> Техника, страница 31 > Воздухоплавательные двигатели
Воздухоплавательные двигатели
Воздухоплавательные двигатели являются источником механич. энергии для приведения в движение летательных аппа-ратов легче воздуха—дирижаблей (смотрите). В своих основных чертах В. д. сходны с авиационными двигателями (смотрите) как в смысле предъявляемых к ним требований, так и в способах их конструктивного разрешения. Подобно авиационным, В. д. должны обладать минимальным весом на единицу мощности, экономичностью в расходе горючего и надежностью в работе. Нормальный совре-представляет собою быстроходный двигатель внутреннего сгорания, работающий на карбюрированной смеси воздуха и какого-либо легко испаряющегося жидкого топлива (бензина, бензола и др.). На дирижаблях малого размера, предназначенных для непродолжительных перелетов, могут устанавливаться обычные авиационные двигатели. На больших дирижаблях, рассчитанных на длительные полеты, более выгодно и удобно устанавливать специальные двигатели, т. к. условия работы и требования, предъявляемые к силовой установке для большого дирижабля, несколько отличаются от таковых для самолета. Ниже приведены факторы, обусловливающие тип и конструкцию силовой установки большого дирижабля.
В е с В. д. Увеличение веса В. д. на единицу мощности не влияет так заметно на полетные качества дирижабля, как увеличение веса авиационного мотора на лётные свойства самолета. Вес моторных установок большого дирижабля по отношению к общему полетному весу корабля меньше, чем вес моторных установок самолета. Вес последних с водой, трубопроводами, баками, винтами и прочими приспособлениями составляет в среднем 30 % от полетного веса аппарата, вес же моторных установок дирижабля—14 % от общего полетного
-
w-
1900
1913
/916
1915
1916
1917
1918
1919
Цеппелин веса последнего (взято по данным ZR3). Поэтому вполне допустимо нек-рое утяжеление воздухоплав. двигателей в целях повышения надежности их работы и удобств экспло-атации. За счет увеличения веса В. д. повышают надежность отдельных деталей двигателя, применяя конструкции более тяжелые, но более простые в эксплуатации; двигатель снабжают дополнительными механизмами, необходимыми при полете на дирижабле (реверсорами, пусковыми приспособлениями, регуляторами скорости вращения вующей против движения корабля. Дляэтого В. д. снабжают приспособлением для перемены направления вращения воздушн.винта, к-рое является частью конструкции В. д. или представляет собою самостоятельный механизм. Иногда, не меняя направления вращения винта, меняют лишь наклон лопастей т. о., чтобы при том же направлении вращения тяга получала направление, обратное нормальному. Для обеспечения возможности надежного пуска В. д. применяются пусковые приспособления: 1) сжатым
и другими). Вес современных воздухоплавательных двигателей на 1 IP колеблется от 1,2 до 2,5 килограмм.
Надежность в работе. Существеннейшее значение при длительных перелетах приобретают: полная надежность работы В. д., простота ухода и наблюдения за ним, простота разборки и сборки, легкий доступ к существенным деталям с целью их исправления. в случае надобности, средствами экипажа корабля, не прерывая полета. С этой целью, например, В. д. имеют преимущественно нижнее распределение, позволяющее быстро производить съемку и разборку отдельных цилиндров (ремонт или замена поршней, поршневых колец, клапанов, пружин и т. д.). Вспомогательные механизмы двигателя (магнето, насосы, карбюраторы) располагают в местах, доступных для осмотра и исправления (фигура 1). Применяются автоматич. регуляторы, дросселирующие мотор в случае превышения допустимого числа оборотов или в случае падения давления масла (Райт, Паккард, Санбим).
Вспомогательные устройства, связанные с управлением дирижабля. Для удобства маневрирования больших кораблей в полете иногда бывает необходимо располагать силой тяги, дейст-
ного бензинового мотора с воздушным компрессором (Бристоль) и др.
Для сохранения статического равновесия дирижабля в полете, по мере расходования жидкого топлива, приходится выпускать подъемный газ. При продолжительных перелетах количество газа, которое необходимо выпустить для сохранения равновесия, очень велико. Так, современный дирижабль емкостью 142 000 м3 требует на перелет Лондон— Египет 25 000 килограмм топлива; для сохранения равновесия требуется выпустить 23 000 м3 водорода. Одним из способов устранения излишней траты подъемного газа является конденсация воды из отходящих газов моторов. При сгорании 1 килограмм топлива образуется 1,17—1,35 килограмм водяных паров. Количество нее паров, конденсируемых с 1 килограмм топлива, обусловливается: 1) t°, до которой м. б. охлаждены отходящие газы мотора (t° газа, покидающего холодильник), и 2) влажностью и t° окружающей среды. На фигуре 2 даны: количество тепла, которое должно быть отнято конденсатором для охлаждения отходящих газов от 900° до различных f в % от тепла, отнимаемого при охлаждении до 0° (кривая Q); количество водяных паров (на 1кг сожженного топлива), которое при этом конденсируется в воду, представлено кривой W. Кривая S дает величины, пропорцио-U, нально поверхностям
-конденсатора, необ-т ходимым для охлаж--ы дения газов от 900° до различных t°. Из ао диаграммы видно, 70 что газы необходи-т мо охлаждать до возможно более низкой я t°, что связано с рез-i0 ким увеличением потребной поверхности 30 охлаждения конден-го сатора. Лишь 23 % от общей охлаждающей поверхности т Ш Ш° конденсатора, необ-фиг 2. ходимой для охлаж дения газов до ί°, на 10° превосходящей t° окружающей среды, содержат газы с t° выше 100°. Влияние т
fi
ΐλ
i2
fO
| к | |||||
| Г1 | Л | ||||
| 1 | |||||
| V | |||||
| f | |||||
| поки | °газ его | Г | чпьн | и |
0,11—0,14кг водорода) или применять только газообразное топливо одинакового с воздухом уд. веса, чтобы, по мере расходования топлива, статическое равновесие дирижабля не нарушалось. Общее количество тепловой энергии b Cal/jvt3 подъемного газа слагается из: 1) тепловой энергии жидкого топлива, несомого 1м3 подъемного газа: у0(1—J)h Cal/ж3; 2) тепловой энергии h самого подъемного газа (если последний используется как горючее для мотора); следовательно, b=у0(1— Δ)]ι+ίι, где у„—плотность воздуха в килограммах/м3, Δ—плотность подъемного газа относительно воздуха (при одинаковых внешних условиях), }г—низшая теплотворная способность 1 кз жидкого топлива, h—низшая теплотворная способность 1 ж3 подъемного газа. Требуемая для подъема данного количества тепловой энергии доля общего объёма дирижабля будет тем меньше, чем больше величина b. В табл. 1 даны величины b для различных комбинаций топлив и подъемных газов.
Таблица 1.—К оличество тепловой энергии подъемного газа.
| Подъемный газ | Плотность подъемн. газа Δ относит, воздуха | Теплотворн. епособн. h газа в Cal/м“ | Теплотворн. способн. h жидкого топлива в Cal/м“ | b | Виды топлива |
| Водород.. | 0,11* | 0 | 10 000 | 11 500 | Бензин |
| Водород.. | 0,11* | 2 360 | 10 000 | 13 860 | Водород газообразный и бензин |
| Гелий .. | 0,20 | 0 | 10 000 | 10 344 | Бензин |
| Светильный газ.
Газообразный углеводо- |
0,434 | 4 590 | 10 000 | 11 910 | Светильный газ и бензин |
| род.. | 1 | 14 000 | 14 000 | Газообразный углеводород | |
| * Для газа средней чистоты. | |||||
атмосферных условий на количество сконденсированных паров видно из следующего (для высоты 1 500 м):
Темп-ра окружающей среды. . 2,5° 20°
» газов, покидающих конденсатор. 12,5° 30°
Относительн. влажность воздуха 87% 32%
Количество влаги, насыщающее 1 кз воздуха при температуре и давлении окружающей среды
(ίο, Ро) в килограммах .. 0,0053 0,0167
То же с поправкой на относительную влажность. 0,0046 0,0053
Количество влаги, насыщающее 1 кз газов при темп-ре: 1, +10°. 0,0105 0,0320
Количество влаги, требуемое для насыщения l кз газов при температуре: t„+10°. 0,0059 0,0267
Количество сконденсированного водяного пара на 1 килограмм сожженного топлива.. 1,05 0,65
В виду больших затруднений в получении достаточно легкого и компактного конденсационного устройства этот способ сохранения постоянства веса дирижабля до настоящего времени не вышел из стадии испытания.
Применение газообразного топлива. Подобно конденсации паров, применение газообразного топлива имеет целью сохранение статич. равновесия дирижабля при продолжительных полетах. Для этого необходимо, по мере расходования жидкого топлива, сжигать подъемный газ, поддерживавший израсходованное топливо (например на 1 килограмм сожженного бензина необходимо сжечь
Как видно из таблицы, при сжигании водорода количество тепловой энергии, несомое 1 м3, увеличивается на 20 %. Опыты по использованию в качестве топлива для двигателя водорода совместно с жидким топливом, произведенные на тихоходном нефтяном бескомпресеорном двигателе Кросслей, дали следующие результаты: 1) с добавлением газа к жидкому топливу двигатель начинает работать более ровно, чем без добавления; 2) с увеличением количества газа, прибавляемого к топливу (газ добавлялся в количестве от 0 до 14% от веса жидк. топлива), эффективный кпд двигателя несколько уменьшается, что объясняется уменьшением скорости сгорания смеси.
На фигуре 3 даны кривые изменения кпд двигателя, при разных количествах добавляемого водорода, для трех различных нагрузок двигателя: 53,4; 39,4; 24,4 Η5 при постоянном числе оборотов. Очень выгодно пользоваться газообразным топливом, уд. вес которого относительно воздуха равен 1, при условии достаточно высокой теплотворной способности. Смешивая в известной пропорции легкие и тяжелые газообразные углеводороды, можно получить горючий газ, одной с воздухом
плотности и по теплотворной способности на 1 м3 (6=14 000) не уступающий бензину (6=11 500) или бензину+водород (6=13 860). Если вместо водорода, использованного для жидкого топлива, заполнить тот же объём газообразным углеводородом с у=1, то, по мере расходования газа мотором, вес дирижабля не будет меняться, количество же тепловой энергии дирижабля увеличится в отношении=1,22. В настоящее время газообразное горючее начинает находить применение на новейших дирижаблях (ZR 127 в Германии).
Экономичность. Большую роль играет экономичность В. д. в расходе топлива, так как при длительных перелетах вес горючего на дирижабле составляет значительную долю общей полезной нагрузки (50% и выше против 25—30% на самолете). Для повышения экономичности иногда прибегают к повышению степени сжатия двигателя (смотрите табл. 2, двигатели: Майбах, Райт,
Паккард). Чтобы избегнуть при этом детонации и чрезмерных нагрузок на детали, двигатель у земли дросселируется до получения допустимых величин давлений. Полное открытие дросселя допускается лишь на некоторой высоте. В виду того, что рабочие обороты двигателя на дирижабле, в зависи мости от режима полета, могут меняться от 0 до максимально допустимой величины, желательно сохранять экономичность в широких пределах изменения числа оборотов. В виду значительно большей экономичности двигателей тяжелого топлива применение их очень выгодно, тем более, что сравнительно большой вес их имеет второстепенное значение в воздухоплавании.
Существующие конструкции В. д. Двигатель герм, фирмы Майбах Mb IYa мощностью 260/300 IP является наиболее распространенным В. д. (фигура 4); построен в 1916—17 гг.; употреблялся на всех герман. дирижаблях Цеппелина во время империалистической войны. Двигатель приспособлен к полету на больших высотах; размеры деталей и трущихся частей кривошипного механизма рассчитаны так, что продолжительная работа двигателя при полном открытии дросселя допускается лишь на высоте 1 500—2 000 метров (наружное давление около 0,85 Atm). Двигатель имеет размеры цилин дров, несколько увеличенные по сравнению с нормальным двигателем той же мощности и скорости вращения вала. Данные двигателя приведены в таблице 2. Цилиндры двигателя состоят из стальной гильзы с чугунной головкой, ввернутой внутрь гильзы. Водяные рубашки — стальные точеные — навернуты
Таблица 2.— Существующие воздухоплавательные двигатели.
| К | а | Расход на | ||||||||||
| а к | Я | "к | й | 1 Е ч. в килограммах | ||||||||
| « | Тип и число | й | 2 | и | сЗ | |||||||
| № | Страна, фирма и марка | й | И
В о |
я|
s 1 о |
а 5 | « | сЗ | П | ||||
| ч
X |
цилиндров | В
о |
о, и а О £ W О о О | о и и >· * | ОЙ о ** | ч а | Ч
о ей | |||||
| О | я | я | О о S | l=t|x | Q о | О Ю | m « | н | Я | |||
| Германия: | 165
180 |
1,51
1,35 |
||||||||||
| 1 | Майбах Mb IVa. | Вод. | Вертик., 6 цил. | 260
300 |
1300/1 400 | 6 | 392 | — | — | |||
| 2 | Майбах YL 1. | » | V-образн., | 420 | 1 400 | — | 5,8 | 1 060 | 2,5 | — | — | |
| 12 цил. по в ряд | ||||||||||||
| Англия: | ||||||||||||
| 3 | Санбим Маори 4.. | » | V-образн., | 275 | 2 100| г· | по
135 |
— | 414 | 1,5 | — | — | |
| 12 цил. по 6 в ряд | К | |||||||||||
| 4 | Санбим Коссак. | » | V-образн., | 350 | 2 0001. в Ё? | — | 540 | 1,54 | — | — | ||
| 12 цил. по 6 в ряд | ( П <v «О, | |||||||||||
| 5 | Санбим Сик. | » | V-образн., | 850 | 1 400 J о | 210
210 |
— | 880 | 1,04 | — | — | |
| 12 ЦИЛ. 110 6 в ряд | 650 | 2Д | ||||||||||
| 6 | Бердмор Торнадо I. | Вертик.,
8 цил. в ряд | 720 | 1 000/1 100 | 305 | 1 365 | 1,9 | |||||
| Франция: | ||||||||||||
| 7 | Клеман Баярд. | » | Вертик., 8 цил. | 300 | 1200 | 165
225 |
- | — | - | — | — | |
| С. Ш. А. | ||||||||||||
| 8 | Юнион Газ Энджин К0. | Вертик., 6 цил. | 1400 | 120,5 | 218 | 1,75 | 0,251 | |||||
| 165 | ||||||||||||
| 9 | Райт .. | » | Вертик., 6 цил. | 350 | — | 177
203 |
- | 540 | 1,54
1,35 |
0,195 | 0,00328 | |
| 10 | Паккард 1551. | Вертик., 6 цил. | 300 | 1 400 | 168,5 | 6,5 | 451 | 1,50 | 0,185 | 0,0082 | ||
| 350 | 190,5 | 1,29 | 0,205 | 0,0123 | ||||||||
Примечание. Двигатели были установлены: 1-й—на всех дирижаблях в Германии во время войны 1914—1918 гг.; 2-й—на герм, дирижаблях LZ 126 (ZR В) и на вновь строящихся LZ 127; з-й—на англ, дирижаблях R33, R 34; 4-й—на англ, дирижаблях R 36, R37, R39; 6-й—двигатель тяжелого топлива ставится на дирижабле R 101;8-й—на америк. дирижаблях для морской разведки; Ю-й—на америк. дирижаб. Шенандоа. вверху на чугунную головку цилиндра; внизу рубашки соединены с гильзой цилиндра при помощи специального уплотнения—
резин, кольца, зажатого гайкой между двух стальных колец. Поршни, первоначально чугунные, были позднее заменены алюминиевыми. Шатуны, квадратного сечения, имеют внутри сверление, в к-рое вставлена трубка, подающая масло из нижней головки шатуна в верхнюю. Материал шатуна—хромоникелевая сталь. Цилиндр имеет по 2 впускных и по 2 выпуски, клапана. Материал впускных клапанов — сталь состава: 0,53% С, 0,30% Si, 0,48 % Μη, 4,01 % Ni, 0,51 % Сг; состав стали выпускных клапанов: 0,1% С, 0,20%Si, 0,26%Μη, 3,62% Ni, 1,16% Сг; коленчатый вал стальной (0,31% С, 0,31% Si, 4,01% Ni, 0,83% Сг); картеры алюминиевые. Управление клапанами—при посредстве коромысел и толкачей от двух распределит, валиков (один для впускных, другой для выпускных клапанов), расположенных по обе стороны от цилиндра в верхней половине картера. Карбюратор (фигура 5)—спец, конструкции, обусловленной требованиями пожарной безопасности на дирижабле и возможностью регулировать состав смеси в широких пределах изменения оборотов двигателя и высоты по лета. Горючее через калибрированное отверстие В подается в резервуар А, где с помощью сливной трубки сохраняется постоянство уровня. Из резервуара А горючее подается под постоянным напором в резервуар Ό. Уровень в последнем постоянный, достигаемый сливной трубкой. Количество топлива, проходящего через жиклер Н, регулируется лишь разрежением над последним. Рычаги, регулирующие открытие дросселя J, жиклера Н и воздушной заслонки К, соединены между собой так, что получается нужный состав смеси на разных режимах. При подобной конструкции карбюратора не может произойти переливания и скопления излишков топлива во всасывающих трубах вслед ствие неисправности поплавка или иглы нормального карбюратора, чем уменьшается опасность пожара при обратных выхлопах. Схема пускового приспособления дана на фигуре 6. При передвижении рычага А заслонка В закрывает выход из выхлопного сборника в атмосферу. Одновременно поднимаются впускные и выпускные клапаны. Ручным воздушным насосом С, соединенным с выхлопным сборником, смесь засасывается через карбюратор в цилиндры. Рычаг А ставится в исходное положение, и смесь зажигается от пускового магнето. Нафигура 7 даны кривые изменения мощности мотора Майбах с высотою, при различных числах оборотов. Дроссель карбюратора устанавливается так, чтобы мотор давал наибольшую мощность. Полное открытие дросселя—около высоты 4 000 метров На фигуре 8 даны отношения мощностей на разных высотах (в м) к мощ-w
ности у земли - для авиационного мотора
ХГ о
Либерти и для двигателя Майбах 260 IP
(последний при 1 400 об/м.). Как видно из фигура, падение мощности мотора Майбах менее резкое, чем у мотора Либерти, что объясняется значительным дросселированием первого у земли и постепенным открытием дросселя с подъемом на высоту.
Фигура 4.
Новейшей конструкцией В. д. является двигатель фирмы Майбах мощностью 420 ЬР, установленный на дирижабле LZ 126 (ZR 3), перелетевшем Ат-лантическ. океан,и на вновь строящемся LZ 127. Данные мотора приведены в таблице 2. Общий вид дан на фигуре 9. Мотор развивает до высоты 400 метров 420 НР при 1 400 об/м. Расход топлива на силу с помощью специального карбюратора сохраняется постоянным как на полной мощности, так
___ и при дросселиро-
иоо то вании. Каждый цилиндр имеет два выпускных клапана, один впускной и клапан А для пуска в ход сжатым воздухом с предохранителем против резких повышений давлений в цилиндре. Вес мотора с пус-ковым компрессо ю ром 1 060 килограмм. Мотор wo имеет приспособления для перемены направления вращения в кратчайший промежуток времени(важно для маневрирования).
Сдросселировав мотор жение зажигания
| Ч | %> | ||||||
| Ч | |||||||
| N | Ч | ч | |||||
| % | N | ||||||
| к | |||||||
| выс | та | 9 М |
/100 3000
Фигура 7.
| < | ысо | π а < | м |
лоо зооо Фиг. и уменьшив опере-передвигают вдоль оси кулачковый вал, расположенный между рядами цилиндров. Последнее нельзя осуществить, не сдросселировав мотора. Распределение мотора—нижнее от общего кулачкового вала, имеющего также кулачки для обратного хода.
Карбюраторов четыре, конструкции, подобной описанной выше.
Пуск сжатым воздухом—из баллона. В баллоны воздух подается двухступенчатым поршневым компрессором В, сидящим на конце вала мотора и сжимающим воздух до 30 килограмм/см2. Распределитель воздуха между цилиндрами состоит из 12 расположенных звездообразно клапанов С, которые приводятся в действие кулачком, сидящим на конце кулачкового вала мотора (фигура 9).
В. д., р аботаю-щие на тяжелом топливе, имеют большое значение для воздухоплавания по следующим причинам: 1) применение тя желого топлива (нефти), более трудно воспламеняющегося, чем легкие горючие (бензин, бензол и другие), уменьшает опасность пожара и а; 2) благодаря низкой стоимости тяжелых сортов топлива уменьшаются затраты на горючее, что важно при коммерческой эксплуатации В. д.; 3) вследствие большей экономичности двигателей со впрыском тяжелого топлива уменьшается вес расходуемого горючего, за счет чего м. б. увеличен полезный груз. Экономия в расходе горючего имеет огромное значение при продолжительных полетах (1—2 суток), когда вес горючего составляет до 50% от фактической подъемной силы дирижабля. Быстроходные двигатели тяжелого топлива в настоящее время обладают еще значительным весом на силу (2—10 килограмм/iPy, однако уже существуют отдельные конструкции, еще не вышедшие из стадии испытаний, вес которых на 1 Н3 достаточно низок, чтобы удовлетворить требованиям, предъявляемым кВ. д., но установленных и работающих на дирижаблях в настоящий момент не имеется.
Конструкции В. д., предназначающиеся или пригодные к установке на дирижабли, можно подразделить на следующие группы:
1) четырехтактн. двигатели с воздушным компрессором для впрыска топлива в цилиндр,
2) четырехтактные бескомпрессорные двигатели, 3) двухтактные двигатели. Примером В. д. первой группы является, двигатель Майбах-Цеппелин (фигура 1). Двигатель имеет 6 цилиндров в ряд, мощность—150 IP при 1 300 об/м. Система для впрыска топлива в цилиндр состоит из: трехступенчатого поршневого воздушного компрессора, форсунок закрытого типа, помещенных в боковой стенке цилиндров и управляемых общим для всех цилиндров кулачковым валом. Вес двигателя 1 190 килограмм, то есть около 7,9кг/ИР; большой вес объясняется применением чугуна и дру-
гих тяжелых металлов для основных деталей (картеров, цилиндров и прочие); применяя легкие металлы, можно значительно
понизить вес двигателя. Ко второй группе м. б. отнесен двигатель Бердмор Торнадо I, мощность к-рого: номинальная 650 IP при 1 000 об/м. и максимальная 720 IP при 1100 об/м., вес двигателя 1365 килограмм, то есть 2,1—1,9 кз/IP; данные приведены в таблице 2.
Этот двигателв является видоизмененной конструкцией тепловозного двигателя той же фирмы; последний имеет мощность 400 IP при 750 об/м. и весе 2 250 килограмм (5,6 килограмм/ίΡ). Двигатель бескомпрессорный. Подача горючего в цилиндр производится насосом (фигура 10). Применением добавочного плун жера о, резко прерывающего сообщение между пространством b над главным плунжером с и резервуаром для топлива в момент максимальной скорости главного плунжера насоса, достигается хорошее распы-ливание топлива и устраняется подтекание в конце впрыска.
Примером двухтактного двигателя может служить двигатель Attendu (фигура 11). Этот двигатель, имеющий два цилиндра, расположенных в ряд, развивает мощность 85 IP при 1 620 об/м. Вес его 1,65 килограмм/IP. Топливо впрыскивается в цилиндр без сжатого воздуха, с помощью насоса для горючего и форсунки. Сбоку двигателя помещен корот-коходный поршневой компрессор двойного действия, с большим диаметром поршня а, предназначенный для продувки цилиндров. Система продувки цилиндра—прямоточная: впускной клапан b помещен в головке цилиндра, выхлопные окна с—в нижней части цилиндра. Клапаны d, по два на каждый цилиндр, служат для регулировки постоянства давления в конце хода сжатия путем изменения момента их закрытия во время хода поршня вверх.
Следует ожидать, что в будущем двигатели тяжелого топлива найдут широкое применение в воздухоплавании.
Лит.: Sherbondy Е.Н.а. W а г d г о р (т. D., A Text-book of Aero Engines, N. Y., 1920; Jane’s All the World’s Aircraft, L., 1924 — 27; Langsdorf W., Fortschritte d. Luftfahrt, Frankfurt a/M., 1926; «Aviation», N. Y., 1922, May—June. В. Дмитриевский.