Авиационные двигатели (II)

Авиационный двигательАВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ. Развитие и усовершенствование авиационных двигателей 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 д. б. поставлены два: 4) надежность работы, 5) высотность, т. е. способность двигателя развивать требуемую мощность на заданной высоте (см. Авиационные двигатели (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 практического применения, хотя техническая 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 З' х 3" и низкого 5,5' х 3". Стремление ввести в эксплуатацию на самолете двигатели тяжелого топлива объясняется тем, что они менее опасны в пожарном отношении, чем бензиновые, и кроме того более экономичны. По удельному весу 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 авиадизелей до известной степени компенсирует избыток удельного веса. Так, бензиновый двигатель расходует на полной мощности не менее 0,24—0,25 кг/л. с. час, двигатель тяжелого топлива расходует 0,17—0,18 кг/л. с. час, и на каждый час полета получается экономия в 50—80 г/л. с. При десятичасовом полете эксплуатация двигателей тяжелого топлива даст выигрыш в нагрузке самолета 0,5—0,8 кг на каждую л. с. двигателя или позволит поставить мотор большего удельного веса. Главнейшие характеристики некоторых авиационных двигателей тяжелого топлива даны в табл. 1.

Характеристики авиационных двигателей тяжелого топлива

Указанные двигатели прошли испытания и ставились на самолеты. Испытания показали, что двигатель Паккарда не может длительно работать на 225 л. с., т. ч. данные удельного веса в 1,05 преуменьшены, и правильнее было бы за мощность этого двигателя принять 180—190 л. с. и тогда удельный вес двигателя будет около 1,2. Двигатель Бристоль «Феникс» (Phoenix), наоборот, мог бы маркироваться мощностью несколько выше 350 л. с.; т. о. удельные веса современных авиационных двигателей тяжелого топлива близки к 1,2 кг/л. с.

Двигатель Паккарда

На фиг. 1 показан двигатель Паккарда, поставленный на самолет в 1930 г. Двигатель имеет только один клапан, служащий как для выхлопа, так и для всасывания воздуха. На фиг. 2 и 23 представлен двигатель Юнкерса Юмо-4 (JUMO-4) с двумя коленчатыми валами и противоположно движущимися поршнями.

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 авиационных двигателей тяжелого топлива служит обычный газойль (отгон нефти между керосином и соляровым маслом). Широкого распространения в авиации дизели еще не получили, но будущее для них открыто (подробнее см. ниже - авиационные двигатели тяжелого топлива). Бензиновые авиационные двигатели, работающие по четырехтактному циклу, являются, как было сказано, основным 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 мм 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 удельный вес 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 механического 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 мм, 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 четырехтактным двигателем Хорнет фирмы Пратт и Витней в 1932 ходу, показали возможность применения этого способа, хотя затруднения с регулировкой мощности двигателя еще не получили окончательного разрешения.

Обращаясь к четырехтактным бензиновым авиационным двигателям, рассмотрим требования надежности и высотности, которые теперь всегда предъявляют к мотору. Надежность авиационных двигателей 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 1/2 ч. или 1 ч. на номинальной мощности (т. е. 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 авиационных двигателей не ниже 100 ч. Некоторые образцы авиационных двигателей имеют надежность на станке 300 ч. и даже более (до 500). Требование надежности ограничивает возможности облегчения веса мотора и заставляет вести производство и сборку авиационных двигателей 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.

Способ поверки параллельности осей верхней и нижней головок прицепного шатуна авиационного двигателя

На фиг. 3 показан способ поверки параллельности осей верхней и нижней головок прицепного шатуна авиационного двигателя, а в табл. 2 даны некоторые монтажные зазоры звездообразного мотора воздушного охлаждения.

Монтажные зазоры звездообразного мотора воздушного охлаждения

Несмотря на всю тщательность сборки и производства, благодаря большой напряженности деталей в работе срок работы авиационных двигателей в эксплуатации невелик, а средняя продолжительность от ремонта до ремонта лишь в 2—3 раза превышает продолжительность работы на станке при определении надежности. В таблице 3 приведены сведения об эксплуатации мотора Юпитер IV фирмы Гном и Рон на гражданской воздушной линии.

Сведения об эксплуатации мотора Юпитер IV фирмы Гном и Рон на гражданской воздушной линии

Как видно, через 5—6 ремонтов почти все детали мотора д. б. 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 надежность в 5—10 ч., указаны отдельно в таблице 4 и, как видно, имеют значительно меньший вес, чем нормальные образцы.

 Двигатели, предназначенные для гонок

Высотность авиационных двигателей определяется высотой, на которой двигатель 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 уравнению

aviac dvigatel 2 f1

где Ne - эффективная мощность в л. с., р - давление в окружающей атмосфере, Т - абсолютная температура, индекс h означает на высоте и 0 - на земле. Для работы двигателю необходим воздух, и можно считать, что на одну индикаторную л. с./ч авиационный двигатель требует 2,65—2,8 кг 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 авиационному двигателю присоединяется воздушный насос-нагнетатель, который накачивает в двигатель 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 двигателя. Почти все современные мощные авиационные двигатели, особенно предназначенные для военных целей, работают с наддувом и имеют высотность. На фиг. 4 представлен двигатель Испано-Суиза 860 л. с. типа 12 Ybrs, снабженный центробежным нагнетателем А, который установлен сзади двигателя.

Двигатель Испано-Суиза 860 л. с. типа 12 Ybrs

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 (рk) к давлению атмосферы на земле (р0). В современных двигателях отношение (рk0) 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 фиг. 5 для мотора Кертисс-Конкверор, снабженного центробежным нагнетателем (рk0) = 1,09.

Изменение мощности с высотой при различных числах оборотов мотора для мотора Кертисс-Конкверор

До высот, отмеченных точками a, компрессор способен поддерживать рk = Const, для больших высот мощность падает, как у обычного мотора. На фиг. 6 изображен двигатель Райт «Циклон» (Cyclone) воздушного охлаждения с нагнетателем, удобно располагающимся в задней крышке картера мотора.

Двигатель Райт «Циклон» (Cyclone) воздушного охлаждения с нагнетателем

Авиационные двигатели, 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—0,9). Современные расходы топлива у таких двигателей порядка 0,26 — 0,28 кг/л. с. час. Чем больше высота, до которой нагнетатель может дать постоянное значение рk, и чем больше само рk, 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 (рk0) = 2,32. Для авиационных двигателей, предназначенных для постоянной эксплуатации, наддув не превосходит 1,2; подогрев воздуха в насосе до температуры выше 120°С и повышение давлений в цилиндре затрудняют и без того напряженную работу авиационных двигателей. При высотности 4000—5000 м 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 температура воздуха, подаваемого насосом в двигатель, 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 высотностью 4000—5000 м, но также и стратосферных моторов с высотностью 12000—15000 м и удельным весом 1,2—1,5 кг/л. с. Одноступенчатый центробежный, невыключающийся нагнетатель, подобный указанному на фиг. 4 и 6, не может удовлетворить большей высотности, и тогда делают многоступенчатые, выключающиеся нагнетатели.

Двухступенчатый нагнетатель Рато-Фарман

Двухступенчатый нагнетатель Рато-Фарман показан на фиг. 7, а на фиг. 8 дана схема его установки на двигателе. На схеме показан холодильник воздуха а и сцепление с мотором б.

Двухступенчатый нагнетатель Рато-Фарман. Схема установки на двигатель

Дополнительный вес одноступенчатого центробежного нагнетателя составляет около 0,03 до 0,045 кг/л. с. мотора. Чрезвычайная легкость центробежных нагнетателей послужила причиной их широкого распространения в авиационных двигателях. О других типах нагнетателей см. Авиационные двигатели (I). Были попытки применения для авиационных двигателей поршневых нагнетателей, но последние еще находятся в стадии опытов.

Несмотря на повышение надежности и высотности удельные веса авиационных двигателей 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 Сu—58%, Рb—45%, Ni—2%.) Цементация зубьев 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/мин. для мощных звездообразных двигателей надо считать 2000—2400 об/мин., для V-образных 2000—2600 об/мин. С повышением числа оборотов растут скорости относительного движения трущихся частей и увеличиваются силы инерции движущихся деталей, в результате чего напряженность рабочих поверхностей увеличивается, и увеличивается износ; при неправильном выполнении незначительные перекосы под нагрузкой или при тепловом 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 температуры при наддуве. Кроме того, при наддуве встает очень важный вопрос о том, какое топливо надо применять в авиационных двигателях. Явление детонации требует применения лишь особых сортов топлива, препятствуя тем самым широкому распространению высокого наддува в эксплуатации.

В табл. 4 приведены характеристики некоторых современных моторов, а на фиг. 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. 

Двигатель - рядный перевернутый мотор воздушного охлаждения Цирус «Гермес» (Hermes)

На фиг. 10 изображен звездообразный мотор воздушного охлаждения Райт «Уайрлвинд» (Whirlwind) 250 л. с. со сборником для выхлопных газов, весьма распространенный для почтовых и гражданских самолетов.

Звездообразный мотор воздушного охлаждения Райт «Уайрлвинд» (Whirlwind) 250 л. с. со сборником для выхлопных газов

Звездообразный мотор воздушного охлаждения Райт «Уайрлвинд» (Whirlwind) 250 л. с. со сборником для выхлопных газов

На фиг. 11 представлен Н-образный 16-цилиндровый мотор воздушного охлаждения оригинальной формы, выбранной для получения малой лобовой поверхности, Непир «Репир» (Rapier) 305—360 л. с. (фиг. 6).

Н-образный 16-цилиндровый мотор воздушного охлаждения оригинальной формы

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 фиг. 12 дан двухрядный звездообразный мотор воздушного охлаждения Гном и Рон 700 л. с. с 14 цилиндрами.

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 (табл. 4). На фиг. 4 представлен нормальный V-образный тип современного мощного мотора водяного охлаждения с редуктором и нагнетателем Испано-Суиза 12 Ybrs. На фиг. 13 изображен общий вид 18-цилиндрового мотора водяного охлаждения 900 л. с. Изотта Фраскини.

Общий вид 18-цилиндрового мотора водяного охлаждения 900 л. с. Изотта Фраскини

На фиг. 14 изображен гоночный мотор Рольс-Ройс R 2300 л. с., победивший в 1933 г. на скоростных гонках на кубок Шнейдера. Мотор имеет нагнетатель, дающий наддув (рk0) = 2,32, и является самым легким по удельному весу мотором.

Гоночный мотор Рольс-Ройс R 2300 л. с.

На фиг. 15 и 15а изображен гоночный мотор Фиат 2800 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.

Гоночный мотор Фиат 2800 л. с.

Гоночный мотор Фиат 2800 л. с.

Удельный вес и высотность мотора еще не характеризуют качества авиационных двигателей. В связи со все повышающимися скоростями полета самолетов вопрос о габарите мотора, об удобстве его капотирования, вообще вопрос о дополнительном аэродинамическом сопротивлении, вызываемом постановкой мотора на самолет, приобретает все большее значение. В этом направлении характерна борьба мощных моторов водяного и воздушного охлаждения. Удельный 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, 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 1000 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 фиг. 16, или путем перехода на рядные моторы для малых мощностей (фиг. 9 и 11).

В моторах воздушного охлаждения принимаются меры к уменьшению вызываемого ими сопротивления путем постановки особых капотов-колец вокруг мотора

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. В моторах водяного охлаждения стремятся уменьшить сопротивление, вызываемое радиатором, или путем включения поверхности радиатора в поверхность крыльев или путем уменьшения площади радиаторов за счет повышения температуры жидкости, охлаждающей мотор. Чтобы получить температуру жидкости в радиаторе выше 100°С, для охлаждения применяют не воду, а смесь из воды и этилен-гликоля С2Н4(ОН)2 с температурой кипения около 170°С.

Вместо водяного охлаждения употребляется также пароводяное, при котором в радиатор попадает только пар, что опять-таки позволяет сократить площадь радиатора и уменьшить вызываемое им сопротивление. Схема пароводяного охлаждения показана на фиг. 17, где а - радиатор, б - центробежный аппарат, в - насос, г - сообщение с воздухом, д - пар, е - спуск конденсата, ж - вода, з - пар и вода.

Схема пароводяного охлаждения

Наряду с мощными моторами развиваются также и авиационные двигатели 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 (фиг. 9 и 11 и табл. 4).

Авиационные двигатели тяжелого топлива. До настоящего времени известны только двигатели с высоким сжатием, поэтому обычно авиационные двигатели 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 тепла сжатия без применения источников пламени (свеча) и накаленных поверхностей. В качестве топлив для быстроходных дизелей, в том числе и авиационных двигателей 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 двигатель 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 технологические и торговые качества топлива, в настоящее время входят в употребление измерители, определяющие легкость воспламенения дизельных топлив в цилиндре. Проектом стандарта на дизельные топлива, составленным Американским обществом испытания материалов, предусматриваются 5 сортов. Для первого из них, предназначаемого для быстроходных дизелей с числом оборотов в мин. свыше 1000 и требующих мало вязких топлив, качества топлива приведены в табл. 5.

Проект стандарта топлива для быстроходных дизелей

Для авиадизельного топлива фирма Юнкерс указывает температуру застывания -35°С. Требование низкой температуры 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 удельный вес в градусах А. Р. I., разделенное на 100. Анилиновая точка - низшая температура, при которой равные по объему 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-метил нафталина (С10Н11), 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 удельному весу топлива. Она эквивалентна цетеновым числам и очень просто определяется. Преимущества применения тяжелых топлив: 1) почти полная пожарная безопасность в полете 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 авиационных двигателях, 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 мм) 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 заряда 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 пр. Воздух, входя, получает 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 сек. или 3—20° поворота кривошипа в зависимости от оборотов), и это запаздывание воспламенения зависит от плотности заряда цилиндра и свойств топлива, гл. обр. его химической 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, т. е. горение; следовательно, чем топливо более склонно к образованию перекисей (пероксидов), тем легче оно воспламеняется в цилиндре, тем меньше период запаздывания. Теория эта предполагает воспламенение топлива в жидком виде. Вторая теория, которая выдвигается голландцами Берляге (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 термическим воздействием. Образование паров и разложение топлива в дизеле имеют существенное значение. Т. о. частично поддерживается теория Риппеля, который в 1907 г. 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 же как дросселирование, наоборот, делает работу авиационных двигателей более жесткой и неспокойной, вызывающей стук. Для сокращения периода запаздывания воспламенения и подавления стуков в авиационных двигателях тяжелого топлива применяют высокие степени сжатия. К этому же мероприятию 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 кг/см2. Авиационные двигатели 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 объему и сделать последний компактным. Несмотря на большие и настойчивые работы в направлении полного использования воздуха в цилиндре сгорание в авиационных двигателях не удается проводить при малых избытках воздуха. Обычно, начиная со значений коэффициента избытка воздуха а = 1,6—1,4, начинается дымление двигателя, усиливающееся по мере уменьшения избытка воздуха. Существующие авиационные двигатели, 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 более тяжелых весов на 1 л. с. для авиационных двигателей 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 авиационных двигателей пока известны только двигатели Юнкерса. Мероприятия, направленные к уменьшению максимальных давлений, приводили одновременно к снижению экономичности двигателя и по-видимому 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 авиационных двигателей может быть достигнута весьма высокая. Двигатель Юнкерса Юмо-4 имеет минимальный расход 148 г/л. С. в час, или ηi = 42% при теплотворной способности топлива 10200 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 удельный вес. Авиационный двигатель 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 авиационным двигателем Паккард поставить рекорд продолжительности полета 25—28 мая 1931 г. без пополнения горючими в 84 ч. 32 м. Это до сих пор не достигнуто ни одним самолетом с моторами легкого топлива. В 1934 г. имелись следующие соотношения (табл. 6).

Расход топлива у дизелей и карбюраторных двигателей

Авиационный двигатель тяжелого топлива начинает быть выгоден примерно через 5,5 ч. полета. Типичными и наиболее применяемыми насосами для подачи топлива в цилиндр являются насосы Бош. Типичная закрытая (игла г) форсунка (Бош) изображена на фиг. 18 и 18а.

Типичная закрытая форсунка (Бош)

Типичная закрытая форсунка (Бош)

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 давления определенной величины, превышающей силу (затяжку) пружины, игла приподнимается и пропускает топливо к соплам е, из которых топливо с большой скоростью выбрасывается в цилиндр и раздробляется. Отверстия сопел делаются диаметром от 0,2 до 0,45 мм. Эти размеры (б. ч. диаметром 0,25—0,3 мм) 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 Юнкерс (фиг. 19).

Открытая форсунка

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. 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 авиационных двигателей тяжелого топлива, особенно при недогрузках, есть еще ряд особенностей, заставляющих стремиться к внедрению дизеля в эксплуатацию в воздушном флоте. Главнейшие из них следующие: 1) Увеличение надежности работы, так как топливная система авиационных двигателей 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 авиационных двигателей тяжелого топлива больше, чем в карбюраторных двигателях, но вследствие малых расходов топлива количество тепла на 1 л. с. оказывается меньше. 3) Устранение влияния магнето на радиосвязь. 4) Широкие возможности применения двухтактности. К недостаткам авиационных двигателей 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. Авиационный двигатель надо не только провернуть для получения искры, поджигающей готовую смесь, но раскрутить для получения достаточной температуры сжимаемого в цилиндре воздуха для обеспечения вспышки. 3) Большая стоимость вследствие большого веса и большей потребной тщательности в изготовлении, вызываемой высокими давлениями. 4) Авиационные двигатели тяжелого топлива требуют более тщательного и аккуратного обращения и более высокой квалификации персонала (текущее обслуживание по-видимому будет проще). 5) При частичном засорении отверстий в некоторых форсунках или подтекании трубопроводов падение мощности компенсируется увеличением подачи топлива в двигатель, при этом одни цилиндры будут недогружены, а другие перегружены. Необходимо наблюдение за температурами выхлопа и их одинаковостью. 6) В эксплуатации дизель склонен к дыму, топливо не высыхает, как бензин, и на пятнах от него садится пыль, поддержание самолета в чистоте труднее.

Наибольшая высота, достигнутая дизель-мотором, 9000 м («Феникс», 1934 г.). В табл. 7 приведены данные основных современных (1934 г.) типов авиационных двигателей тяжелого топлива.

 Данные основных современных (1934 г.) типов авиационных двигателей тяжелого топлива

На фиг. 20 и 1 изображены разрезы двигателя Паккард, первого из авиационных двигателей тяжелого топлива, поднявшегося в воздух на самолете.

Разрез двигателя Паккард, первого из авиационных двигателей тяжелого топлива

Характерной особенностью конструкции является крепление цилиндров при помощи составных колец-хомутов а, стягиваемых гайками с правой и левой резьбой. Насос в и форсунка б выполнены в одном корпусе. Двигатель имеет единственный на цилиндр клапан г 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 фиг. 21 представлен поперечный разрез двигателя Даймлер-Бенц.

Поперечный разрез двигателя Даймлер-Бенц

Между цилиндрами видны топливный насос а и от него нагнетательные трубки б к форсункам в. На фиг. 22 даны цилиндры бензинового 1 и авиационного двигателя тяжелого топлива 2 той же фирмы.

Цилиндры бензинового 1 и авиационного двигателя тяжелого топлива 2

Видна форкамера а и форсунка б. Фиг. 23 и 2 изображают поперечный и продольный разрез двигателя Юнкерс Юмо-4. В этом двухтактном двигателе в относительно очень длинном цилиндре ходят 2 поршня в разные стороны.

Поперечный и продольный разрез двигателя Юнкерс Юмо-4

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 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 объему, быстро и полно проводимое сжигание обеспечивают этому двигателю высокие КПД. Двигатель Юмо-5 отличается от Юмо-4 главным образом размерами. На фиг. 24 приведен общий вид двигателя Дешамп. Данные об испытаниях этого двигателя не опубликованы. Двигатель перевернутый. Выхлоп происходит через окна, продувка - через клапаны в головке.

Общий вид двигателя Дешамп

В настоящее время можно считать, что условия эффективного сжигания топлива в цилиндре авиационных двигателей тяжелого топлива достаточно выяснены. Надо найти конструктивные 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 авиационных двигателей тяжелого топлива, надежность и по возможности малый удельный вес.

 

Источник: Мартенс. Техническая энциклопедия. Доп. том - 1936 г.