения топлива и способствующее энергичному перемешиванию капель впрыскиваемого топлива с воздухом. Задачи подбора числа, размеров и расположения впрыскивающих топливо отверстий, давления впрыскиваемого топлива и организации движения воздуха в пространстве сгорания являются основными в авиадизелестроении. Их правильное решение обеспечивает надлежащее протекание сгорания, а через него—экономичность и мощность двигателя при заданных оборотах и степени сжатия. Топливо воспламеняется в цилиндре спустя некоторое время (0,0003 — 0,003 ск. или 3—20° поворота кривошипа в зависимости от оборотов), и это запаздывание воспламенения зависит от плотности заряда цилиндра и свойств топлива, гл. обр. его химия. структуры и условий перехода тепла от воздуха к топливу. Существуют две теории воспламенения топлива: первая, принадлежащая Тауссу, Шульте и Зассу,— теория воспламенения через распад нестабильных перекисей, предварительно накапливающихся в цилиндре за период запаздывания воспламенения. Распад сопровождается значительным и быстрым выделением тепла, обеспечивающим соединение остальной части топлива и продуктов распада с кислородом, то есть горение; следовательно чем топливо более склонно к образованию переки-⁵ этой (пероксидов), тем легче оно воспламеняется в цилиндре, тем меньше период запаздывания. Теория эта предполагает воспламенение топлива в жидком виде. Вторая теория, которая выдвигается голландцами Бер-Фигура 18. ляге (Boerlage) и Врезе (Broeze), предполагает, что топливо, введенное в цилиндр, подвергается разложению — крекингу. Продукты распада даже небольшого числа молекул топлива непосредственно реагируют с кислородом, причем в отдельных точках выделяется достаточно тепла, чтобы ускорить и закончить реакции. Прямое соединение с кислородом возможно в дизеле только тогда, когда связи в молекуле топлива разрушены или достаточно ослаблены термин, воздействием. Образование паров и разложение топлива в дизеле имеют существенное значение. Т. о. частично поддерживается теория Риппеля, к-рый в 1907 году указывал на необходимость предварительного испарения и газообразования. Индикаторные диаграммы быстроходных дизелей, снятые по времени, показывают, что за периодом запаздывания воспламенения, от момента начала подачи топлива в цилиндр до момента начала заметного возрастания давления в цилиндре, следует период резкого возрастания давления, во многих случаях сопровождающегося сильным стуком в цилиндре. Чем раньше воспламеняется топливо, тем меньше период запаздывания воспламенения, тем меньше успевает накопиться в цилиндре несгоревшего топлива, тем плавнее идет нарастание давлений и тем слабее стук. Повышение степени сжатия, или наддув, делает сгорание более плавным и способствует уничтожению стука двигателя; понижение степени сжатия, так жз как дросселирование, наоборот, делает работу авиационных двигателей более жесткой и неспокойной, вызывающей стук. Для сокращения периода запаздывания воспламенения и подавления стуков в А. д. тяжелого топлива применяют высота н дарта топлива для быстроходных ди-(Америк, общества испытания материалов).

Мар ка топлива

t° вспышки

Вода и осадки в %

Вязкость по Сайболту при 100° F

Коксов, остаток в %

Зола по весу в %

t заст.

Восплам. качества

с

F

мин.

макс.

С

F

А

В

С

1-D

46°

115°

0,05

32

50

<0,2

0,01

1,65

35

45

50

81

А—дизельный индекс минимальный; В—цетеновое число минимальное; С— критическая степень сжатия.

кие степени сжатия. К этому же мероприятью приходится прибегать для обеспечения надежности воспламенения и возможности работы двигателя на высоте. Следствием-этого являются высокие давления сжатия, и максимальное давление в цилиндре достигает 75—

90 килограмм/см². А. д. тяжелого топлива все выполнены с однополостным пространством сгорания, и лишь один Даймлер-Бенц выполняется форкамерным.

Это объясняется стремлением получить возможно более экономичный двигатель, сократить отношение поверхности камеры сгорания к ее объёму ф сделать последний компактным. Несмотря на большие и настойчивые работы в направлении полного использования воздуха в цилиндре сгорание в А. д. не удается проводить при малых избытках воздуха. Обычно, начиная со значений коэф-та избытка воздуха

α= 1,6—1,4, начинается дымление двига-

. о теля, усиливающееся

А^:: _σ по мере уменьшения избытка воздуха. Существующие А. д. как правило работают с указанными избытками воздуха, что приводит к получению индикаторных давлений меньших, чем в карбюраторных двигателях. Отношение максимального давления к среднему индикаторному получается порядка 9,5—11,5, тогда как для карбюраторных двигателей оно лежит в пределах 4,5—5,5. Это указывает на неизбежность получения бо«

Фигура 18а.

Фигура 19.

лее тяжелых весов на 1 л. с. для А. д. тяжелого топлива против карбюраторных двигателей при равных уровнях производственных возможностей конструкторского искусства и одинаковости конструктивных схем двигателей. Двухтактные двигатели обещают ряд возможностей по уменьшению веса двигателя на л. с., но из работающих двухтактных А. д. пока известны только двигатели Юнкерса. Мероприятия, направленные к уменьшению максимальных давлений, приводили одновременно к снижению экономичности двигателя и повидимому оставлены. Главное стремление— получить высокоэкономичные двигатели. Последствия высоких давлений преодолеваются и должны быть преодолены конструктивными мероприятиями и составлением соответствующих схем двигателя. В первые годы развития быстроходных дизелей было принято, что большие обороты несвойственны двигателю с впрыскиванием топлива в цилиндр вследствие медленности сгорания. В настоящее время можно считать, что в процессе приготовления заряда к сгоранию и в самом сгорании нет ограничений в достижении таких же чисел оборотов, как у карбюраторных двигателей. Экономичность А. д. может быть достигнута весьма высокая. Двигатель Юнкерса Юмо-4 имеет минимальный расход 148 г)л. с. в час, или щ — 42% при теплотворной способности топлива 10 200 cal. Расходы при полной мощности — от 165 — 178 г/л. с. час. Такая экономичность является главным качеством двигателя высокого сжатия. В длительных полетах малыми расходами с избытком компенсируется большой уд. вес. А. д. отличается еще тем, что при малых нагрузках расход топлива на л. с./час возрастает значительно медленнее, чем у карбюраторных двигателей. Меньший расход на силу вообще и меньшие недогрузки двигателя позволили на самолете с А. д. Паккард поставить рекорд продолжительности полета 25—28 мая 1931 г. без пополнения горючими в 84 ч. 32 метров Это до сих пор не достигнуто ни одним самолетом с моторами легкого топлива. В 1934 г. имелись следующие соотношения (табл. 6^.

Таблица 6. — Расход топлива у дизелей и карбюраторных двигателей. давления определенной величины, превышающей силу (затяжку) пружины, игла приподнимается и пропускает топливо к соплам е, из которых топливо

Фигура 20.

гг	щ
11 ΐ
1		sH.

Двигатели	Мощность на 1 л в %		Расход топлива, г/л. с. в час	Полетный вес на 1 л. с. при продолжительности
	при под еме	в полете
				2 Ч.	6 ч.	10 ч.
Дизели. Карбюраторные.	100 165	1С0 174	175 320	1,87 1,75	2,7 2,75	3,5 3,7

А. д. тяжелого топлива начинает быть выгоден примерно через 5¹/₂ ч. полета. Типичным!* и наиболее применяемыми насосами для подачи топлива в цилиндр являются насосы Бош (смотрите т. XIV, Насосы, фигура 96 и 97). Типичная закрытая (игла г) форсунка (Бош) изображена на фигуре 18 и 18а. Топливо проходит по каналу а держателя форсунки б к собственно форсунке в и производит давление на поверхность конуса иглы г, нагруженной пружиной д. При достижении с большой скоростью выбрасывается в цилиндр и раздробляется. Отверстия сопел делаются диаметром от 0,2 да 0,45 миллиметров. Эти размеры (б. ч. диа_тметром 0,25 —· 0,3 миллиметров) требуют очень тщательной фильтрации топлива во избежание засорений. Для получения распыливания надлежащего качества и избежания подтекания топлива из форсунки требуются резкое начало и прекращение подачи топлива. Для этого между прочим служат отсечка в насосе — перекрытие плунжером отверстия б — и игла, нагруженная пружиной в форсунке. Работа топливной системы (насос, трубка, форсунка) является очень сложной с точки зрения механики, так как сжимаемость топлива и упругость стенок трубки вызывают появление волн давления, которые могут сильно сказываться на отчетливости подачи топлива в цилиндр. Число, расположение и диаметр отверстий в форсунке подбираются обычно длительными опытами" Открытая форсунка применяется в настоящее время только в двигателе Юнкере (фигура 19). К соплу форсунки а топливо подходит через сверление б по прорезам в—в. Струйки, вытекающие из них, сталкиваются и образуют струю в виде плоского веера. Подробнее о форсунках см. Форсунки. Каждый цилиндр двигателя обслуживается своим насосом, причем насосы могут быть как отдельные, так и выполненные в одном блоке.

Кроме преимуществ Применения тяжелого топлива и большой экономичности А. д. тяжелого топлива, особенно при недогрузках, есть еще ряд особенностей, заставляющих стремиться к внедрению дизеля в эксплуатю в воздушном флоте. Главнейшие из них следующие: 1) Увеличение надежности работы, так как топливная система А. д. значительно более надежна, чем системы зажигания и карбюрации. Порча одного насоса или форсунки не приостанавливает работы двигателя, выводя из работы один цилиндр. 2) Меньшие радиаторы, хотя % отдачи тепла в стенки А. д. тяжелого топлива больше, чем в карбюраторных двигателях, но вследствие малых расходов топлива количество тепла на1 л. с. оказывается меньше. 3) Устранение влияния магнето на радиосвязь. 4) Широкие возможности применения двухтактности. К недостаткам А. д. надо отнести кроме высоких давлений сжатия и сгорания и меньшего против карбюраторных двигателей среднего индикаторного давления, вызывающих больший вес на силу, также следующие. 1) Большой потребный литраж при тех же оборотах, что вызывает, несмотря на уменьшение высоты цилиндров, вследствие высокой степени сжатия, увеличение габарита двигателя. 2) Трудный пуск—требуются мощные пусковые средства. А. д. надо не только провернуть для получения искры, поджигающей готовую смесь, но раскрутить для получения достаточной г° сжимаемого в цилиндре воздуха для обеспечения вспышки. 3) Большая стоимость вследствие большого веса и большей потребной тщательности в изготовлении, вызываемой высокими давлениями. 4) А. д. тяжелого топлива требуют более тщательного и аккуратного обращения и более высокой квалификации персонала (текущее обслуживание повидимому будет проще). 5) При частичном засорении отверстий в нек-рых форсунках или подтекании трубопрово

дов падение мощности компенсируется увеличением подачи топлива в двигатель, при этом одни цилиндры будут недогружены, а другие перегружены. Необходимо наблюдение за t° выхлопа и их одинаковостью. 6) В эксплуатации дизель склонен к дыму, топливо не высыхает, как бен зин, и на пятнах от него садится пыль, поддержание самолета в чистоте труднее.

Наибольшая высота, достигнутая дизельмо-тором, 9 000 метров («Феникс», 1934 г.). В табл. 7 приведены данные основных современных (1934 г.) типов А. д. тяжелого топлива. На фигуре 20 и 1 изображены разрезы двигателя Паккард, первого из А. д. тяжелого топлива, поднявшегося в воздух на самолете. Характерной особенностью

Фигура 22.

конструкции является крепление цилиндров при помощи составных колец — хомутов а, стягиваемых гайками с правой и левой резьбой. Насос & и форсунка б выполнены в одном корпусе. Двигатель имеет единственный на цилиндр клапан, через который происходит и выхлоп и всасывание. Подвод к клапану воздуха организован так, что приводит последний в интенсивное движение. Очень хорошо сконструированный и выполненный двигатель не вошел в практику вследствие несовершенства сжигания топлива, вызывавшего аварии поршней. На фигуре 21 представлен поперечный разрез двигателя Даймлер-Бенц. Между цилиндрами видны топливный насос а и от него нагнетательные трубки б к форсункам в На фигуре 22 даны цилиндры бензинового 1 и А. д. тяжелого топлива 2 той же фирмы. Видна форкамера а и форсунка б. Фигура 23 и 2 изображают поперечный и продольный разрез двигателя Юнкере Юмо-4. В этом двухтактном двигателе в относительно очень длинном цилиндре ходят 2 поршня в разные стороны. Движение поршней передается на коленчатые валы, вращающиеся в одну сторону и связанные между собой системой шестерен. Один вал установлен с некоторой фазой относительно другого, вследствие чего сначала открываются выхлопные окна а, и после открываются продувочные отверстия б. Продувочный воздух, подаваемый вентилятором, приводимым в действие от нижнего вала, направляется в цилиндр через трубы в и большое количество мелких отверстий б, соответственно направленных для получения вращательного движения воздуха в цилиндре. При ходе сжатия продувочные и выхлопные отверстия закрываются одновременно, и начинается сжатие. Впрыскивание топлива производится из четырех форсунок г. Топливо в каждый

Расход на 1 л. с./ч	масло г	i 1 1 |о i III 15 И $ и «
	топл. г	ж 2-5 о о СГЛ tfw В 05 1 S Sr2 1 Й2 1 1 7 1 7 2 со О 2 сЗ
Ре- дукц. пагн. 1		в. в в, в в. Pi - · .1 Pi 1 В Рн Рн Рн Рн ft Рн
Вес в кз	удельн.	1,19 1,05 1,42 1,36 1,125 1,02 0,945 1,355 0,918 1,09
	литр.	17,25 19,4 23,3 13,9 19,2 17.6 30,4 14.7 21,8
	общ.	494 682 810 510 567 950 505 237* 1 090
Мощность в л. с.	литр.	14,45 16,4 13,6 14,2 25,1 13,65 33 • 20,3 13 33 13,9 20
	о X а} S	470 640 2 200 1 200
	норм.	415 430 480 500 720 600 550 600 700 550 225 1 000
Число оборо тов		1 900 2 000 1 900 2 000 1 700 1 900 2 500 1 600 1675 2 500 1 950 1 600
Сте пень редук ции		0,477 0,6931 0,842 0,614 0,588 0,715
Сте пень сжатия		^ cvf i «о t»eo | | m со
Ход в миллиметров		190,5 190 210x2 170 160x2 150 210 210x2 160x2 152 228
Диам. в миллиметров		146 140 120,5 140 105 118 165 120 105 122 153
Охлаж дение		Возд. Водин. В один. Возд. В один. Возд. Водни. Водин. » Возд. В одни.
Число и располож. цилиндров		9, звезд. 12, V—60° 6-рядн. 2-поршн. 14, звезд. 6-рядн. 2-поршн. 18, звезд., цилиндры один за другим 12, V—60° 6-рядн. 2-поршн. 6-рядн. 2-поршн. 9, звезд. 12, У- 30°
Название или марка		Феникс i Кондор зв Кельверин 2-тактн. С ист. Клерже 14-TJ Лилль 6R-5 Сист. Шилов- ского SH-18 F-02 Юмо-4 Юмо-5 DR-980 Сист. Дешамп
Год		1 933—34 1931 1934 1933—34 1932-34 1934 1931 1931 1932-34 1931 1934
Страна и фирма		Англия Бристоль. Рольс-Ройс. Непир. Франция Испано-Суиза. Лилльск. комп, моторов. Сальм сон. Германия Даймлер-Бенц. Юнкере. ». США Паккард. Лемберт ко..

Без стартера и динамо. цилиндр подается двумя насосами д, обслуживающими 2 форсунки каждый. В процессе создания этого двигателя между прочим было много неполадок с поршнями и кольцами. В настоящей модели поршни снабжены рабочим днищем из стали и верхним неразрезным кольцом — обтюратором. Очевидно днища имеют в работе очень высокую температуру, что вместе с высокой степенью сжатия обеспечивает быстрое воспламенение и сгорание топлива. Очень хорошая форма камеры сгорания с малым отношением отводящей тепло поверхности к объёму, быстро и полно проводимое сжигание обеспечивают этому двигателю высокие кпд. Двигатель Юмо-5 отличается от Юмо-4 главным образом размерами. На фигуре 24 приведен общий вид двигателя Дешамп. Данные об испытаниях этого двигателя не опубликованы. Двигатель перевернутый. Выхлоп происходит через окна, продувка — через клапаны в головке. В настоящее время можно считать, что условия эффективного сжигания топлива в цилиндре А. д. т же лого топлива достаточно выяснены. Надо найти конструктив-

Фигура 24.

ные схемы и особенности, которые позволили бы получить малые веса конструкции и соответствующие конструктивные формы как для самих двигателей, так и для насосов и форсунок, обеспечивающие предельную высоту, экономичность А. д. тяжелого топлива, надежность и по возможности малый уд. вес.

Лит.: Авиационные двигатели тяжелого топлива, сб. статей под ред. А. Чаромского, М.—Л., 1932; Ч а-ромский А., Белинкин Л., Испытание, исследование и расчет авиационного дизеля Паккард, там же; Власов В., Быстроходные транспортные дизели, Л., 1934; Засс Ф., Бескомпрессорные двигатели Дизеля, пер. с нем., М.—Л., 1935; Рикардо Г., Быстроходные двигатели внутреннего сгорания, пер. с англ., М.—Л., 1932; Judge A., High Speed Diesel Engines, London, 1933. H. Boporyimui.