Силовые установки самолетов - Волков Г.И.

Author: Волков Г.И.
Tags: самолетостроение самолеты
Year: 1947
Similar
Оборудование винто-моторных установок самолетов
Вспомогательные силовые установки самолетов
Самолет типа 69. Техническое описание. Книга 3. Планер, силовая установка, самолетные системы
Проектирование самолетов
Text
                    05^-5-^
' .KJ <1
Г И. В САКОВ Г.
СИЛОВЫЕ
УСТАНОВКИ
САМОЛЕТОВ-
ИЗДАНИЕ ЛКВВИА
194^
ЛЕНИНЕ Р А Д C# <Й£ЯУЖ СНОЗНАМЕННАЯ
ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ ИНЖЕН
АКАДЕМИЯ
Г. И. ВОЛКОВ
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ
САМОЛЕТОВ

Издание второе,
переработанное и дополненное
*е>сний Институт Г0Ф
БИБЛИОТЕКА
ИЗДАНИЕ ЛКВВИА
Ленинград — 194 7
Книга представляет собою учеб-
ник по курсу „Силовые установки
самолетов', написанный для слу-
шателей Ленинградской Краснозна-
менной Военно-Воздушной Инже-
нерной Академии.
Материалы, относящиеся к уст-
ройству, работе и расчету всего
комплекса оборудования силовых
установок самолетов, изложены
в соответствии с программой курса.
Книга рассчитана на учащихся,
изучающих конструкцию самолетов
и моторов и может быть исполь-
зована как в высших авиационных
учебных заведениях, так и в строе-
вых частях ВВС для повышения
квалификации инженерно-техниче-
ского состава.
Ответственный редантор А. Н. ПОНОМАРЕВ
Технический редактор Н. И. Таубер
Подписано к печати 25.11.47	Печ. листов 22.	Авт. листов 25.
Г29106 В 1 печ. листе 46.400 зн. Формат бумаги 92X64 Зак. 1462.
Типо-литография ЛКВВИА.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Настоящий учебник написан для слушателей Ленинградской
Краснознаменной Военно-Воздушной Инженерной Академии и яв-
ляется переработанным и дополненным вторым изданием вышед-
шего в. 1940 г. учебника „Оборудование винто-моторных уста-
новок самолетов
Накопленный опыт чтения курса „Силовые установки
самолетов0, а также дипломное проектирование по этому курсу,
дали возможность внести ряд существенных изменений, расши-
ривших и углубивших содержание учебника.
В настоящем втором изданий книга дополнена рядом глав
(гл. I, И, VII, XI, X и XIII), а также материалами по силовым
установкам реактивных самолетов. Глава ХП1 „Управление и
автоматика силовых установок0 содержит принципиальные основы
устройства автоматического управления двигателем и оборудова-
нием, обслуживающим его. Эту главу следует рассматривать как
первую попытку введения в курс вопросов автоматического
управления, не претендующую на полный охват всех вопросов
автоматизации силовых установок на самолетах.
Необходимость издания такого учебника обусловлена услож-
нением оборудования силовых установок, эксплоатация которых
составляет значительную часть практической! деятельности инже-
неров Воздушных Сил.
Теория и все расчеты в учебнике излагаются с целью ана-
лиза работы оборудования силовых установок для достижения
правильного понимания процессов, происходящих в различных
системах во время эксплоатации самолетов, и не являются само-
целью. Поэтому особое внимание уделяется пониманию физичес-
кой сущности явлений.
В основу учебника положены принятые в Советском Союзе
методы анализа и расчетов, поскольку автор считает одной из
частных своих задач подготовку учащихся к работе с обширной
отечественной литературой по силовым установкам самолетов.
Этим же объясняется принятая в учебнике система обозна-
чений.
3
Наиболее важные работы, использованные при написании
учебника, указываются .в подстрочных примечаниях, а также в
списке литературы, приведенном в конце книги. Последний мо-
жет служить кратким библиографическим справочником для
изучающих курс.
Большую помощь в составлении второго издания настоящего
учебника оказал А. Н. Пономарев, принявший на себя редактиро-
вание книги и давший ряд ценных указаний. Кроме того, неко-
торые главы были просмотрены кандидатом технических наук
И. А. Плешановым, кандидатом технических наук В. В. Косточ-
киным и инженерами Н. И. Тихоновым, М. И. Герасимовым и
С. С. Червлянским, полезные замечания которых учтены автором.
Всем упомянутым лицам автор обязан рядом существенных
уточнений и дополнений, за что приносит им свою благодарность
Создание учебника по курсу „Силовые установки само-
летов", ввиду широкого комплекса рассматриваемых в нем
вопросов, представляет определенные трудности. Поэтому в
книге, возможно, имеются недостатки, за указание которых
автор будет признателен читателям.
Ленинград
Май 1947 г.
Г. И. Волков
кандидат технических наук,
доцент
ГЛАВА I
СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ САМОЛЕТОВ
Силовой установкой самолета называют установку, предназ-
наченную для получения силы тяги и состоящую из двигателя
и комплекса оборудования, обслуживающего его.
К этому оборудованию относятся:
1.	Моторные рамы или опоры в качестве фундамента уста-
новки.
2.	Топливные системы, содержащие на борту самолета запас
топлива и обеспечивающие подачу его к двигателю.
3.	Системы питания маслом, обеспечивающие смазку двига-
теля и отводящие от него часть тепла.
4.	Системы охлаждения двигателя для отвода основной части
рассеиваемого тепла.
5.	Каналы подвода воздуха к двигателю, называемые всасы-
вающими системами.
6.	Выхлопные системы, отводящие выхлопные газы и утили-
зирующие энергию их.
7.	Механизмы и автоматы, предназначенные для управления
силовой установкой.
8.	Приборы контроля работы двигателя и оборудования сило-
вой установки.
9.	Бортовые средства запуска двигателей.
10.	Противопожарное оборудование для обнаружения, локали-
зации и тушения огня при воспламенении топлива и масла.
Кроме того, дополнительно могут устанавливаться турбоком-
прессоры, поддерживающие давление воздуха па всасывании
двигателя, и системы впрыска воды или других жидкостей
с целью внутреннего охлаждения двигателя.
В настоящее время известны два способа получения силы
тяги на самолетах: 1) при помощи гребного воздушного винта,
используемого в качестве преобразователя крутящего момента
двигателя в силу тяги, и 2) путем непосредственного использо-
вания силы реакции газов, выходящих из реактивного двигателя.
В первом случае вращение винта может осуществляться дви-
гателем поршневого типа или газотурбинным винтовым двигате-
лем. Во втором случае используются турбо-компрессорные,
прямоточные, пульсирующие или жидкостные реактивные двига-
тели.
5
В зависимости от способа получения силы тяги и типа уста-
навливаемого двигателя различают:
а)	винто-моторные силовые установки:
б)	реактивные силовые установки;
в)	комбинированные силовые установки, выполняемые путем
установки на одном самолете двух типов двигателей.
Известны следующие комбинированные силовые установки:
— турбо-компрессорный	воздушно-реактивный двигатель
(ТКВРД) совместно с поршневым двигателем, снабженным вин-
том;
—турбо-компрессорный воздушно-реактивный двигатель совме-
стно с газотурбинным винтовым двигателем;
—турбо-компрессорный воздушно-реактивный двигатель сов-
местно с жидкостно-реактивным двигателем (ЖРД) или ускори-
телем.
Подавляющее большинство винто-реактивных двигателей так-
же представляет собою комбинированную силовую установку,
поскольку мощность, развиваемая
ими, используется частично для
привода винта, а частично — в виде
прямой реакции.
Появление комбинированных
установок объясняется необходи-
мостью увеличить тягу реактивной
силовой установки на режиме взлета
и повысить ее экономичность на
крейсерских режимах полета.
На фиг. 1 показан график зави-
симости кпд воздушного винта и
реактивной струи от скорости по-
лета.
На малых скоростях полета кпд
винта выше кпд реактивной струи,
а начиная со скорости, примерно,
850 км[час кпд винта оказывается
ниже кпд реактивной струи. По-
Фиг. 1. График зависимости кпд
воздушного винта (/) и реактив-
ной струи (2)
этому тяга, развиваемая поршневым двигателем с винтом, на
больших скоростях резко уменьшается.
Тяга, развиваемая реактивным двигателем на больших ско-
ростях, возрастает. Это хорошо видно на фиг. 2, где для двух
высот полета показано изменение тяги, развиваемой поршневым
двигателем с винтом и турбо-реактивным двигателем, в зависи-
мости от скорости полета. Причем рассматриваются два режима
работы двигателя—боевой и эксплоатационный.
Кроме того, график показывает, что тяга турбо-компрессор-
ного реактивного двигателя при работе его на месте и в момент
разбега и взлета самолета незначительно превышает тягу, разви-
ваемую им при полете на максимальной скорости,. Тяга двига-
теля, снабженного винтом, при работе на месте и при малых
скоростях полета значительно превышает тягу на максимальной
скорости. Это улучшает взлетные качества самолета. Комбиниро-
вание винтового и реактивного двигателей дает возможность
получить силовую установ-
ку, обеспечивающую высо-
кие летно-тактические дан-
ные самолета в широком
диапазоне скоростей и вы-
сот полета.
С другой стороны, такая
комбинация повышает эко-
номичность установки при
полетах на крейсерских ре-
жимах, когда вообще можно
выключать менее экономич-
ный реактивный двигатель
и совершать полет за счет
тяги от винтового двига-
теля.
Увеличение тяги в бою
или на режимах скороподъ-
емности достигается вклю-
чением обоих двипателей или
применением ускорителей.
В качестве примера ком-
бинированных силовых уста-
новок можно привести уста-
новку самолета фирмы
Райан Аэронаутикал, из-
вестного под названием
Фиг. 2. Располагаемые тяги ВМГ и ТРД
в зависимости от скорости полета:
1—боевой режим, 2—эксплоатационный
режим
„Файрбол“, на котором в носо-
вой части фюзеляжа стоит поршневой двигатель Райт „Циклон
R-1830“ мощностью 1350 л. с., снабженный винтом, а в хвосто-
вой части фюзеляжа стоит турбо-компрессорный реактивный
двигатель Дженерал-Электрик J-16.
В другом случае, на самолете Консолидейтед-Валти ХР-81,
в носовой части фюзеляжа установлен газотурбинный винто-ре-
активный двигатель Дженерал-Электрик TG-100, а в хвостовой
части фюзеляжа—турбо-компрессорный реактивный двигатель
Дженерал-Электрик J-40.
1. Винто-моторные силовые установки
Характерной особенностью винто-моторных силовых устано-
вок является наличие винта, преобразующего крутящий момент
мотора в силу тяги. Процесс преобразования связан с потерями,
которые в лучшем случае составляют 15 — 18°/0 мощности, разви-
ваемой двигателем. Кроме того, для силовых установок с порш-
7
левыми двигателями характерны значительные потери мощности
двигателя на преодоление аэродинамических сопротивлений
системы охлаждения. Эти потери также составляют не менее
12—15% мощности, развиваемой двигателем.
При достижении скоростей полета 950 — 980 км[час кпд винта
падает почти до нуля, и дальнейшее увеличение скорости само-
лета с винто-моторной установкой невозможно.
Вес винто-моторной силовой установки, отнесенный к 1 кг
тяги, лежит в пределах 0,9—1,1 кг/кг тяги при полете у земли
и резко возрастает, начиная с высоты 6000 м. При скорости
полета в 800 км/час на высоте 12000 м удельный вес винто-мотор-
ной установки достигает 5 — 5,5 кг]кг тяги.
Таким образом, этот тип силовой установки самолета целесо-
образно применять на средних скоростях и высотах полета.
Существенным преимуществом винто-моторных установок яв-
ляется более высокая экономичность их, по сравнению с реак-
тивными, особенно, при дросселировании двигателя.
Кроме основного поршневого двигателя, приводящего винт,
винто-моторные установки современных самолетов фактически
имеют и другой двигатель — реактивные выхлопные патрубки.
Использование реакции выхлопных газов дает возможность уве-
личить тягу силовой установки на величину, эквивалентную уве-
личению мощности двигателя на 15 — 16%. Поэтому принципи-
альнодопустимо считать, что современная винто-моторная силовая
установка является комбинацией двух двигателей — поршневого
и реактивного.
Винто-моторные силовые установки классифицируют по распо-
ложению на самолете. В практике самолетостроения применяются:
—	установки, расположенные в передней части фюзеляжа;
—	крыльевые установки, выступающие за пределы крыла;
—	трансмиссионные установки, с расположением винта вдали от
двигателя;
—	двухмоторные установки, с расположением моторов тандэм.
Рассмотрим особенности перечисленных типов винто-моторных
установок.
При выборе места расположения силовой установки на само-
лете учитывается, главным образом, необходимость получить
наиболее выгодные аэродинамические формы самолета и меньший
разнос масс (что важно для повышения маневренности самолета),
обеспечить обзор для экипажа и т. д.
Наиболее распространены установки в передней части фюзе-
ляжа и на крыльях многомоторных самолетов. Однако эти типы
установок не обеспечивают наилучших аэродинамических форм,
так как моторные гондолы, в результате интерференций, ухуд-
шают обтекание крыла, а при установке в носовой части фюзе-
ляжа последнему не удается придать наивыгоднейшую форму.
Поэтому имеется тенденция к применению так называемых транс-
миссионных установок. В этом случае двигатель располагается
8
внутри фюзеляжа или крыла и приводит вйнт через трансмис-
сию, представляющую собою удлиненный вал с редуктором.
Схема трансмиссионной установки, при расположении двига-
теля в фюзеляже, показана на фиг. 3. Подобная установка приме-
Фиг. 3. Трансмиссионная силовая усгановка
няется на истребителях фирмы Белл („Эркобра“ и модифика-
ции) и хорошо зарекомендовала себя в эксплоатации.
Крыльевые трансмиссионные установки могут применяться
только на сверхтяжелых бомбардировщиках, габариты крыльев
которых 'допускают установку двигателей внутри крыла. На
фиг. 4 показана такая трансмиссионная установка на самолете
Бристоль-167 „Барбазон", на котором внутри крыла размещено
Фиг. 4. Крыльевая двухмоторная трансмиссионная си-
ловая установка
восемь двигателей „Центавр-ХХ“ общей мощностью 22400 л. с.
Двигатели 7 и 2 расположены под углом к оси вращения
соосных винтов и полностью укрыты в крыле. Передача от пра-
вого двигателя на задний винт и от левого двигателя на перед-
ний винт осуществляется через валы и редуктор 4. Винты вра-
щаются в противоположные стороны. Воздух для охлаждения
двигателя и обдува масляного радиатора забирается из атмос-
феры через отверстие 3.
9
К достоинствам трансмиссионных силовых установок отно-
сятся:
______возможность уменьшить аэродинамические потери, связан-
ные с обтеканием силовых установок, интерференцией моторных
гондол и крыла и взаимным влиянием винта и силовой установки.
Кпд винта при этом увеличивается;
Фиг. 5. Двухмоторная силовая установка с расположением моторов тандэм
—	расположение двигателя ближе к центру тяжести самолета;.
—	возможность привода двух винтов с противоположным на-
правлением вращения от одного мощного двигателя;
—	значительное улучшение обзора для экипажа.
Увеличение веса за счет трансмиссии несколько компенси-
руется отсутствием интерференции моторных гондол с крылом.
Наиболее сложными задачами при осуществлении трансмис-
сионных установок являются создание надежно работающей
трансмиссии, обеспечение охлаждения двигателя и свободного
доступа к двигателю и его агрегатам при обслуживании.
Силовая установка при расположении двигателей тандэм по-
казана на фиг. 5. Один из винтов при этом является толкающим,
и привод его осуществлен через удлиненный вал /.
2.	Реактивные силовые установки
Реактивные силовые установки отличаются существенными
преимуществами по сравнению с винто-моторными установками.
Эти преимущества заключаются в том, что:
—	тяга снимается непосредственно с двигателя без какого-
либо преобразователя, чем устраняются потери, имеющие место
у силовых установок, снабженных 'винтами;
10
—	потери на охлаждение двигателя незначительны;
—	отсутствие винта облегчает размещение двигателя на само-
лете. Высота расположения двигателя от земли и размещение
одного двигателя относительно другого не лимитируется диа-
метром винта. При этом, благодаря низкому расположению
центра тяжести самолета, улучшается устойчивость его при дви-
жении по земле;
—	устраняется проблема реактивного крутящего момента винта;
— уменьшаются вибрации, возбуждаемые силовой установкой;
— улучшается обзор для летчика и облегчается установка ору-
жия, направленного вперед;
—	облегчается полет при одном выключенном двигателе, ввиду
того, что двигатели могут устанавливаться ближе к оси са-
молета;
—	наконец, вес реактивной силовой установки, отнесенный
к развиваемой тяге, меньше чем у винто-моторных установок.
Удельный вес установки с турбо-компрессорным реактивным
двигателем у земли составляет, примерно, 0,6 кг/кг тяга и на
высоте в 12000 м не более 1,7 кг/кг тяга.
Силовые установки с жидкостно - реактивными двигателями
имеют удельный вес, примерно, в 20 раз меньше удельного веса
винто-моторных установок.
Оборудование реактивных силовых установок в значительной
мере определяется типом реактивного двигателя, установленного
на самолете. При установке воздушно-реактивного двигателя,
кроме топливной системы и системы смазки необходимы каналы
для подвода к двигателю воздуха и отвода выхлопных газов.
Жидкостно-реактивные двигатели не нуждаются в подводе воз-
духа, а топливные системы этих двигателей имеют ряд специ-
фических особенностей.
В зависимости от типа примененного двигателя различают
следующие реактивные силовые установки:
—	с турбо-реактивными двигателями;
—	с турбо-реактивными винтовыми двигателями;
—	с бескомпрессорными реактивными двигателями;
—	с жидкостно-реактивными двигателями.
В настоящее время наибольшее распространение нашли себе
первые два типа установок. Что касается третьего и четвёртого
типов, то эти установки находятся в стадии разработок и дово-
док.
По расположению на самолете реактивные установки разде-
ляют на туннельные, крыльевые и фюзеляжные.
Для придания самолету наиболее выгодных аэродинамических
форм желательно, чтобы силовая установка не выступала за
очертания самолета. Достигается это установкой двигателя внутри
фюзеляжа. В большинстве случаев при такой установке дви-
гателя подвод воздуха к нему и отвод выхлопных газов осуще-
ствляются с помощью специальных каналов. Двигатель как-бы
11
устанавливается в туннель. Поэтому такие реактивные силовые
установки принято называть туннельными.
На фиг. 6 показана туннельная силовая установка на само-
лете Локхид „Шутинг Стар“. Двигатель 1 расположен в хвосто-
вой части фюзеляжа, за летчиком. Подвод к нему воздуха про-
Фиг. 6. Схема туннельной силовой установки -
реактивного самолета
изводится по двум всасывающим каналам 2, а выхлопные газы
отводятся в атмосферу по трубе 3.
Туннельные силовые установки, будучи выгодными с точки
зрения общей компоновки самолета, имеют и отрицательные
Фиг. 7. Схема установки реактивного двигателя в фюзеляже
особенности. Каналы для подвода воздуха к двигателю обусло-
вливают существенные потери на всасывании, снижающие тягу
и кпд установки. Район расположения двигателя и выхлопной
трубы нуждается в хорошей продувке воздухом для понижения
температуры.
Расположение двигателя в задней части фюзеляжа удобно
с точки зрения отвода выхлопных газов, но осложняет цент-
ровку самолета. В этом случае трудно избежать задней цент-
13
Фиг. 8. Схема крыльевой установки
реактивных двигателей
оовки. Кроме того, при расположении двигателя в фюзеляжеу
размещение экипажа и запаса топлива, а также подходы к дви-
гателю во время эксплоатации, оказываются затрудненными. Для
удобства обслуживания и замены двигателя в процессе экспло-
атации приходится фюзе-
ляж выполнять разъем-
ным, как это сделано на
самолете „Шутинг Стар".
Расположение двига-
теля в фюзеляже может
быть выполнено и без
заключения его в тун-
нель, как это показано
на фиг. 7. Двигатель 1,
с осевым компрессором,
установлен в передней
части фюзеляжа. Воздух
входит в двигатель че-
рез отверстие 2 в носу
фюзеляжа, а выхлоп осу-
ществлен по стрелке 3
под фюзеляж. Такая
установка двигателя тре-
бует защиты нижней ча-
сти фюзеляжа от нагрева,
так как температура выхлопных газов достигает 400—500’Ц.
Крыльевые силовые установки реактивных самолетов видны
на фиг. 8, где показана схема самолета Глостер „Метеор".
При таком расположении двигателей всасывающие каналы
отсутствуют, хотя от выхлопных каналов отказаться не удается.
3.	Зависимость тяги и экономичности установки
от ее оборудования
Рассматривая силовую установку как единый агрегат, пред-
назначенный для получения силы тяги, можно ввести понятие
о кпд установки. Очевидно, кпд силовой установки следует
считать отношение полезной мощности, развиваемой установкой,
к эффективной мощности, развиваемой двигателем. При этом
полезной мощностью силовой установки будет мощность,
используемую непосредственно на продвижение самолета,
за вычетом собственных потерь силовой установки.
Следовательно, силовые установки с двигателями одинаковой
мощности, в зависимости от потерь, вызываемых их оборудова-
нием, могут сообщать самолету разную тягу.
Потери мощности двигателя, связанные с его установкой на
самолете, состоят из следующих основных элементов:
—потерь на винте;
13
—	потерь на продвижение радиаторной установки или ка-
пота мотора воздушного охлаждения;
—	потерь во всасывающей системе установки;
—	потерь на выхлопе:
—	потерь аэродинамических, вызываемых сопротивлением
выступающих деталей установки и интерференцией ее с другими
частями самолета;
—	потерь, связанных с провозом веса силовой установки.
Величина этих потерь зависит от совершенства оборудования
установки и определяет кпд и экономичность ее. В некоторых
случаях потери, связанные с установкой поршневого двигателя
на самолете, достигают 30—40% мощности, развиваемой двига-
телем.
4. Вопросы высотности и живучести силовых установок
Практический потолок самолета, зависящий преимущественно
от высотности мотора, весьма часто ограничивается оборудо-
ванием силовой установки. Известны многочисленные случаи,
когда из-за преждевременного падения давления масла или топ-
лива самолет не может достигнуть своего практического потолка.
Кроме того, высотность самолета может ограничиваться систе-
мой охлаждения мотора или чрезмерным падением эффектив-
ности теплорассеивающих систем радиаторных установок или
капотов. В последнем случае решающую роль играет уменьшение
плотности воздуха с увеличением высоты полета.
Поэтому к оборудованию силовых установок высотных само-
летов предъявляются особые требования, вытекающие из усло-
вий работы на больших высотах.
При рассмотрении общей живучести самолетов в боевых
условиях первостепенное значение имеет живучесть силовых
установок. В области силовой установки расположены наиболее
жизненные центры самолета — двигатель, топливная и масляная
системы, система охлаждения и управление двигателем. Воспла-
менение силовой установки или выход из строя какой-либо из
систем, обслуживающих двигатель, ведет к потере экипажа и
самолета.
Поэтому противопожарная защита силовых установок и
повышение живучести их имеют исключительное значение для
боевых самолетов.
5. Легкосъемные, взаимозаменяемые и стандартные
силовые установки
В процессе эксплоатации самолетов наиболее трудоемкой
работой является замена двигателя в случаях выработки уста-
новленного срока службы или боевого повреждения. При этом
приходится выполнять значительный объем демонтажных и
14
монтажных работ, задерживающих самолет на земле. В боевых
условиях длительное пребывание самолета на земле при смене
двигателя сильно снижает боевую готовность и подвижность
авиационных частей. Поэтому по тактико-техническим требова-
ниям необходимо, чтобы смена двигателя была возможно быст-
рой. Требуется съемку двигателя производить в течении 4—6 чело-
веко-часов, а установку в течении 12 человеко-часов.
Выполнение этого требования возможно лишь при условии,
что во время проектирования и постройки силовых установок
будут приняты меры, обеспечивающие легкосъемность.
К этим мерам относятся:
а)	возможность снятия с самолета всей силовой установки
(с рамой) без выполнения ее демонтажа;
б)	разъем всех трубопроводов, тяг управления и электро-
проводки в одном месте — в районе противопожарной перего-
родки;
в)	применение легко и быстро демонтируемых соединитель-
ных элементов, легкоразъемных узлов крепления моторных рам
к крылу или фюзеляжу и легкоразъемных соединений трубо-
проводов, тяг, электропроводок;
г)	удобные подходы к местам размещения этих соединений;
д)	возможно меньшее число соединений и узлов, подлежащих
разборке при снятии силовой установки. Практически число
разъединяемых узлов и соединений достигает от 20 до 35 на одну
силовую установку.
Применение легкосъемных силовых установок дает возмож-
ность предварительно, на специальном станке, смонтировать и
опробовать установку, независимо от самолета. При необходи-
мости замены двигателя операция сводится к снятию старой и
монтажу заранее опробованной установки на самолет. В резуль-
тате значительно сокращается время простоя самолета на земле.
В некоторых случаях на это тратится не более 1—2 часов.
Взаимозаменяемыми силовыми установками называют такие,
которые могут устанавливаться на многомоторном самолете
с правого на левое крыло, и наоборот. Взаимозаменяемость упро-
щает эксплоатацию самолетов и совместно с легкосъемностью
установок является совершенно необходимой. Более расширен-
ное понятие взаимозаменяемости предполагает возможность
замены установки с двигателем воздушного охлаждения уста-
новкой с двигателем жидкостного охлаждения.
Главными затруднениями при введении такой взаимозаменяе-
мости являются: необходимость размещения радиатора системы
жидкостного охлаждения на силовой установке; некоторые
изменения центровки самолета и его аэродинамических харак-
теристик.
Замена двигателя реактивной силовой установки обычно
мецее трудоемка, чем замена двигателя поршневого типа.
15
Это объясняется тем, что проектирование и постройка реак-
тивных двига’гелей ведется с учетом требований легкосъемности
и взаимозаменяемости.
В некоторых случаях в конструкцию реактивного двигателя
входят всасывающие и выхлопные каналы, радиаторы и баки
маслосистемы, и другие элементы, которые в случае установки
поршневого двигателя монтируются отдельно.
Поэтому замена реактивного двигателя производится при
меньшем объеме демонтажных и монтажных работ. Кроме того,
облегчается взаимозаменяемость силовых установок с реактив-
ными двигателями.
В последнее время в практике самолетостроения находят
применение стандартные силовые установки.
В этом случае специальные заводы выпускают готовую к
использованию на любом самолете силовую установку, и проек-
тирование самолетов ведется под уже известную, находящуюся
в серийном производстве, силовую установку. Стандартизация
силовых установок дает возможность ускорить серийное произ-
водство самолетов, достичь большего совершенства установок
и облегчить освоение и эксплоатацию самолетов. Стандартная
силовая установка является вместе с тем легкосъемной и взаимо-
заменяемой.
Проектирование самолетов под стандартную силовую уста-
новку оказывается весьма сложной задачей.
Дело в том, что при этом мидель фюзеляжа (для одномо-
торных самолетов) и форма его передней части должны быть
выбраны с учетом миделя и формы стандартной силовой уста-
новки.
Противопожарные перегородки и расположение элементов
разъема трубопроводов, тяг и электропроводки также должны
быть для таких самолетов одинаковы. Практически, однако, это
усложняет проектирование самолетов и является одним из осно-
вных затруднений применения стандартных 'силовых установок.
ГЛАВА И
10^5] Z,7
ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ
Тяга винто-моторной установки создается воздушным винтом
путем отбрасывания воздуха в сторону, противоположную нап-
равлению полета. Возникающая при этом реакция со стороны
воздуха представляет собою основную силу, двигающую само-
лет вперед.
Таким образом, винт является важнейшей частью моторной
установки самолета. Способность винта с минимальными поте-
рями превращать крутящий момент мотора в силу тяги в значи-
тельной мере определяет кпд моторной установки и, следова-
тельно, летные качества самолета. Непрерывное увеличение диа-
пазона скоростей полета, рост мощности и числа оборотов мо-
тора усложнили требования к винтам и привели к современному
винту-автомату, представляющему собою сложный механизм.
Только правильное использование современного винта-авто-
мата во время эксплоатации самолета дает возможность полу-
чить максимальный летно-тактический эффект, наилучшие эконо-
мические показатели и позволяет сохранить материальную часть
моторов в течение установленного срока службы.
В процессе эксплоатации самолетов производятся съемка, ча-
стичная разборка, установка и регулировка винтов. Управление
винтами является одним из элементов управления самолетом в
полете. Грамотное выполнение этих работ требует хорошего
знания механической части винта, его основных аэродинами-
ческих свойств и особенностей эксплоатации.
Ниже излагаются основные сведения по современным винтам
изменяемого шага, относящиеся к принципам действия и их
конструкции. Аэродинамический расчет и характеристики являются
Содержанием курса „Воздушные винты" и излагаются в общей
связи с аэродинамическим расчетом самолета до изучения
настоящего курса.
1. Назначение механизмов винтов
Механизм винта служит для повсрота его лопастей на наи-
вьшоднейший угол атаки сообразно с режимом полета и режи-
мом работы, мотрра. Возможность__поворота лопастей в полете
при помощи	®.ин.^^^с^ользуется также для получения
БИБЛИОТЕКА I	17
отрицательной тяги (реверсивные винты) и для установки винта
во флюгерное положение.
Чтобы выяснить основные требования, предъявляемые к ме-
ханизму винтов, рассмотрим работу лопастей винта в полете.
В полете винт вращается с некоторым числом оборотов и со-
вершает поступательное движение вместе с самолетом. Каждый
элемент лопасти винта при этом совершает движение относитель-
но воздуха, зависящее от числа оборотов и скорости полета.
Поскольку в данном случае рассматривается относительное дви-
жение элемента лопасти и воздуха, вполне допустимо для упро-
щения считать лопасть неподвижной, а поток воздуха—набегаю-
щим на лопасть со скоростью, зависящей от числа оборотов и
треугольник
скорости полета.
На фиг. 9 показан
Фиг. 9. Диаграмма скоростей по-
тока воздуха, набегающего на
лопасть винта
скоростей набегающего на
элемент лопасти потока воздуха.
Вектор АБ изображает скорость
потока и, вызываемую вращением
винта с числом оборотов/г об/сек.
и = 2кгп,
где г — радиус, на котором
расположен от оси вращения
рассматриваемый элемент ло-
пасти.
Вектор СБ представляет собою скорость полета.
В результате сложения скоростей и и V поток направляется
к лопасти под углом со скоростью
<w1 = Vut+ 1/а.
Угол является угол атаки элемента лопасти. Поскольку
скорость и направлена в плоскости, параллельной плоскости
вращения винта, угол представляет собою угол установки ло-
пасти винта. Необходимо при этом помнить, что углом установ-
ки лопасти является угол з> не любого элемента лопасти, а того
элемента, который расположен на расстоянии 0,75 радиуса винта
от оси вращения. Такое определение угла установки лопасти
принято условно, так как лопасть имеет обычно переменные
углы установки по своей длине. Угол называется углом под-
хода струй воздуха к лопасти.
Фактическая картина подхода воздуха к лопасти несколько
отличается от рассмотренной, так как винт возмущает воздух и
сообщает ему дополнительные скорости. Это показано на фиг. 10.
Винт подсасывает воздух со скоростью v и вращает его
с окружной скоростью иг. Следовательно, фактически скорость
подхода воздуха к лопасти w несколько меньше wt и направ-
лена под углом к хорде элемента лопасти а, меньшем аР
18
Таким образом, истинным углом атаки является j гол я, а
угол р называется истинным углом подхода струй.
Рассмотрение плана относительных скоростей воздуха дает
возможность сделать следующие важные выводы:
1. Угол атаки лопасти а, определяющий кпд винта, зависит от
скорости полета V. С увеличением скорости полета угол а умень-
шается.
2. При увеличении числа оборотов винта, от которого зависит
скорость и, угол атаки а увеличивается.
С изменением угла а меняется сила тяги винта и сила со-
противления его вращению, то
есуь меняется режим работы
винта. При уменьшении угла а
винт оказывает меньшее сопро-
тивление вращению—становится,
как принято говорить, „легким".
При увеличении а винт стано-
вится „тяжелым".
С другой стороны, известно,
что винт поглощает мощность
мотора. В том случае, когда
винт не поглощает всей мощ-
ности, развиваемой мотором (винт
„легкий"), происходит увеличе-
Фиг. 10. Диаграмма скоростей
потока воздуха, набегающего на
лопасть винта с учетом возму-
щения потока винтом
ние числа оборотов мотора, и во избежание раскрутки мотора при-
ходится снижать его мощность дросселированием. Чтобы сохра-
нить мощность моторной установки и избежать раскрутки мотора,
необходимо „затяжелить" винт путем поворота его лопастей на
больший угол. При „тяжелом" винте мотор не может развить
необходимого числа оборотов, и мощность моторной установки
также упадет. В этом случае необходимо облегчить винт.
Таким образом, в полете нужно менять угол установки лопа-
стей винта по двум причинам: чтобы снять с моторной установ-
ки максимально возможную мощность и чтобы получить макси-
мальный кпд винта.
Изменение положения лопастей должно производиться как
при изменении скорости и высоты полета, так и при изменении
мощности, развиваемой мотором.
Кроме того, опыт эксплоатации самолетов показал, что пу-
тем затяжеления винта можно существенно увеличить продолжи-
тельность и дальность полета. Объясняется это снижением удель-
ного расхода горючего при работе на пониженных оборотах, так
как при этом уменьшается мощность, затрачиваемая на привод
нагнетателя и на трение. Установка винта на наивыгоднейший
угол атаки при уменьшении числа оборотов может быть достиг-
нута увеличением угла установки <р.
Изменение угла установки лопастей винта в полете начали
Широко применять недавно. Первое время самолеты снабжались
19
винтами фиксированного шага или винтами, допускающими из-
менение угла установки лопастей на земле. Однако с увеличе-
нием диапазона скоростей полета, вызванного ростом максималь-
ной скорости, в связи с ростом мощности и числа оборотов мо-
торов, а также в процессе общего усовершенствования моторных,
установок, появилась необходимость изменять в полете углы
установки лопасти. С этой целью пришлось усложнить конструк-
цию винтов, снабдив их механизмами для поворота лопастей.
Первоначально механизмы винтов давали возможность уста-
навливать два крайних положения лопастей — большой и малый
шаг. При этом углы установки лопастей в крайних положениях
подбирались с целью обеспечения наибольшего кпд винта на ре-
жиме взлета и на режиме максимальной скорости горизонталь-
ного полета. На промежуточных режимах полета винт не имел-
максимального кпд, и моторная установка использовалась нера-
ционально.
Дальнейшее улучшение летно-тактических свойств самолетов
могло быть достигнуто автоматизацией винта, обеспечивающей
изменение угла установки лопастей на всем диапазоне скоростей
и высот полета, а также на различных режимах работы мотора.
Механизмы современных винтов изменяемого шага, снабженные
регуляторами, обеспечивают изменение угла установки лопастей
на любом режиме полета. Но все же винт-автомат работает
с максимальным кпд не на всех режимах полета. На взлете угол
установки лопастей больше оптимального. На режиме макси-
мальной скорости полета кпд винта снижается из-за слишком
больших скоростей концов лопастей.
Усовершенствование винтов в дальнейшем потребует разра-
ботки новых скоростных профилей лопасти, применения вингов
переменного диаметра и переменной степени редукции на вал
винта.
Применение автоматических воздушных винтов изменяемого
шага, вследствие более полного использования мошности мотора
на различных режимах полета и работы винта на наивыгодней-
ших углах атаки, повысило общий кпд моторных установок и
существенно улучшило летные свойства самолетов. При этом
возросли максимальная скорость и дальность полета, скороподъ-
емность и практический потолок самолетов. В результате при-
менения автоматических винтов изменяемого шага улучшилась
экономичность полета.
Кроме того, при этом облегчилась работа летчика, поскольку
винт-автомат освобождает летчика от беспрерывного наблюдения
за числом оборотов мотора.
2. Конструкция винтов
Общий обзор. Основными конструктивными элементами винта
являются лопасти и втулка. Последняя служит для крепления,
20
винта на вал редуктора мотора, для крепления лопастей и раз-
мещения механизма поворота лопастей. Винты различают по диа-
метру, числу лопастей и принципу действия механизма поворота
лопастей. Кроме того, винты различают по материалу, из кото-
рого изготовлены их лопасти и втулка.
Ранее указывалось, что винт должен обеспечивать снятие
мощности, развиваемой мотором. Поэтому, в связи с значитель-
ным ростом мощности современных моторов, мощность винтов
также должна расти. При этом следует различать мощность,
.поглощаемую винтом, и мощность, отдаваемую винтом на про-
движение самолета.
Мощность, поглощаемая винтом, будет:
где М—момент сил, развиваемый винтом;
п—число оборотов винта в минуту.
Мощность, отдаваемая винтом, будет:
„ PV
Л1=^-л.с..
где Р—-сила тяги;
V—скорость полета.
Отношение этих мощностей представляет собою кпд винта.
Чтобы увеличить мощность винта, необходимо увеличить так
называемое перекрытие винта, представляющее собою отноше-
ние суммарной площади всех лопастей винта к плошади, сметае-
мой винтом. Очевидно, что увеличение перекрытия может быть
достигнуто путем увеличения числа лопастей и их ширины.
Мощность винта можно повысить также путем увеличения
его диаметра. Но в этом случае ограничением служит допусти-
мая скорость конца лопасти, которая с увеличением диаметра
винта растет и может значительно снизить кпд винта. Следова-
тельно, основным путем повышения мощности винта является
увеличение числа лопастей и их площади. Этим объясняется
появление в последнее время четырехлопастных, пяти-, а иногда
и шестилопастных винтов.
Увеличение числа лопастей винта связано со значительными
трудностями крепления их во втулке и управления ими механиз-
мом винта. Поэтому в практике самолетостроения нашли себе
применение соосные винты. Они представляют собою два винта,
установленные на одном валу редуктора и вращающиеся в раз-
ные стороны. Таким путем число лопастей винта может быть до-
ведено до 8—10.
Соосные винты, кроме того, имеют следующие преимущества:
—устраняется влияние реакции крутящего момента винта на са-
молет;
21
—вращение соосных винтов в противоположных направлениях
устраняет потери от закручивания потока воздуха и дает более
ровный воздушный поток вдоль фюзеляжа. Последнее улучшает
обтекание самолета и, следовательно, повышает его аэродинами-
ческие свойства;
— диаметр соосных винтов может быть уменьшен, по сравне-
нию с диаметром одиночного винта равной мощности, что очень
важно для истребителей с мощными моторами.
Вес соосных винтов превышает вес обычных винтов равной
мощности, примерно, на 2О°/о, но кпд заметно повышается.
В последнее время начали применять так называемые ревер-
сивные винты, позволяющие, при необходимости, получить отри
дательную тягу. Реверсивные винты дают возможность в два-три
раза уменьшить пробег самолета при посадке, так как, будучи
переведены на режим отрицательной тяги, они служат воздуш-
ным тормозом.
Кроме того, применение реверсивных винтов повышает безо-
пасность посадки, так как торможение самолета в этом случае
не зависит от состояния посадочной дорожки или аэродромного
поля (обледенение), а большая эффективность торможения по-
зволяет делать посадку с большой скоростью. Большая скорость
подхода к земле повышает управляемость самолета. Применение
реверсивных винтов для торможения при посадке уменьшает
также износ покрышек и дает возможность уменьшить вес тор-
мозных устройств колес' почти вдвое. Несмотря на то, что по-
пытки применения реверсивных винтов в качестве тормоза при
пикировании пока еще не дали положительных результатов,
следует ожидать успешного решения и этой задачи.
Общий диапазон поворота лопастей реверсивных винтов до-
стигает 60—70°, что вдвое превышает диапазон поворота лопа-
стей обычного винта (30—-35°).
Находят себе применение также винты с флюгерным положе
нием лопастей. Дело в том, что при остановке или аварии мо-
тора в полете винт будет вращаться, как ветрянка, и может
вызвать дополнительные поломки мотора. Кроме того, не давая
тяги, винт остановившегося мотора представляет собою допол-
нительное сопротивление. Чтобы прекратить в этом случае вра-
щение винта и уменьшить его сопротивление, необходимо его
лопасти поставить по потоку в так называемое флюгерное
положение.
При посадке или во время пикирования лопасти флюгерного
винта могут быть поставлены в положение максимального сопро-
тивления, что увеличит торможение самолета. Обычно механизмы
флюгерных винтов допускают круговой поворот лопастей на 360°.
При использовании винта в комбинации с газовой реактивной
турбиной применение флюгерных винтов найдет еще большее
распространение. Это следует из того, что при такой комбинации
выгодно иметь возможность на больших скоростях использовать
22
мощность путем прямой реакции выходящих газов, и винт при
этом должен устанавливаться во флюгерное положение. На малых
скоростях более выгодно мсшность турбины использовать через
винт.
Конструкция лопастей винта. Лопасти воздушных винтов
чаше всего изготовляются из сплавов алюминия, стали и дерева.
Они имеют переменный угол установки по длине (закручены) и
уменьшающуюся к концу толщину и ширину.
В таблице 1 указаны данные лопасти винта ВИШ-105СВ.
При этом приняты обозначения:
г — расстояние от оси вращения винта до рассматриваемого
сечения в мм,
's> — угол установки в данном сечении,
b — ширина лопасти в данном сечении,
х — толщина лопасти в данном сечении.
Таблица 1
Геометрические данные лопасти винта ВИШ-105СВ
№№ сечений	* нм		ьмм	5Л«.И
2	400	35 25"	160	77,0
3	550	33°45"	199	44,5
4	700	27'45"	233	30,0
5	850	22е55"	253	21,5
6	1000	19°00"	256	15,0
7	1150	16г35"	244	и,о
8	1300	14°30"	206	8,0
Из таблицы видно, что по мере удаления от оси вращения
винта угол установки лопасти уменьшается. Объясняется это
ростом окружной скорости и при отдалении от оси вращения.
Как видно из фиг. 9, при этом угол подхода струй к лопасти
уменьшается. Чтобы сохранить наивыгоднейший угол атаки ло-
пасти по длине, ей сообщают некоторую постепенную закрутку
при приближении к концу.
Изменение толщины объясняется соображениями прочности
лопасти.
Лопасти имеют различную форму, выбранную исходя из аэро-
динамических свойств винта, причем в последнее время успешно
применяются лопасти с широкой формой концевой части. На
фиг. И показаны лопасти различной формы в порядке развития
от типа а до типа д. Как показали опыты, лопасти с уширен-
ной концевой частью (типы в, г, и д) дают возможность получить
больший кпд, что в некоторых конкретных случаях дает увели-
23
чение^максимальной скорости полета на 8—12 км1час и сокраще-
ние разбега и взлетной дистанции в среднем на 25°/0.
Фиг. 11. Формы лопастей винтов
В последнее время стали применять саблевидные лопасти.
На фиг. 12 показана обычная лопасть и саблевидная. До-
стоинство последней заключается в том,
Фиг. 12. Обычная и
саблевидная лопасти
винта
что изгиб оси лопасти приводит к умень-
шению индукционного скоса потока на кон-
це лопасти, где скорости достигают таких
величин, при которых число Маха равно
1,0—1,2. В результате применения саблевид-
ных лопастей кпд винта возрастает на 5—
6°ф при скоростях полета 800—900 км, час.
Дуралюминовые и деревянные лопасти
обычно изготовляются сплошного сечения;
стальные же—пустотелыми. Пустотелые ло-
пасти применяются для уменьшения веса,
что имеет большое значение не только для
снижения общего веса винта, но и для умень-
шения центробежных сил массы лопастей,
определяющих нагрузку на втулку и комель
лопасти. Уменьшение центробежных сил имеет
также значение для скорости поворота ло-
пасти, поскольку эти силы, как это будет по-
казано дальше, стремятся повернуть лопасти
на малый угол. Применение пустотелых ло-
пастей снижает вес винтов, примерно, на 25° 0.
Конструкция деревянной лопасти показана на
фиг. 13.
24
В наиболее нагруженной части, у комля, лопасть изгото-
вляется из дельта-древесины, остальная же часть изготовлена
03 сосны. С целью предохранения деревянных лопастей от ме-
Сосна_
Дельта-
древесина
Стальной
лтакан
Медная
сетка
Полотно-
-рединка
Фиг. 13. Конструкция де-
ревянной лопасти
целлулоидное
пленка
Фанеровку
Латунн
око Ска
ханических повреждений и проникновения
влаги производится защита дерева латун-
ной оковкой, 'целлулоидной пленкой и
медной]сеткой.
Фиг. 14. Крепление металлической
лопасти
Если учесть, что на лопасть во время вращения винта
действует центробежная сила от 30000 до 50000 кг, то стано-
вится ясным сложность крепления лопасти во втулке.
Крепление металлической лопасти показано на фиг. 14. Ло-
пасть 1 при помощи резьбы вворачивается в стакан 2, который
опирается на роликовый упорный подшипник 3, находящийся
в корпусе втулки. Изгибающие моменты воспринимаются ро-
ликовыми подшипниками 4. Манжета 5 уплотняет стакан во
втулке, дабы избежать разбрызгивания масла. Вращение ло-
пасти во втулке вокруг своей продольной оси происходит вместе
со стаканом 2. Деревянные лопасти закрепляются в стака-
нах при помощи специального цемента и путем затяжки их
гайками.
25
Фиг. 15. Лопасть вин-
та с профилирован-
ной комлевой частью
сил Ма стремится
то есть
В последнее время, в связи с трудностями охлаждения звездо
образных моторов, комлевая часть лопасти специально профи-
лируется для усиления обдува моторов. На фиг. 15 показана
лопасть с профилированной комлевой частью. В результате при-
менения лопастей такого типа температура
головок цилиндров снижается, примерно,
на 20°.
Кроме того, профилирование комля ло-
пасти повышает общий кпд винта, следствием
чего является увеличение скорости полета
на 5—6 км/час.
3.	Силы, действующие на лопасти
винтов
Во время работы винга на его лопасти
действуют аэродинамические и центробежные
силы.
На фиг. 16 показано направление действия
аэродинамических сил. Суммарная аэродина-
мическая сила R приложена в центре давле-
ния g и направлена перпендикулярно к хорде
профиля лопасти. Эта сила может быть раз-
ложена по двум направлениям: на силу тяги
лопасти Р и силу сопротивления вращению Q.
Поскольку центр давления профиля лопасти
обычно расположен ближе к его носку, сила
R относительно оси вращения лопасти О дает
момент Л1а — Ry. Момент аэродинамических
повернуть лопасть винта на большой угол
затяжелить винт.
Кроме аэродинамических сил на лопасть действуют центро-
бежные силы, которые также стремятся повернуть лопасть.
Чтобы доказать это, воспользуемся упрощенной схемой действия
сил, изображенной на фиг. 17.
Предположим первоначально, что лопасть имеет нулевой
угол установки (рисунок а). Выделим небольшие элементы лопа-
сти, как это показано на рисунке. При вращении винта на массу
этих элементов лопасти будут действовать центробежные силы
Р, направленные радиально от оси вращения лопасти G. Разло-
жим Р на силы Q, направленные вдоль оси вращения лопасти
О—о, и силы Т, направленные перпендикулярно к оси вращения
лопасти. Все силы при этом расположены в плоскости вращения
винта. Силы Q стремятся разорвать лопасть, силы же Т пово-
рачивают лопасть на малые углы установки. Последнее ясно из
рисунка б,' где показано сечение лопасти, установленной под
углом 7.
26
В отличие от рисунка а, силы Т расположены не в плоскост!
вращения е—е, а в плоскостях, параллельных ей. В результате-
Фиг. 16. Аэродинамические силы, действующие
на лопасть винта
разложения силы Т на составляющие, направленные вдоль хордь?
профиля и перпендикулярно ей, получим силы К, которые отно-
а)	б)
Фиг. 17. Центробежные силы инерции, действующие на лопасть винта
сительно оси вращения элемента лопасти (точка о) дают момент,
поворачивающий элемент лопасти на малые углы установки.
Распространив эти рассуждения на все другие элементы ло-
пасти, получим суммарные центробежные силы, которые пово-
27
рачивают лопасть на малые углы установки. Механизм винта
при повороте лопастей на большие углы установки должен прео-
долевать момент центробежных сил.
Таким образом, момент аэродинамических сил и момент
центробежных сил относительно оси вращения лопасти действуют
в противоположном направлении и взаимно несколько компен-
сируются. Однако момент центробежных сил значительно превос-
ходит момент аэродинамических сил. Следовательно, поворот
лопастей на большие углы установки затруднен. Чтобы облегчить
.поворот лопастей на большие углы установки, то есть полно-
Фиг. 18. Схема действия противовесов
стью скомпенсировать момент центробежных сил, применяют
противовесы, устанавливаемые на комлях лопастей.
^•Действие противовесов показано на фиг. 18. При вращении
винта на противовес действует центробежная сила Р, которая
может быть разложена на силу Q, параллельную оси вращения
лопасти О—б, и на силу Т, перпендикулярную оси (рис. о). На
рис. б показан эффект, вызываемый действием силы Т. Как
видно из схемы, сила 7^ перпендикулярно направленная к оси
вращения лопасти, показанной точкой в, вместе с тем проходит
в стороне, не пересекаясь с осью. Поэтому сила Т дает отно-
сительно оси вращения лопасти момент, поворачивающий ее на
большие углы установки.
Как видно из схемы, величина составляющей К, которая по-
ворачивает лопасть, зависит от угла установки лопасти. Вели-
чина силы К, а следовательно, и эффективность противовесов
возрастают при уменьшении угла <х>. Впрочем и остальные силы,
стремящиеся повернуть лопасть в полете, также изменяются при
изменении углов установки <р.
В некоторых случаях противовесы не устанавливаются; тогда
механизм винта преодолевает избыточный момент центробежных
сил инерции лопастей. Кроме рассмотренных сил, при повороте
лопасти действуют силы трения, момент которых относительно
•оси вращения лопасти достигает 7—10 кгм.
28
4.	Скорость поворота лопастей
Поворот лопастей с одного угла установки на другой дол-
жен производиться с заданной скоростью, которая определяется
быстротой изменения режимов полета и режимов работы мотора.
Допустим, что скорость поворота лопастей недостаточна. Тогда
при резком изменении режима полета или режима работы мотора
винт может оказаться слишком легким или тяжелым. При лег-
ком винте произойдет резкое увеличение числа оборотов мотора,
могущее вызвать аварию его; при тяжелом же винте резко
уменьшится тяга моторной установки. В последнем случае само-
лет может потерять устойчивость.
Во время эксплоатации самолетов, в результате изменения
числа оборотов мотора или режима полета, могут быть раскрутка
винта, заброс числа оборотов или неустойчивая работа винта,
так называемая „качка" оборотов. Эти явления в основном
зависят от скорости. поворота лопастей, определяющей динами-
ческие свойства винта.
Опыт эксплоатации самолетов, а также большая исследова-
тельская работа в области винтов, показывают, что для совре-
менного самолета скорость поворота лопастей винта должна
быть не ниже 6° в секунду. Для реверсивных винтов эта ско-
рость значительно больше и достигает 45—50° в секунду. Объя-
сняется это необходимостью быстро проходить зону углов уста-
новки лопасти, близких к нулю, когда винт представляет собою
весьма малое сопротивление и возможна недопустимая раскрутка
мотора. Кроме того, большая скорость поворота лопастей ревер-
сивных винтов необходима для быстрого изменения режима работы
винта с тянущего на тормозящий и наоборот.
Скорость поворота лопастей винта зависит от многих факто-
ров. Первостепенное значение имеет соотношение сил, действую-
щих на лопасти, мощность механизма поворота лопастей и чув-
< ствителыюсть регулятора, управляющего винтом, к изменению
числа оборотов.
Что касается диапазона поворота лопастей винта, то в связи
с увеличением диапазона скоростей современных самолетов он
возрос до 30— 35° для обычных винтов и до 60—70° для ревер-
сивных винтов.
5.	Механизмы винтов
Ранее упоминалось, что поворот лопастей винта осущест-
вляется специальными механизмами. В зависимости от источника
энергии, используемого механизмами винтов, их разделяют на:
а) винты с гидравлическим управлением,
б)	„	с электрическим	„
в)	„	с- механическим	„
Механизмы винтов должны обеспечивать необходимую ско-
рость и диапазон поворота лопастей, безотказно работать при
29>
любых условиях эксплоатации, иметь возможно меньший вес и
простое устройство. Кроме того, механизмы винтов должны быть
хорошо защищены от поражения в бою, а в случае отказа
должны обеспечивать возможность работы мотора для возвраще-
ния на аэродром базирования.
Чтобы представить себе трудности выполнения этих требова-
ний, приведем следующий пример.
При весе одной лопасти 38 кг центробежные силы, возникаю-
щие на максимальных оборотах, достигают 70 т. При этих усло-
виях - механизм винта для поворота лопасти должен развивать
крутящий момент около 75 000 кг см.
Чтобы обеспечить скорость поворота лопастей 45° в сек, не-
обходимую для реверсивных четырехлопастных винтов, механизм
винта должен развивать мощность от 10 до 20 л. с. В связи с
увеличением мощности винтов следует ожидать увеличения
мощности их механизмов до 60—80 л. с.
ВИНТЫ С ГИДРАВЛИЧЕСКИМ УПРАВЛЕНИЕМ
Винты с гидравлическим управлением выполняются по двум
основным схемам:
а)	двухсторонние винты, у которых поворот лопастей
в обе стороны производится под действием давления масла;
б)	односторонние винты, у которых поворот лопастей
в одну из сторон (на малый или большой угол установки) про-
изводится маслом, а в другую — под действием центробежных
сил лопастей или противовесов.
В последнем случае, при повороте лопастей на малые углы
маслом, винты называют действующими по прямой схеме. Вин-
тами обратной схемы называют такие, у которых масло повора-
чивает лопасти на большие углы установки.
Рассмотрим принципиальное устройство механизма двухсторон-
него винта. На фиг. 19 показана схема такого механизма.
Основными частями винта являются: цилиндр 1 с поршнем 2,
регулятор постоянства оборотов 3, лопасти 4 и система передачи
усилия на лопасти. Центробежный регулятор 3 приводится через
шпиндель 5 от вала мотора. При вращении шпинделя шестерен-
чатый насос 6 подает масло в цилиндр винта, а грузы 7 под
действием центробежных сил, поворачиваясь вокруг осей 8,
поднимают золотник 9. Золотник, в зависимости от оборотов,
направляет масло в переднюю или заднюю полость цилиндра,
ограниченную поршнем. Повороту центробежных грузов 7 во-
круг своих осей 8 препятствует пружина 10, затяжка которой
может быть изменена летчиком. Изменение затяжки пружины
регулятора изменяет число оборотов, при которых грузы 7 зай-
мут одно и то же положение. Увеличение затяжки пружины
повышает обороты винта.	•
Масло из регулятора под давлением, создаваемым насосом 6,
в зависимости от положения золотника 9, направляется по каналу
13 в переднюю полость цилиндра 14 или по каналу 15 в заднюю
полость 16. Поршень 2 закреплен на валу мотора 19 неподвижно,
поэтому под действием давления масла передвигается цилиндр,
который через тягу 17 ведет лопасть. Поворот лопасти вокруг
своей оси достигается эксцентрическим расположением поводка 18.
Предположим, что вследствие увеличения скорости полета
Фиг. 19. Схема механизма поворота лопастей винта С' гидравлическим
управлением
число оборотов мотора возросло из-за облегчения винта. Тогда
центробежные грузы регулятора, преодолевая усилие пружины,
отойдут дальше от оси вращения и поднимут золотник. Масло
при Этом пойдет по каналу 13 в переднюю полость цилиндра.
Цилиндр передвинется вперед и повернет лопасти на большой
угол установки. Винт затяжелится, и обороты мотора восстано-
вятся. При работе винта каналы 13 и 15 служат не только для
подвода масла в цилиндр под давлением, но и для слива масла
из полости, в которую оно не подводится от регулятора.
В том случае, когда золотник перекрывает оба канала (как
показано на схеме), обороты винта и положение лопастей не
изменяются, а насос 6 качает масло по замкнутому контуру через
клапан 20.
Таким образом, регулятор 3, действуя совместно с винтом,
сохраняет заданные обороты при изменении режима полета или
работы мотора. Чтобы изменить заданное число оборотов, необ-
ходимо увеличить или уменьшить затяжку пружины регулятора.
Рассмотренная схема работы винта дает общее представление
'1 принципах действия наиболее распространенных винтов с гид-
равлическим управлением.
31
В качестве иллюстрации приведем материалы по’трем винтам—
ВИШ-107, Гидроматик и Аэропроп.
Винт ВИШ-107. По принципу действия винт ВИШ-107—одно-
сторонней прямой схемы, работающий совместно с центробежным
регулятором Р-7. Следовательно, под действием давления масла
лопасти винта поворачиваются на малые углы установки. Пово-
рот лопастей на большие углы установки достигается при по-
мощи противовесов. Диапазон изменения углов установки лопа-
стей равен 30°. Скорость поворота лопастей—10-12° в сек.
Заброс числа оборотов при резкой даче газа не превышает
150—200 об)мин и устраняется в течении 0,5 сек.
Устройство винта показано на фиг. 20.
Допасть винта 1 приводится подвижным цилиндром 2, рас-
положенным внутри корпуса втулки винта 3. Поршень 4 закреп-
лен неподвижно и соединен маслоподводящей трубкой 5 с кана-
лом 6 для подвода масла в валу редуктора. Когда центробеж-
ный регулятор направляет масло к винту, оно проходит по
32
каналу 6 и трубке 5 в полость между цилиндром 2 и поршнем 4.
Под действием давления масла цилиндр передвигается вперед и
поворачивает ло’пасти на малые углы установки.
Лопасть крепится во втулке при помощи стакана 8, посажен-
ного на двух опорных 9 и упорном 10 подшипниках. В стакане
же лопасть крепится при помощи резьбы и путем затяжки раз-
резной части стакана хомутом противовеса 11. Противовес
имеет набор съемных шайб для изменения его веса и, следо-
вательно, момента, создаваемого центробежной силой инерции
противовеса.
Когда число оборотов винта по какой-либо причине возра-
стает, золотник регулятора сообщает полость между цилиндром
и поршнем с картером мотора, и давление масла падает. Под
действием центробежных сил противовеса лопасть поворачи-
вается на большой угол и передвигает цилиндр назад, вытесняя
масло. Все три лопасти винта работают синхронно.
Корпус втулки винта состоит из двух половин, соединенных
болтами 14, удлиненная часть которых служит для крепления
на винт обтекателя (кока).
Крепится винт на валу при помощи шлиц во втулке и на
валу. Передний 15 и задний 16 конусы служат для центровки
винта относительно оси вала редуктор^, Поэтому посадка втулки
на шлицах вала должна быть легкоходовой, чтобы конусы
могли отцентровать винт. Затяжка конусов производится гайкой
17, наворачиваемой на резьбу вала.
Статическая неуравновешенность винта не должна превышать
4 гм. Для достижения сбалансированности винта в болтах 14
имеются сверления для заливки свинца.
Мы рассмотрели устройство пушечного варианта винта, то
есть винта, допускающего размещение ствола пушки внутри
вала редуктора.
К достоинствам винта ВИШ-107 относятся:
—	хорошая защита цилиндровой группы от поражения огнем
противника в бою, так как она размещена внутри толстостен-
ного корпуса стальной втулки;
—	большая скорость поворота лопастей (10—12° в сек);
—	возможность замены любой из поврежденных лопастей без
разборки втулки. Лопасть легко выворачивается из стакана
после ослабления хомута противовеса.
Лопасти винта дуралюминовые, сплошного сечения. Давле-
ние масла, подаваемого к винту, равно 23 kzIcm2.
Винт Гидроматик относится к винтам двухсторонней схемы—
на малые и большие углы установки лопасти поворачиваются
П°Д действием давления масла. Принципиальная схема этого
винта показана на фиг. 21.
Лопасть винта 8 сцеплена зубчаткой с цилиндром 9, который
вращается при движении поршня 12 благодаря косому профили-
3 Вол ков	33
рованному отверстию 10. В цилиндр 11 масло подводится под
давлением по трубопроводам д и 7.
Винт Гидроматик допускает установку лопастей во флюгерное
положение. Поэтому масло в цилиндр подается под четырьмя раз-
ными давлениями. При работе винта в пределах нормального
диапазона углов установки лопастей на поршень действует, с
одной стороны, давление масла, подводимого из масляной сис-
темы мотора по трубке 4, с другой стороны,—давление масла,
подаваемого насосом регулятора 14 по трубке 3. Распредели-
тельный золотник 5 остается неподвижным. Для поворота лопа-
Фиг. 21. Схема винта Гидроматик
стей во флюгерное положение и обратно масло подается под по-
вышенным давлением специальным насосом с электроприводом
по трубке 13 через клапан 2 и трубку 3, минуя регулятор.
Давление масла, подаваемого из системы мотора, — около
6 кг/слг2, нагнетаемого насосом регулятора — 14—15 кг! см1, нагне-
таемого насосом с электроприводом при установке во флюгерное
положение—28 кг'см2 и при выводе из флюгерного положения—
до 42 кг/см2.
При переводе во флюгерное положение золотник остается непод-
вижным и масло идет к цилиндру тем же путем, каким оно про-
ходит от насоса регулятора. Распределительный золотник пере-
двигается только при выводе лопастей из флюгерного положения.
В этом случае под действием давления масла он передвигается
вправо, сжимая пружину 15, и меняет направление движения
масла к цилиндру.
Профилированная прорезь 10 имеет точку резкого перегиба,
для прохода которой требуется более высокое давление масла.
Благодаря этом)' удалось при одном и том же направлении дви-
жения масла, но под разным давлением, обеспечить работу винта
в пределах нормального диапазона углов и при переводе во флю-
герное положение.
34
По способу осуществления принципа действия и конструкции
зинт Гидроматик представляет интерес и нашел себе широкое
применение в Америке. Однако сложность конструкции и произ-
водства снижают его преимущества, по сравнению с винтом
ВИШ-107.
Винт Аэропроп. Этот винт отличается простотой и ориги-
нальностью конструкции, 'надежно работающей в эксплоатации.
Винт Аэропроп не связан с маслосистемой мотора и представляет
собою совершенно отдельный агрегат, в котором помещен регу-
лятор числа оборотов, необходимый запас масла и механизм
поворота лопастей. Механизм винта по принципу действия отно-
сится к гидравлической двухсторонней схеме.
На фиг. 22 изображена схема винта Аэропроп.
Лопасть винта 1 в комлевой части имеет нарезку, по которой
передвигается поршень 2, снабженный нарезкой по внешней по-
верхности. Поршень 2 надет на стержень 3, который жестко
закреплен на втулке винта. Стержень также имеет нарезку, по
которой движется поршень 2 своей внутренней нарезкой. Масло
подводится с обеих сторон поршня по трубкам 4 и 5.
Когда масло под давлением поступает по трубке 4, пор-
шень опускается вниз, одновременно вращаясь вокруг стержня 3.
Движение поршня вниз, в свою очередь, вызывает поворот ло-
пасти, а вращение поршня еще больше ускоряет вращение
лопасти.
При подводе масла по трубопроводу 5, поршень будет пере-
двигаться вверх и поворот лопасти будет происходить анало-
гично рассмотренному. Масло заливается в корпус винта и при
вращении его занимает положение по периферии внутренней по-
лости корпуса. Подача масла осуществляется шестеренчатым
насосом 6, ведущая шестерня которого приводится от шестерни
7, обкатывающейся при вращении винта по неподвижной ше-
стерне 8.
Регулятор постоянства оборотов 9 имеет золотник 10, пру-
жину 11, рычаг 12 и подвижный ролик-опору 13. Под действием
центробежных сил золотник стремится подняться вверх, но пру-
жина противодействует его движению. Когда центробежные
силы, развиваемые массой золотника, превзойдут усилие пру-
жины, золотник поднимется вверх и сообщит трубопровод 14
с трубопроводом 5. Масло пойдет в полость под поршнем, и
лопасть повернется на больший угол установки. Винт при этом
затяжелится и обороты уменьшатся. На схеме показан момент,
когда обороты снизились ниже установленных. Масло от насоса
следует по трубке 4, и винт переходит на меньшие углы уста-
новки. При этом по трубопроводу масло выходит через регуля-
тор в корпус винта.
Изменение числа оборотов может быть произведено путем пере-
движения ролика-опоры 13. Для этой цели служит механизм,
остоящий из шестерни 15, болтов 16 и кольца 17. При помощи
рычага 18, расположенного в кабине летчика, шестерня 15 пово-
рачивается на некоторый угол. Болты 16 имеют шестеренчатые
головки, которыми они сцеплены с шестерней 15, и червячную-
нарезку на концах, проходящих через кольцо управления 17.
Фиг. 22. Схема винта Аэропроп
При повороте шестерни 15 болты также повернутся и подвинут
кольцо управления вправо или влево. В канавке на внешней
окружности кольца помещен сухарик, связанный с роликом-опо-
рой 13. Весь механизм управления роликом неподвижен, а суха-
рик при вращении винта обегает кольцо управления по канавке
Особенностью винта Аэропроп являются также полые сталь-
ные лопасти, значительно уменьшающие центробежные силы
36
лнерЦ,1И1 поворачивающие лопасти на малый угол установки. Это
несомненно содействовало осуществлению столь простого меха-
низма поворота лопастей.
ВИНТЫ С ЭЛЕКТРИЧЕСКИМ УПРАВЛЕНИЕМ
Механизмы поворота лопастей винтов с электрическим упра-
влением имеют два основных узла:
—электромотор, питающийся от электросети самолета;
—редуктор, передающий крутящий момент электромотора к ло-
пасти. Кроме того, применяются концевые выключатели, реле и
электрические и механические тормоза, обеспечивающие управ-
ление электромотором и поворотом лопастей.
В отличие от винтов с гидравлическим управлением, где диа-
пазон углов поворота лопастей ограничивается ходом подвижной
части цилиндровой группы (поршня или цилиндра), у винтов
с электрическим управлением нет каких-либо препятствий для
поворота лопастей в любое положение. Поэтому представляется
возможность осуществлять без особых затруднений винты с флю-
герным положением лопастей, а также реверсивные винты.
Наибольшее распространение в период истекшей войны нашли
себе винты типа Кертисс (Америка) и VDM (Германия). Важней-
шим различием этих винтов является расположение электро-
привода. У винтов Кертисс электромотор вращается вместе
с винтом, а у винтов VDM он остается неподвижным. Это обу-
словило ряд эксплоатационных и конструктивных особенностей
каждого винта. Чтобы выяснить эти особенности и получить
общее представление об устройстве винтов с электрическим
управлением, ниже излагается краткое описание обоих типов
винтов.
Винты. Кертисс. Существуют две схемы винтов Кертисс—
пушечная и непушечная. Различие вызывается необходимостью
пропустить в первом случае ствол пушки через центральную
часть винта. Принципиально обе схемы одинаковы и имеют
реверсивные электромоторы сериесного типа с мощностью для
пушечного варианта 189—200 вт и для непушечного —100—200 вт.
Схема .редгктора непушечного варианта винта Кертисс показана
на фиг. 23.
Электромотор приводит шестерню 2 через вал 1. Шестерня
2 находится в зацеплении с шестернями 3, обкатывающимися по
неподвижной шестерне с внутренним зацеплением 4. Вторым
венцом шестерня 3 сцеплена с шестерней 5. Далее вращение
передается через аналогичную систему шестерен к конической
шестерне 9, сцепленной с конической шестерней 10 лопасти
винта 11.
Передаточное число редуктора от вала якоря электромотора
к лопастям 1:9310. При 2000—2500 об/мин якоря электромотора
Редуктор сообщает лопастям скорость поворота в 1,5—2° в сек.
*•	37

На электромоторе установлен электромагнитный тормоз, который
служит для быстрой остановки якоря после выключения электро-
мотора и предохраняет механизм винта от произвольного прово-
рачивания.
Электромотор с редуктором и тормозом собраны в один узел,,
который монтируется на винт в передней части после установки
винта на вал редуктора.
Для передачи электро-
энергии к вращающемуся
электроприводу за вин-
том установлены кон-
тактные кольца со щет-
ками.
Винг имеет автомати
ческое регулирование по-
ложения лопастей от
центробежного регуля-
тора, замыкающего кон-
такты левого или правого
вращения электромотора.
Предусмотрено также не-
зависимое от регулятора
ручное управление, кото-
рое позволяет устанавли-
вать лопасти винта в не-
Фиг. 23. Схема редуктора винта Кертисс обходимое положение,
превращая его в bhhi
фиксированного шага. Крайние положения лопастей фиксируются
концевыми выключателями. Для перевода лопастей во флюгер-
ное положение, с целью увеличения скорости поворота лопастей,
устанавливается повыситель напряжения.
Винт VDM. В отличие от винтов Кертисс винты VDM имеют
электромотор, установленный неподвижно и независимо от винта.
Это облегчает управление и монтаж винта. Кроме того, при
такой установке электромотора легко осуществляется установка
пушки внутри вала редуктора, и все винты VDM поэтому яв-
ляются пушечными.
Электромотор реверсивный, сериесного типа, мощностью
120 вт, с числом оборотов 25С0 в мин. Схема редуктора винта
VDM показана на фиг 24.
Электромотор через гибкий вал 1 вращает шестерню 2, сцеп-
ленную через систему шестерен со свободно вращающейся на
валу шестерней 3. Ось шестерни 3 жестко связана с шестерней
4, находящейся в зацеплений одновременно с шестернями 5 и 6,
причем шестерня 5 сидит на валу неподвижно, а шестерня 6
свободно вращается вокруг вала. Ввиду того, что шестерня 6
имеет 86 зубьев, а шестерня 5 — 82 зуба, скорость вращения их
будет разной—шестерня 6 вращается быстрее. Но шестерня 6
38
одновременно сцеплена с шестерней 7, которая, в свою очередь,
сцеплена с шестерней 8. Второй венец шестерни 8 сцеплен через
шестерню 9 с червяком 10, поворачивающим лопасть 11 через
закрепленную на ней шестерню 12.
Таким образом, при вращении шестерни 3 лопасти винта все
Фиг. 24. Схема редуктора винта VDM
время будут поворачиваться. Если же шестерня 3 будет непод-
вижной, шестерня 4, сцепленная с шестерней 5, при вращении
вала будет все время вращаться вокруг своей оси. При этом
шестерня S вращается вместе с винтом с такой же скоростью,
что и шестерня 5, без какого-либо относительного перемещения.
Поэтому шестерня 9 вращается вместе с валом и не имеет
никакого перемещения относительно шестерни 8. Лопасти не
вращаются вокруг своих осей.
Винт VDM снабжается центробежным регулятором. Переда-
ючное чисдо редуктора бывает 1:12 270 и 1:7 300, со скоростью
поворота лопастей от 1,2 до 5 в сек.
СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА ВИНТОВ С ГИДРАВЛИЧЕСКИМ И ЭЛЕКТРИЧЕСКИМ
УПРАВЛЕНИЕМ
Из рассмотрения принципов действия и основных схем винтов
можно притти к следующим выводам:
39
1.	Винты с электрическим управлением допускают, без су-
щественных дополнений, использование их для работы в нор-
мальном диапазоне углов установки лопастей, при флюгерном
положении лопастей и в качестве реверсивных. Винты с гидравли-
ческим управлением для осуществления реверса и установки во
флюгерное положение нуждаются в значительном усложнении
конструкции mi в дополнительном оборудовании (специальный
маслонасос сдвтономным электроприводом). Диапазон изменения
углов лопастей для винтов с гидравлическим управлением огра-
ничен и не имеет ограничений для винтов с электрическим упра-
влением.
2.	Во время эксплоатации самолетов проверка работы винта
с электрическим управлением может быть произведена без за-
пуска мотора, в то время как при гидравлическом управлении
винт может быть опробован лишь при работающем моторе.
3.	Винты с гидравлическим управлением имеют большие ско-
рости поворота лопастей и работают от неиссякаемого источника
энергии (давление масла), имеющегося на самолете, пока работает
мотор. При остановке мотора давление масла упадет, но в этом
случае и винт не работает..
Питание электромоторов винтов с электрическим управлением
зависимо от самолетной сети и менее надежно. Кроме того, эти
винты имеют реле, концевые выключатели, иногда щетки (Кер-
тисс), что снижает надежность в эксплоатации.
Усиленная электрификация самолетного оборудования спо-
собствует внедрению винтов с электрическим управлением, и
при соответствующей доводке их конструкции и оборудования,
они несомненно, по указанным выше причинам, будут вытеснять
распространенные сейчас винты с гидравлическим управлением.
ГЛАВА III
ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ
1. Назначение топливных систем и требования,
предъявляемые к ним
Топливная система самолета служит для содержания на
.борту самолета запаса топлива и бесперебойной подачи его к дви-
гателю. Система состоит из группы резервуаров для топлива,
сети трубопроводов, по которым при помощи специальных насо-
сов топливо подается к мотору, и агрегатов, обеспечивающих
фильтрацию топлива, управление расходованием его и. контроль
работы системы.
При питании двигателя, снабженного карбюратором, необ-
ходимо обеспечить беспрерывное поступление топлива в топлив-
ную камеру карбюратора. Двигатели, снабженные агрегатами
непосредственного впрыска топлива в рабочую полость двига-
теля (цилиндры, рабочие камеры реактивных двигателей), нуж-
даются в надежной подаче топлива к насосам непосредственного
впрыска.
В обоих случаях на входе в питающий агрегат требуется
поддерживать заданное давление топлива. Это давление на входе
в топливную камеру карбюратора обычно лежит в пределах от
0,1 до 0,9 kzicm2, сверх давления в топливной камере карбюра-
тора, причем для каждого двигателя оно указывается заводом
и колеблется в небольшом диапазоне. Например, для двига-
теля АШ-82 давление топлива перед карбюратором должно
находиться в диапазоне от 0,5 до 0,6 кг\смг. Подача топлива
к насосам непосредственного впрыска производится под более
высоким давлением. Для двигателя АШ-82 с непосредственным
впрыском это давление лежит в пределах от 1,4 до 2 кг:см2.
Подача топлива к агрегатам, питающим двигатель (карбюра-
торам, насосам непосредственного впрыска), производится пре-
имущественно принудительно, специальными топливными насо-
сами. Известны также и другие способы подачи топлива из
баков: подача самотеком и подача под давлением, создаваемым
в оаках над свободной поверхностью топлива.
Питание самотеком достигается путем размещения бензоба-
Ков выше топливной камеры карбюратора. При этом топливо
поступает к карбюратору под действием собственного веса.
т°т способ не дает возможности создать необходимое давление
41
для современных карбюраторов или, тем более, для агрегатов:
непосредственного впрыска. Широкое распространение моно-
планной схемы самолета не только не допускает высокое распо-
ложение баков, а, наоборот, принуждает размещать баки весьма
часто ниже карбюраторов.
Питание под давлением, создаваемым в баках, не приме-
няется из-за быстрого отказа при простреле бака, возрастающей
при этом пожарной опасности и повышения требований к гер-
метичности и прочности баков.
Таким образом, основным способом подачи топлива из баков
к питающим агрегатам является принудительная подача при
помощи специальных насосов, обеспечивающих требуемое дав-
ление топлива.
Условия, в которых работает топливная система самолета,
затрудняют надежную подачу топлива к двигателям. При изме-
нении скорости и направления полета самолета топливная си-
стема подвергается действию ускорений. Когда действующие на
самолет ускорения по своему направлению совпадают с напра-
влением движения топлива из баков к двигателю, подача топ-
лива затрудняется возникающими при этом инерционными силами,
противодействующими движению топлива по трубопроводу.
При увеличении высоты полета давление в баках, свободно сооб-
щающихся с атмосферой, уменьшается в соответствии с умень-
шением атмосферного давления. Уменьшается при этом давление
и в трубопроводе, идущем от бака к насосу. С другой стороны
упругость паров авиационных топлив при обычных эксплоата-
ционных температурах достигает больших значений. Поэтому
при подъеме на высоту увеличивается опасность выделения
из топлива паров легких фракций и воздуха. Пары топлива и
воздуха заполняют часть трубопровода, идущего от бака к на-
сосу, уменьшают производительность насоса по жидком^ топ-
ливу и, в конце концов, могут вызвать перебои в подаче топ-
лива. Кроме того, падение давления на входе в насос затруд-
няет его работу.
Процесс ухудшения работы топливной системы при подъеме
на высоту внешне проявляется в виде падения давления топ-
лива ниже допустимого предела.
В боевых условиях топливная система является одной из
наиболее уязвимых систем самолета.
Обеспечение бесперебойной и безопасной подачи топлива
к двигателям при указанных условиях является догольно слож-
ной задачей, особенно для высотных самолетов. Отсюда выте-
кают требования, которые должны быть удовлетворены при про-
ектировании и постройке топливных систем. Главные из этих
требований следующие:
—	система должна обеспечивать питание двигателя топливом на
всех режимах работы двигателя и полета самолета,, независимо.-
от высоты полета и атмосферных условий;
42
—	топливная система должна иметь минимальную поражаемость
и хорошую живучесть в бою;
—	монтажная схема бензосистемы самолета должна быть
простой и удобной для осмотра и обслуживания в эксплоатации;
—	система должна обеспечивать возможно полную выработку
топлива из баков без сложных операций с управлением расходом
топлива. Вес невырабатываемого из системы топлива относится
к весу системы. Невырабатываемый остаток топлива в баках допу-
скается не более 0,8% емкости баков, установленных в фюзе-
ляже самолета, 1,5% емкости баков, установленных в крыле
или центроплане самолета, и не более 3% емкости подвесных,
сбрасываемых в полете баков;
—	топливо, подаваемое системой к двигателю, должно быть
очищенным от механических примесей и воды;
—	топливная система должна иметь возможно меньший вес.
Кроме перечисленных главных требований необходимо гаран-
тировать систему от подсоса воздуха через штуцеры забора из
баков при заполнении их на 25% полной емкости во время
выполнения самолетом маневров, особенно, набора высоты, плани-
рования, бокового скольжения и пикирования.
В случае одновременного расходования топлива из двух
баков или двух групп баков, расположенных симметрично отно-
сительно оси самолета, требуется гарантия равномерности вы-
работки топлива из этих баков. Неравномерность выработки
топлива не допускается более 5—1О°/о их емкости, так как
в противном случае будет нарушаться центровка и сокращаться
радиус действия самолета.
Заполнение системы топливом и слив топлива из баков
должны быть достаточно быстрыми и удобными.
2. Основные проблемы питания двигателей топливом
При проектировании, постройке и эксплоатации топливных
систем самолетов встречаются затруднения, которые требуют
особого внимания. К ним относятся:
1)	питание на больших высотах полета;
2)	неравномерная выработка топлива;
3)	взрывобезопасность, противопожарная устойчивость и живу-
честь топливных систем в бою.
Рассмотрим эти проблемы.
Питание на больших высотах. Ранее уже упоминалось,
что при увеличении высоты полета давление в баках и трубо-
проводах системы, расположенных до насосов, уменьшается.
Топливо, находящееся в системе, при понижении давления вы-
деляет пары легких фракций и воздух.
Интенсивность выделения из топлива паров при понижении
Давления зависит от температуры топлива, упругости паров
и степени завихрения при движении по трубопроводу. Темпера-
43
тура топлива в баках во время полета на высоту меняется не-
значительно и остается равной сравнительно высокой наземной
температуре. Кроме того, топливо в трубопроводах несколько
подогревается от мотора. В сочетании со значительным завих-
рением струи топлива в трубопроводе это создает весьма бла-
гоприятные условия для испарения топлива в системе.
Выделение паров из топлива при понижении давления со-
провождается выделением воздуха. При обычном атмосферном
давлении у земли и температуре бензина +154-4-20°Ц, в нем
содержится по объему до 10%
растворенного воздуха. 11екото-
рые сорта бензина содержат
также растворенные под давле-
нием газы (бутан, пропан и др.).
При подъеме на высоту 5500-
биОО м, вследствие падения дав-
ления, из бензина выделится до
половины содержащегося в нем
воздуха, который при давлении
на этой высоте займет 10%
объема трубопровода.
Выделяющиеся из топлива
пары, воздух и другие газы
с увеличением высоты полета
будут занимать все большую
часть трубопровода и рабочей
полости качающего узла на-
соса. Вследствие этого сначала
будет уменьшаться производи-
тельность насоса по жидкому
полное прекращение поступления
Фиг. 25. Падение давления топ-
лива при подъеме на высоту
топливу, а затем произойдет
топлива в насос. Прекращение подачи топлива для невысотных
систем происходит на высотах от 6000 до 8000 ж.
На фиг. 25 показано уменьшение давления топлива в бензоси-
стеме самолета при свободном сообщении его баков с атмосферой.
Необходимо отметить, что снижение производительности
насоса с уменьшением давления на входе происходит также и
по причине уменьшения разности давлений на входе в насос и
в рабочей полости насоса. Таким образом, топливная система
самолета с высот 6000—8000 м начинает работать ненадежно и при
неблагоприятных условиях может прекратить подачу топлива.
Практический потолок современных самолетов достигает
высот 12000—15000 м. Следовательно, необходимо принимать
ряд мер, повышающих надежность подачи топлива на высотах
сверх 6000—8000 м.
Укажем эти меры, а затем подробно рассмотрим их. К ним
относятся: применение подкачивающих насосов, повышающих да-
вление в трубопроводе от бака до насоса; повышение давления
в баке над свободной поверхностью топлива; улучшение условий
44
на входе в насос путем уменьшения гидравлических потерь в
трубопроводе, уменьшения завихрения топлива и устранения
возможности подсоса воздуха.
Несмотря па наличие ряда способов увеличения высотности
топливных систем, следует считать, что радикально проблема
высотности еще не решена, так как при несомненно после-
дующем в ближайшее время увеличении потолка самолетов
существующие способы окажутся недостаточными.
Неравномерная выработка топлива. При эксплоатации са-
молетов довольно часто наблюдается неравномерная выработка
топлива из параллельно включенных в систему баков. Не-
равномерная выработка топлива из различных баков является
недопустимой по двум основным причинам:
1) в случае симметричного относительно оси самолета распо-
ложения баков, из которых наблюдается неравномерная выра-
ботка, происходит нарушение центровки самолета, затруд-
няющее управление самолетом;
2) уменьшается продолжительность полета, так как при опо-
рожнении одного из баков, во избежание подсоса воздуха, при-
ходится отключать другие баки (зачастую несколько баков),
имеющие некоторый запас топлива. Установка в этом случае
дополнительных кранов или сложный порядок управления име-
ющимися кранами затрудняет работу летчика и потому не до-
пускается.
Известно несколько причин, вызывающих неравномерною
выработку топлива. Эти причины могут быть объединены в
две группы:
1) причины, вызывающие разность давления на свободную по-
верхность топлива в баках;
2) причины, вызывающие разность гидравлического сопротив-
ления трубопроводов, по которым топливо поступает из баков
в общую линию подачи топлива к двигателю.
Устранение неравномерной выработки затруднено тем, что,
с одной стороны, трудно обнаружить причину ее, а, с другой
стороны, потому, что часто действуют несколько причин одно-
временно, причем—появляющихся и исчезающих в процессе
эксплоатации самолета. Ниже эти причины будут рассмотрены
подробно.
Взрывобезопасность, противопожарная устойчивость и
живучесть систем в бою. Опыт войны показал, что во многих
случаях поражение самолетов в бою сопровождается воспламе-
нением или взрывом их. Несомненно, что при этом поражение
наносится в область топливной системы.
Топливная система самолета, содержащая запас топлива и
наиболее разнесенная по самолету, представляет собою слабое
место его конструкции. Конструкторская мысль неустанно ра-
ботает над повышением живучести самолета в бою путем за-
щиты его топливной системы. С этой целью применяются бро-
45
нирование баков и трубопроводов, протектирование баков, за-
полнение свободного пространства баков и полостей самолета,
в которых расположены элементы топливной системы, нейтраль-
ными газами, а также другие способы.
Краткий обзор трех основных проблем проектирования и
эксплоатации топливных систем показывает, что при изучении
устройства и работы этих систем необходимо особое внимание
обратить на методы, которые могут быть использованы для
частного решения упомянутых проблем.
3. Общее устройство и элементы топливных систем
Принципиальное устройство топливной системы для питания
поршневого двигателя показано на фиг. 26.
Запас топлива содержится в баке 1, который снабжен за-
Фиг. 26. Схема топливной системы для питания
поршневого двигателя
правочной горловиной 2, отстойником 6, заборным штуцером 5,
штуцером для сообщения бака с атмосферой 3 и прибором 4,
замеряющим количество топлива в баке. Отстойник бака 6 в
своей нижней точке имеет кран 7 для слива из бака топлива
и отстоя.
На этой схеме показан один бак, но на самолетах обычно
устанавливаются несколько баков в зависимости от запаса топ-
лива и размещения его в полостях фюзеляжа и крыла.
Перекрывной кран 8 служит для прекращения расходования
топлива из бака и управляется из кабины летчика. Эти краны
в топливных системах самолетов обычно многоходовые, то есть
имеют несколько рабочих положений, так как к ним подклю-
чаются несколько баков или несколько групп баков. Каждое
положение такого крана соответствует расходованию топлива
из того или иного бака или группы баков. Топливный фильтр 9
служит для очистки топлива при движении его из бака к карбю-
46
рагору или насосу непосредственного впрыска 12. Корпус
фильтра имеет отстойник—полость для скопления отделенных
фильтром механических примесей и воды. Слив отстоя произ-
водится через кран 10.
Топливный насос 11 подает топливо к карбюратору и при-
водится от двигателя, питаемого этим насосом. Манометр 13
Фиг. 27. Схема топливной системы одномоторного самолета
служит для контроля работы системы и -замеряет перепад давле-
ния на входе в топливную камеру карбюратора 12. По мере
расходования топлива освобождающееся пространство бака
должно заполняться воздухом. С этой целью бак сообщен с
атмосферой через дренажную трубку, присоединенную к шту-
церу 3.
Кроме перечисленных основных элементов, топливные системы
конкретных самолетов могут иметь и- другие агрегаты, нехарак-
терные для всех систем. Могут, например, включаться подка-
чивающие насосы или насосы для перекачивания, топлива из
одного бака в другой, различные сигнализаторы уровня топли-
ва в баках, давления топлива, приборы для замера расхода топлива
по трубопроводу. Довольно часто сообщение баков с атмос-
ферой производится через специальную систему, а освобож-
дающееся пространство бака заполняется нейтральным газом
Для предохранения от взрыва.
Принципиальная схема топливной системы одномоторного
самолета истребительного типа показана на фиг. 27.
47
Четыре бака расположены в крыле и образуют две группы
левую 1, 2 и правую 3, 4. Баки каждой группы сообщены
между собою трубами 5. Заполнение левой группы баков про-
изводится через горловину бака 1, обозначенную цифрой 6,
а правой группы—через горловину бака 4. В баке 2 левой груп-
пы установлен бензиномер 7 механического типа.
Расходование топлива из каждой группы производится чере
средние баки, имеющие уловительные карманы 8, предохрани
ющие заборные штуцеры трубопроводов 9 от оголения при ма-
неврах самолета. По трубопроводам 9 топливо поступает к
крану /О, который имеет следующие четыре положения: рас-
ходование топлива из левой группы, из правой группы, из обеих
групп баков одновременно и закрыто. После крана 10 топливо
следует к фильтру 11 и далее к насосу 12, установленному на
двигателе. Насос 12 подает топливо по трубам 13 к карбюра-
торам двигателя. К крестовине 14 присоединен манометр 15 труб-
кой 16. По трубке 18 при помощи ручного насоса ^(„шприца")
топливо забирается для заливки двигателя перед запуском (по
трубке 17) и для заливки трубопроводов системы перед запуском
(по трубке 19).
Слив топлива из баков производится через пробки 21. При
расходовании топлива освобождающееся пространство баков
заполняется нейтральным газом—выхлопными газами, для под-
вода которых служит специальная система. Эта система заби-
рает выхлопные газы из выхлопного патрубка 22, охлаждает
их, очищает от механических примесей и конденсата воды в
фильтре 23 и сборнике конденсата 24, и подает в баки. Кран
25 служит для сообщения баков с атмосферой при заполнении
их топливом и при стоянке самолета на земле.
Рассмотренная система подачи топлива представляет собою
простую систему. Более сложная система показана на фиг. 28.
где изображена монтажная схема топливной системы тяжелого
бомбардировщика Боинг В-29.
Запас топлива основной системы на этом самолете достигает
21 214 л, а вместе с подвесными баками почти 31 000 л. Баки
составляют 4 группы, каждая из которых питает свой мотор.
Группы указаны на схеме. Кроме того, имеется 4 подвесных до-
полнительных бака 1, которые после израсходования из них
топлива могут быть сброшепы с самолета в полете.
Кроме основных насосов 2, имеющих привод от двигателей,
в баках установлены подкачивающие насосы 3, служащие для
увеличения надежности питания при взлете и для повышения
высотности системы. Подкачивающие насосы имеют привод от
электромоторов. Для перекачки топлива из подвесных баков в
основные и из левых групп в правые дополнительно установ-
лены насосы 4. Система имеет четыре бензофильтра 5, распре-
делительный кран перекачки 6, перекрывные краны 7 и другие
элементы.
48
Рассмотрим особенности элементов, включаемых в топливные
системы.
Топливные баки. Для содержания запаса топлива на само-
лете в свободных полостях фюзеляжа и крыла устанавливаются
баки. Форма баков и их емкость зависят от места установки на
самолете. Изготовляются баки из листового алюминия, из фибры,,
прорезиненных тканей и резины. Иногда для изготовления баков
используют фанеру или картон. Металлические баки наиболее
часто свариваются из листов, выколоченных ^на болванках;
клепка баков применяется реже.
Фиг. 28. Схема топливной системы бомбардировщика Боинг В-29
На фиг. 29 показан металлический сварной бак. Основными
элементами бака являются; обичайка 7, днище 2, перегородки
5 и 6, и арматура 3 и 4. Перегородки служат для придания
жесткости баку и уменьшают колебание топлива при маневрах
самолета.
В связи с тем, что топливные баки работают в эксплоатации
под действием вибрационных и динамических нагрузок, к швам
баков предъявляются повышенные требования. Швы должны
быть герметичными, прочными и легко выполнимыми при изго-
товлении и ремонте баков.
Особое внимание уделяется защите баков. С этой целью
баки снаружи покрываются специальной оболочкой — протекто-
ром. Назначение протектора состоит в предохранении бака от
потери топлива при простреле в бою, а также в предотвраще-
нии попадания воздуха в этом случае в свободное от топлива
пространство бака, заполненное парами топлива.
Принцип работы протектора основан на способности каучука
Или губчатой резины быстро набухать при соприкосновении
Волков	49
с бензином. Набухшая резина или каучук затягивают образовав-
шееся отверстие. Однако прочность губчатой резины или кау-
чука небольшая, и в случаях сильного поражения бака, при
потере им жесткости, может разрушиться протектор. Поэтому
протектор имеет несколько слоев из прочных эластичных мате-
риалов — кожи, прочной резины, различных сеток, завулканизи-
рованных в протектор.
Фиг. 29. Металлический сварной бак
На фиг. 30 показана схема сечения одного из протекторов.
На схеме обозначено: 1 — стенка бака, 2 — вулканизированная
резина 1 мм, 3—набухающая резина 3 мм, 4 — два слоя прорези-
ненного корда 2,5 мм и 5—вулканизированная резина 1,5 мм.
Существует много различных типов протекторов. Все они,
однако, значительно увеличивают вес баков. Вес протектора,
отнесенный к J м2 поверхности бака, колеблется от 3 до 15 кг/м2
и зависит от типа и толщины протектора. Из принципа дей-
ствия протектора следует, что работа его сильно затрудняется,
если при выходе пули или осколка материал, из котороцо изго-
товлен бак, будет иметь отверстие с рваными, отогнутыми
краями. Поэтому протекторы лучше работают на фибровых
баках, так как фибра при проходе пули образует отверстие
без отогнутых краев. Распространение фибровых баков объяс-
няется также необходимостью экономить цветные металлы.
Живучесть бака в бою зависит от материала, формы, разме-
ров и расположения на самолете.
Отрицательным свойством металлических баков является
недостаточная живучесть При поражении металлического бака
в бою, вследствие взрыва смеси паров топлива и воздуха внутри
бака, наблюдается разрушение его или раздутие, затрудняющее
работу протектора. При сквозном поражении, на выходе пули
или осколка в стенке металлического бака образуется отверстие,
50
в 10—15 раз превосходящее по размерам входное отверстие
Края такого отверстия отгибаются наружу и исключают воз-
можность затягивания отверстия протектором. Топливо разли-
вается внутри самолета и его пары образуют легковоспламени-
мую смесь с воздухом.
Мягкие баки изготовляются из бензостойких сортов резины,
покрытых снаружи протектором, и отличаются высокой живу-
честью. При поражении мягкого бака в бою взрыв смеси паров
топлива и воздуха внутри бака не вы-
зывает разрушения его, и топливо не вы-
ливается наружу. Поэтому нет необходи-
мости свободное пространство мягких ба-
ков заполнять нейтральными газами. Кроме
того, при сквозном поражении мягких ба-
ков выходное отверстие мало отличается
от входного, и течь топлива быстро лик-
видируется.
Мягкие баки хорошо противостоят виб-
рационным нагрузкам и легко устанавли-
ваются в полостях крыльев и фюзеляжа,
в которых монтаж жесткого металличе-
ского или фибрового бака был бы за-
труднен.
Эти достоинства обеспечили широкое
распространение мягких баков, быстро вы-
тесняющих металлические.
Установлено, что баки больших разме-
Фиг. 30. Схема про-
тектора бензобака
ров более живучи при поражении, чем баки малых размеров.
Дело в том, что пули и осколки после прохода через элементы
конструкции самолета теряют не только часть энергии, но и
устойчивость своего движения. Поэтому, попадая в бак, они
не могут пробить слой топлива в 700—800 мм и, следовательно,
не выходят наружу. Отсутствие в этом случае выходного отвер-
стия повышает живучесть бака. Баки же малых размеров про-
биваются навылет, причем имеет место явление, похожее на
гидравлический удар — за пулей устремляется жидкость, сильно
разрушая стенку бака на выходе.
Вес баков характеризуется следующими средними данными:
Таблица 2
Вес баков с протекторами
Характеристики	Баки;		
	Металли- ческие	Фибровые	Мягкие
Вес в кг)л емкости бака................. 0,125	0,18	0,15
*'ес. отнесенный к 1м- поверхности,
в кг/ла.........................:	11,0	18,0	11,6
4*
51
Подвесные, сбрасываемые баки отличаются обычно удобо-
обтекаемой формой, так как они весьма часто находятся в по-
токе воздуха, а также тем, что изготовляются из дешевых
материалов, обеспечивающих нормальную работу бака в течение
одного полета. Подвесные баки не протектируются.
Плоские баки, устанавливаемые в полостях крыльев истреби-
телей, часто имеют внутри дополнительные устройства, предо-
храняющие заборные штуцеры от оголения при маневрах само-
лета с частично заполненными баками. Крепление баков на само-
лете, для уменьшения вибрационных нагрузок, осуществляется
на амортизаторах при помощи лент.
Баки перед установкой на самолет подвергаются испытанию
на герметичность под избыточным давлением 0,25 кг]см2, если
для самолета расчетные перегрузки на случай А не более 10, и
на 0,35 кг! см2, если эти перегрузки более 10. Арматура бака
обычно состоит из горловины для заполнения бака топливом,
штуцера для забора топлива из бака, штуцера для подвода в
бак воздуха или нейтрального газа, сливной пробки и др.
С целью упрощения производства и ремонта баков арматуру
иногда собирают в один агрегат, устанавливаемый на баке и
представляющий собою комбинацию заправочной горловины со
всеми штуцерами.
Краны. Для управления расходованием топлива в полете, а так-
же для удобства эксплоатации, в топливные системы вклю-
чаются краны. Эти краны должны отличаться полной внешней
и внутренней герметичностью, быстротой действия, малым ги-
дравлическим сопротивлением и отсутствием возможности са-
мопроизвольного открытия и закрытия.
Существуют две группы кранов—распределяющие и перек-
рывающие. Распределяющие краны обычно многоходовые, то есть
имеют несколько положений: кран закрыт, расходование топлива
из первого бака, расходование топлива из второго бака, треть-
его и т. д. Такие краны служат для управления расходованием
топлива из различных баков и устраиваются по типу золотни-
ковых или пробковых кранов.
На фиг. 31 показан трехходовый золотниковый кран.
К крану подводятся три трубки — из бака 1, из бака 2 и из
бака 5. Отводится топливо по трубке 4. Золотник вращается
при помощи стержня 6 и сообщает каждый бак с основной
магистралью системы. Пружина 7 прижимает золотник к кор-
пусу крана и обеспечивает внутреннюю герметичность крана.
Пружина 8 прижимает стержень 6 притертой поверхностью
к втулочке 9 в корпусе крана и обеспечивает внешнюю гер-
метичность.
Проходные или перекрывные краны служат для прекращения
подачи топлива и по устройству являются игольчатыми или
дроссельными. На фиг. 32 показан перекрывной игольчатый кран:
типа ЦАГИ. Этот кран закрывается за четверть оборота ручки,
52
что достигается многозаходностью и большим шагом нарезки
и упрощает управление краном.
Фиг. 31. Трехходовый золотниковый бензокран
53
Игла крана 1 имеет нижний и верхний конусы. Нижний слу-
жит для разобщения входного и выходного штуцеров, а верх-
ний для герметизации крана в открытом положении, когда топ-
ливо может пройти вдоль штока иглы вверх. Сальник крана 2
также служит для герметизации крана в открытом положении.
Все топливные краны должны иметь фиксацию своих положений,
что упрощает управление ими и предотвращает самопроизволь-
ное и неполное открытие и закрытие.
По существующим требованиям, краны, при давлении бен-
зина 1 ат. и при моменте поворота рукоятки крана не более-
15 кг см для перекрывных и не более 50 кг см для золотнико-
вых, в течение 10—15 мин не должны давать наружной течи.
Внутренняя течь при этом не должна быть более двух капель
в мин.
Фильтры служат для отделения от топлива механических
примесей при следовании его из баков к двигателю. Фильтрация
топлива производится через сетку или набор пластин. Наиболь-
шее распространение находят себе сетчатые фильтры. На фиг. 33
показан сетчатый топливный фильтр стандартного образца.
В корпусе фильтра 1 установлена сетка 2, прижатая пружи-
ной 3. Нижняя часть корпуса снабжена крышкой 4, легко сни-
маемой и имеющей кран 5 для слива отстоя. Сетка фильтра
должна иметь от 500 до 700 отверстий на 1 см2. Необходимо
иметь в виду, что потеря напора в фильтре почти не зависит
от частоты сетки, а определяется, главным образом, располо-
жением каналов движения топлива в корпусе фильтра. Форма
сетки показана на фиг. 33. Она определяется из соображений
более простой технологии производства и удобства очистки ее,
а поверхность сетки выбирается из расчета 10 см2 на каждые
100 л топлива, проходящего через фильтр в полете. В нижней
части корпуса фильтра предусматривается полость для скопле-
ния отстоя.
Пластинчатые фильтры имеют фильтрующий элемент, состоя-
щий из набора пластин толщиною 0,15 мм. На пластинах вы-
давлены бугорки высотой в 0,08 мм. При накладывании пластин
одной на другую образуется между ними зазор в 0,08 мм для
прохода топлива.
Пластинчатые фильтры значительно лучше отделяют воду,
так как поверхностное натяжение воды, примерно, в 3 раза
больше поверхностного натяжения бензина, и проход воды,
в связи с этим, чгерез столь малые зазоры затруднен.
Трубопроводы. В качестве трубопроводов топливных систем
используются металлические трубки и гибкие шланги. Внутрен-
ний диаметр трубопроводов лежит в пределах 10 —26 мм, дости-
гая в отдельных случаях 35 — 40 лог. Диаметр трубопровода
определяется расходом топлива по нему и допустимой скоростью
движения топлива, сильно влияющей на величину потерь напора.
54
Скорость движения топлива в трубопроводе топливной
системы на участке от баков к насосу не допускается более
0,75 м/сек, а на напорной линии после насоса может быть допу-
щена до 1,3 м/сек.
Металлические трубопроводы изготовляются из дуралюмино-
вых, стальных и медных трубок. Наиболее часто применяются
Фиг. 33. Сетчатый топливный фильтр
Дуралюминовые трубки, имеющие наименьший вес. Соединение
металлических трубопроводов осуществляется несколькими спо-
собами, причем различают жесткие и гибкие соединения. К жестким
соединениям, передающим вибрационные нагрузки с одного
Участка трубопровода на другой, относятся ниппельные соеди-
нения и соединения с развальцовкой труб. Гибкими соединениями
являются соединения дюритовым шлангом и типа AM. Дюрито-
вые шланги, используемые для соединения трубопроводов топ-
ливных систем, изготовляются из бензостойкой резины—совпрена
Или неопрена.
55
Топливная система самолета обязательно должна иметь гиб-
кое соединение трубопровода или гибкий участок трубопровода
непосредственно у мотора, чтобы таким образом изолировать
всю систему трубопроводов на самолете от возбуждаемых мото-
ром вибрационных нагрузок. Кроме того, гибкие соединения
предусматриваются в местах крепления трубопровода к взаимно-
подвижным частям самолета (рама мотора —фюзеляж и др.).
Гибкие трубопроводы, весьма удобные при монтаже и непе-
редающие вибрационных нагрузок, изготовляются из многослой-
ных гофрированных шлангов типа петрофлекс и шлангов из бен-
зостонкой резины. В последнее время появились гибкие про-
тектированные шланги, обладающие способностью при простреле
пулей или осколком быстро устранять течь топлива. Такие шланги,
несмотря на большой вес, найдут широкое распространение.
4. Основные насосы топливных систем и их характеристики
Принудительную подачу топлива на современных самолетах
осуществляют при помощи насосов. Кроме того, в топливных
системах применяют подкачивающие насосы, служащие для под-
держания давления на входе в основной насос, и насосы для
перекачки топлива из одного бака в другой.
.Основные насосы, подающие топливо к карбюраторам или
насосам непосредственного впрыска, обычно объемного типа —
коловратные или шестеренчатые. Встречаются также плунжер-
ные насосы, отличающиеся сложностью устройства, большим
весом и габаритами. В качестве подкачивающих насосов исполь-
зуют насосы центробежного типа с электроприводом. Для пере-
качки топлива из одного бака в другой применяются мембран-
ные и центробежные насосы.
Основные насосы кроме качающего узла, подающего топливо,
имеют клапанный механизм, поддерживающий заданное давле-
ние на выходе из насоса. Это хорошо видно из схемы насоса
коловратного типа, показанной на фиг. 34.
Качающий узел насоса состоит из вращающегося ротора /,
плавающего пальца 2 и четырех лопаток 3. При вращении ротор
ведет лопатки в неподвижном цилиндре 4, имеющем входное 5
и выходное 6 отверстия. Благодаря эксцентричному расположе-
нию ротора, между ротором, цилиндром и лопатками при вра-
щении ротора образуются полости. Со стороны всасывающего
отверстия цилиндра эти полости увеличиваются, и в них поэтому
образуется вакуум, а со стороны нагнетающего отверстия—умень-
шаются. Изменение направления вращения ротора вызывает изме-
нение направления подачи топлива. Корпус клапана 14 при этом
должен быть повернут на 180°.
Количество топлива, прокачиваемого коловратным насосом
в единицу времени, определяется числом оборотов ротора и сте-
пенью заполнения жидким топливом рабочих полостей* качаю-
56
щего узла насоса. Обычно производительность качающего узла
насоса в 2 — 3 раза больше расхода топлива мотором. Избыток
топлива, подаваемого качающим узлом, отводится через кла-
пан 7 обратно на вход в насос.
Это необходимо по двум причинам:
Во-первых, потому, что изменение расхода топлива мотором
происходит при изменении числа оборотов, величины наддува,
высоты полета и других фак-
торов, в то время как произ-
водительность качающего узла
насоса изменяется в зависимо-
сти от числа оборотов, давле-
ния па всасывании, упругости
паров и температуры топлива.
Чтобы устранить несоответст-
вие расхода топлива мотором
и производительности качаю-
щего узла насоса, последняя
взята со значительным запа-
сом.
Во-вторых, для поддержа-
ния на выходе из насоса за-
данного избыточного давле-
ния топлива, относительно
давления в топливной каме-
ре карбюратора, необходимо
иметь автоматический регуля-
тор. Этим регулятором яв-
ляется клапан, который может
работать только при наличии
Фиг. 34. Разрез насоса БНК-1С
расхода трплива через него.
Клапан насоса 7 прижимается к седлу пружиной 8 и уста-
новлен в подвешенном состоянии на гибкой мембране 9, закреп-
ленной в корпусе. Кроме того, на клапане 7 смонтирован пере-
пускной клапан 10, прижатый пружиной, который предназначен
для пропуска топлива через насос при прокачке его ручным
или подкачивающим насосом, когда основной насос не рабо-
тает. Полость 11, над мембраной клапана, сообщается через
штуцер 12 с топливной камерой карбюратора или вообще с той
полостью, где давление равно давлению, относительно которого
необходимо поддерживать избыточное давление топлива. Регули-
ровка давления достигается передвижением гайки 13, меняющей
натяжение пружины.
Насосы шестеренчатого или плунжерного типа, используемые
в качестве основных насосов, также снабжаются клапанным
механизмом.
Рассмотрим работу клапанного механизма насоса. На фиг. 35
доказана схема работы клапана.
57
На клапан действуют следующие силы:
—	со стороны выхода из насоса—давление топлива Рб, умно-
женное на площадь клапана fK;
—	со стороны полости А—давление на входе в насос Рве, умно
женное на площадь клапана со стороны этой полости /,/;
—	усилие пружины N„p;
—давление на мембрану ср стороны полости Б, умноженное на
эффективную площадь мембраны со стороны этой полости fM.
Фиг. 35. Схема клапана насоса
условие равновесия клапана:
Кроме того, на мембрану
действует давление Рве, умно-
женное на эффективную пло-
щадь мембраны со стороны
полости А.
Под эффективной площа-
дью мембраны следует пони-
мать не геометрическую пло-
щадь ее поверхности, а экви-
валентную ей площадь, вычис-
ленную с учетом влияния упру-
гости материала мембраны, за-
делки концов и степени ее
деформации.
Можно записать следующее
P6fK = Nnp + PJm + PJ'k-PJ'm-	(О
Обычно, для исключения влияния Рес, конструктивно клапан-
ные механизмы выполняются так, чтобы f'K = f'M. Тогда
P6fK = N„p + PKfM.	(2)
Таким образом, давление на выходе из насоса Рб опреде-
ляется затяжкой пружины, давлением в полости Б и геометри-
ческими размерами клапана и мембраны. Необходимо иметь в
виду, что
М,Р = (8О+'Ш	(3)
где: к — коэфициент жесткости пружины;
60—деформация пружины, вследствие первоначальной за-
тяжки ее;
8/г — деформация пружины, вследствие подъема клапана над
седлом.
Подъем клапана над седлом зависит от расхода топлива через
клапан. При уменьшении расхода топлива через клапан WK кла-
пан опускается на седло, и величина NKp уменьшается. Поэтому
при уменьшении числа оборотов насоса уменьшается давление
на выходе из него.
58
Из выражения (2) видно, что давление на выходе из насоса
р. уменьшается в соответствии с изменением давления Рк, кото-
рое представляет собою давление в топливной камере карбю-
ратора. Такая корректировка давления Рб по Рк дает возмож-
ность сохранять перепад давлений на входе в топливную камеру
карбюратора независимо от давления в топливной камере карбю-
ратора.
На фиг. 36 приведены графики зависимости давления на вы-
Фиг. 36. Зависимость давления на выходе из насоса
от расхода топлива через клапан
ходе из насоса Рб от расхода топлива через клапан снятые
при различных предварительных затяжках пружины N'np.
Графики наглядно показывают, что при уменьшении расхода
топлива через клапан уменьшается давление на выходе из на-
соса. Наклон кривой зависит от коэфициента жесткости пру-
жины к. Кроме того, из графика видно, ,что при некотором рас-
ходе (примерно, 400 л)час) топлива через клапан, давление резко
Падает. Следовательно, существует минимально допустимый рас-
ход топлива через клапан, при котором клапанный механизм еще
поддерживает давление на выходе в установленных пределах.
При дальнейшем уменьшении расхода давление резко падает.
Чем меньше величина минимально допустимого расхода топлива
Через клапан, тем выше высотность насоса.
Отсюда видно, что клапан насоса влияет на его высотные
свойства. Испытаниями установлено, что клапан насоса при
5Р
максимальном расходе топлива через него подымается над сед-
лом не более 0,5 мм.
Рассмотрим основные характеристики насосов. На фиг. 37
показана наземная характеристика насоса коловратного типа,
I представляющая собою зависимость давления на выходе из
насоса Рб от расхода топлива мотором U7,, п'ри постоянных
числах оборотов насоса.
Фиг. 37. Зависимость давления на выходе из насоса
от расхода топлива двигателем
Качающий узел насоса при снятии этих характеристик прока-
чивал постоянное количество топлива, поскольку число оборо-
тов его было неизменным. Когда расход топлива мотором WM
равен нулю, все топливо, подаваемое насосом, перепускалось
через клапан на вход в насос. Расход через клапан WK был
при этом максимальным, клапан сильно поднимался над седлом,
и давление на выходе из насоса было максимальным, так как Nrp
было наибольшим.
При возрастании расхода топлива мотором WM уменьшается
расход через клапан WK, и давление на выходе из насоса падает
почти по прямой линии, подобно тому, как это происходило по
характеристике клапана (фиг. 36).
Из характеристик фиг. 37 видно, что давление на выходе при
уменьшении расхода через клапан до 400 — 350 л1час начинает
резко падать, что указывает на способность клапана насоса
сохранять давление на выходе в заданных пределах до некото-
рого минимального расхода топлива через него.
Весьма важное значение имеют так называемые кавитацион-
ные характеристики топливных насосов, показывающие работу
4'0
насоса при увеличении разрежения на входе. Кавитационные
характеристики используются при анализе высотных свойств топ-
ливных насосов и при расчетах топливных систем. Названы они
кавитационными потому, что условия, при которых они сни-
маются, характерны появлением на входе в насос кавитационных
режимов движения топлива. Сущность явления кавитации за-
ключается в испарении легких фракций при движении топлива
по трубопроводу, сопровождающемся выделением из топлива
воздуха. Вследствие этого, в потоке жидкости образуются
Фиг. 38. Зависимость производительности качающего
узла насоса от вакуума на входе
полости, заполненные парами и воздухом, которые при развитии
кавитационных режимов увеличиваются по объему и ведут
к разрыву струи топлива. Кавитационные режимы сопровож-
даются потерей энергии струи и сильно ухудшают условия для
работы насоса.
Появление кавитационных режимов и их развитие зависят от
величины вакуума на входе в насос, от упругости паров топ-
лива и его температуры, а также от степени завихренности
струи топлива. С увеличением завихрения струи топлива уско-
ряется процесс слияния мелких пузырьков паров и воздуха,
выделяющихся из топлива, в газовые пузыри, способные разор-
вать поток топлива.
На фиг. 38 показана кавитационная характеристика изолиро-
ванного качающего узла насоса, представляющая собою зависи-
мость его производительности W от вакуума на входе в насос V.
Снята эта характеристика при постоянных числах оборотов, для
61
топлива с определенной упругостью паров, при известной темпе-
ратуре топлива.
Как видно из характеристики, производительность качающего
узла насоса, при увеличении вакуума на входе, уменьшается
и при некотором вакууме резко падает. Причем независимо от
числа оборотов точка срыва подачи топлива (когда 0) для
дит при давлении на входе в насос, равном упругости паров
топлива. Иными словами, происходит бурное кипение топлива,
рабочая полость насоса заполняется парами, и струя топлива
разрывается.
Уменьшение производительности качающего узла с ростом
вакуума на входе, при сохранении расхода топлива мотором
неизменным, вызывает уменьшение расхода через клапан, сопро-
вождающееся падением давления на выходе из насоса.
На фиг. 39 показан другой тип кавитационной характери-
стики Рб = /(Ц).
Давление на выходе из насоса Рб, при увеличении вакуума
на входе в насос, уменьшается, а при вакууме около 530 мм
рт.ст. падает до нуля. Характеристика снята при п — 2000 об/мин,
расходе топлива мотором WM~500 л/час, при температуре топ-
лива + 5°Ц. Атмосферное давление у земли при испытаниях
Р„о = 769 мм рт. ст. Если принять, что минимально допускаемое
давление на выходе из насоса Рб — 0,5 кг/см2 или—'367 мм
62
рт. ст., то окажется, что максимально допустимый вакуум на
входе в насос равен около 455 мм рт. ст. Это соответствует
давлению на входе в насос 314 мм рт. ст. Упругость паров топ-
лива при снятии характеристики достигала 89 мм рт. ст.
Величину разности между минимально допустимым давлением
на входе в насос (314 мм рт. ст.) и упругостью паров топлива
(89 мм рт. ст.) принято обозначать через Др. Величина Др пред-
ставляет собою запас давления на входе в насос сверх упру-
гости паров топлива, учитывающий кавитационные свойства насоса.
Кавитационный запас давления Др зависит от конструкции
насоса, условий его работы на моторе и используется в расче-
тах бензиновых систем самолетов в качестве основной характе-
ристики кавитационных свойств насоса.
5. Расчет топливных систем
Задача расчета топливной системы самолета заключается
в определении высоты, до которой система гарантирует требу-
емое давление топлива на входе в карбюратор или в агрегат
непосредственного впрыска, и в выборе способа обеспечения
этого давления на потолке самолета.	.
С точки зрения расчета топливной системы ее следует
разделить .на два характерных участка. Первым из них является
участок—от бака до топливного насоса, работающий под раз-
режением, возрастающим по мере приближения к насосу. Второй
участок — от насоса до карбюратора — работает под давлением,
создаваемым насосом.
Расчет участка топливной системы от насоса до карбюра-
тора производится только в том случае, если необходимо опре-
делить потерю напора при подходе топлива к карбюратору.
С точки зрения высотности топливной системы расчет этого
участка не представляет интереса, так как он находится Под
давлением и представляет собою систему относительно корот-
ких трубопроводов.
Участок от бака до насоса рассчитывается всегда, когда
приходится решать вопросы, связанные с высотностью топлив-
ной системы. Причем расчет ведется на два случая: а) полет
на последней расчетной высоте мотора с маневрами и б) полет
на практическом потолке самолета. Степень разрежения в пер-
вом участке зависит от внешнего атмосферного давления в ба-
ках, потерь напора на преодоление гидравлического сопротив-
ления трубопровода на участке бак—насос, инерционного и дина-
мического напора.
Наиболее низкое давление — на входе в насос. Пользуясь
принципиальной расчетной схемой топливной системы (фиг. 40),
запишем выражение для давления на входе в насос Рес.
Р,с = Рн + Рг—-Pi-кг/см2,	(4)
63
где Рн — абсолютное атмосферное давление на высоте полета Н
в кг/см2-,
Рг — избыточное давление в баке относительно атмосферного
давления Рн в лгг/юм2;
ЕР, — сумма потерь напора на преодоление гидравлического
сопротивления трубопровода на участке 1—2 в кг)см2',
z — ордината превышения расположения насоса над уров-
нем топлива в баке в см. В худшем случае уровень топ-
лива необходимо брать минимально возможным;
7 — удельный вес топлива в кг/сж3;
© — скорость топлива в трубопроводе см{сек-,
g — ускорение свободного падения CMjceK3-,
Pt — инерционное давление у насоса, вызванное действием
ускорений, возникающих при изменении скорости и нап-
равления полета самолета в кг! см2.
Фиг. 40. Расчетная схема топливной системы
Давление на входе в носос Рес для надежной работы систе-
мы должно быть выше упругости паров топлива при эксплоата-
ционной температуре на величину потребного кавитационного
запаса давления, характерного для данного насоса и режима
его работы. Условие надежной работы топливной системы может
быть записано следующим образом:
Рес>Р^+^р.	(5)
На основании уравнений (4) и (5) можно записать выражение
для минимально допустимого атмосферного давления РНМ11Н,
соответствующего максимальной высоте полета, до которой
система обеспечивает надежную подачу топлива:
1 Рн мин ~	— РгР ^РГ +	у.	(6)
Последнее уравнение показывает, что для уменьшения Рн мцн,
то есть для увеличения высотности топливной системы, необхо-
64
димо уменьшать эксплоатационную упругость насыщающих
паров топлива, улучшать кавитационные свойства насоса, повы-
шать избыточное давление в баке и уменьшать ±Pr, Pt, к и z.
Таким образом, выявлены основные пути увеличения высот-
ности топливных систем. Рассмотрим каждый из членов урав-
нения (6), чтобы можно было производить расчет систем и вы-
бирать наиболее эффективные способы увеличения высотности.
Эксплоатационная упругость паров топлива. Под эксплоата-
ционной упругостью насыщающих паров топлива следует пони-
мать упругость паров топлива при температуре его в топливной
системы самолета, после потери легких фракций при транспор-
тировке. Известно, что упругость насыщающих паров топлива зави-
сит от фракционного состава топлива, его температуры и со-
отношения объемов жидкой и паровой фаз.
Общепринятый метод оценки упругости паров топлива, по
Рейду, заключается в том, что упругость паров замеряется
при температуре +38°Ц и соотношении объема паровой и жид-
кой фаз 4:1. По ГОСТ № 1012-41, максимально допустимая
упругость паров авиационных бензинов равна 330 мм рт. ст.
(по Рейду). Однако при перевозке, сопровождающейся неодно-
кратными переливами его из одной тары в другую, а также
через дренаж бензиновых баков самолета в полете, происходит
потеря легких фракций топлива. Поэтому рекомендуется при
расчетах систем принимать за исходную упругость паров, равную
300мм рт. ст.
' Температура топлива в эксплоатации меняется в широком
диапазоне сообразно с изменением атмосферной наземной темпе-
ратуры. В полете температура топлива почти не меняется, так
как баки с протектором являются своего рода теплоизолирован-
ными сосудами, а время полета (в среднем от 2 до 5 часов)
недостаточно для выравнивания температуры топлива с температу-
рой воздуха на высоте полета. Поэтому при расчетах следует
считать, что в полете температура топлива такая же, как и на
земле. Более существенным для систем некоторых самолетов
может оказаться нагрев топлива при следовании его по бензо-
проводу от бака к насосу теплом, выделяемым мотором. Учет
этого нагрева топлива затруднен и должен производиться, при
отсутствии экспериментальных данных, ориентировочно, в преде-
лах 5—10°Ц. Наземная температура топлива должна выбираться
для худшего случая максимально возможного нагрева топлива.
Для средней полосы она достигает 35—40°Ц.
Пересчет упругости паров по Рейду на другую темпера-
туру производится по формуле:
<7>
где t — температура топлива, для которой определяется упру-
гость паров.
5
Волков
65
Рекомендуется при расчете топливных систем температуру
топлива в баках принимать равной+ 40°Ц. Необходимо иметь
в виду, что при охлаждении бензина на 10° (от 40° до 30°Ц)
упругость его паров уменьшается, примерно" на 100 лш рт. ст.,
что соответствует увеличению высотности топливной системы
с 7000ж до ЮОООлд Следовательно, охлаждение топлива—весьма
эффективный способ увеличения высотности топливных систем
Практически-осуществить охлаждение топлива на самолете до-
вольно трудно, но уже имеются сведения о попытках исполь-
зования охлаждения топлива для увеличения высотности топлив-
ных систем самолетов, эксплоатирующихся в тропических усло-
виях.
Определение гидравлических потерь. При рассмотрении гид-
равлических потерь в трубопроводе системы различают:
а)	потери на преодоление сопротивления трения в трубах;
б)	потери на преоделение местных сопротивлений (кранов,
фильтров, соединений, изгибов труб и т. д.).
Потери на трение и на преодоление местных сопротивлений
зависят, в частности, от режима движения топлива по трубо-
проводу, который характеризуется параметром Рейнольдса—Re
Re=^,	(8)
где v—скорость движения топлива по трубопроводу в м]сек;
d—внутренний диаметр трубопровода в м;
v—коэфициент кинематической вязкости топлива в м^/сек'
Потери на трение определяются по общеизвестной формуле.
О , / 'Z'2	,2
‘ d 2FY кг1м ;
(9)
где Z—длина трубопровода в м;
d—внутренний диаметр трубопровода в м;
v—средняя скорость движения топлива в м1сек;
X—коэфициент потерь на трение, величина безразмерная;
у—удельный вес топлива кг^м3.
Коэфициент X определяется опытным путем, но для гладких
металлических трубок он с достаточной точностью может быть
вычислен по формуле Блазиуса:
0,3164
1/Re
(Ю)
Коэфициент кинематической вязкости топлива при расчетах
должен выбираться с учетом расчетной температуры топлива по
нижеследующей таблице.
66
Таблица 3
Коэфициенты кинематической вязкости авиационных топлив
(авиабензины, пиробензолы)
t град. Ц	vl06 м21сек	t град. Ц	V-106 м2[сек	t град. И	vlOe мг/'сек
50	0,540	15	0,776	—20	1,264
45	0,565	10	0,821	-25	1,400
40	0,593	5	0,872	-30	1,555
35	0,622	0	0,931	-35	1,746
30	0,657	— 5	0,995	—40	1,975
25	0,694	-10	1,070	-45	2,245
20	0,732	-15	1,157	-50	2,600
При вычислении коэфициента к для гибких шлангов типа
Суперфлекс можно пользоваться формулой Блазиуса, но увели-
чивать полученные данные в 4 раза:
Л 0,3164
= 4------
шл 4	---
j/Re
(Н)
Расчетным диаметром при этом является поминальный внут-
ренний диаметр шланга по стандарту на шланги-
Потери на преодоление'Местных сопротивлений подсчитыва-
ются по формуле Вейсбаха:
(12)
где С — коэфициент местных потерь напора.
Местные потери напора возникают вследствие удара при
резком изменении проходного сечения канала и изменения напра-
вления движения топлива. Коэфициент местных потерь напора С
Для конкретных агрегатов определяется опытным путем. При
расчетах систем следует пользоваться материалами, опублико-
ванными в ряде работ Н. И. Тихонова.
Для вычисления местных потерь в поворотах трубопровода
можно воспользоваться формулой:
0,2 90 ’
где о —угол поворота трубопровода. Эта формула действительна
р
для условия, когда — >• 5.
Угол 8 и радиус /? показаны на фиг. 41.
Для существующих топливных систем гидравлическое сопро-
тивление всасывающего трубопровода не превышает 50 мм-
рт. ст.
Инерционные давления. В полете топливная система самолета
испытывает действие инерционных сил, возникающих при изме-
нении скорости и направления полета. В том случае, когда
ускорения по направлению действия совпадают с направлением
движения топлива на наиболее длинных участках трубопровода,
возникают инерционные силы, препятствующие поступлению
топлива к насосу, и давление на входе в насос Рвс уменьшается
Известно, что значительные ускорения возникают при выходе
на некоторых других режимах полета.
Однако расчетные случаи для
расчета на прочность не могут
являться расчетными для топлив-
ной системы, так как она имеет
некоторый запас топлива в топ-
ливных камерах карбюратора и
поэтому- легко переносит боль-
шие по значению, но кратковре-
менные инерционные нагрузки.
Топливные системы хуже пере-
самолета из пикирования и
носят сравнительно небольшие
Фиг. 41. Схема колена трубопровода н0 продолжительно действую-
щие ускорения в сочетании с фор-
сированной работой двигателя. При этом существенное, значение
имеют монтажные особенности каждой конкретной системы. Чем
больше вертикальных участков трубопровода и чем они длин-
нее, тем большее значение имеют вертикальные ускорения; чем
длиннее горизонтальные участки, тем большее значение имеют
горизонтальные ускорения.
В связи с этим'считается достаточным рассчитывать топливные
системы на двух режимах полета:
д1) горка с горизонтального полета;
I 2) нормальный горизонтальный вираж без потери скорости.
В общем виде выражение для инерционных давлений может
быть записано следующим образом:
= [хпх+упу+г(пг-1)]	(13)
где х—проекция бензопровода от бака к насосу на ось А', сов-
падающую с направлением полета;
у—проекция бензопровода от бака к насосу на ось Y, направ-
ленную по размаху крыла;
z—проекция бензопровода от бака к насосу на ось Z, направ-
ленную перпендикулярно к направлению полета;
пх, пу и пг—коэфициенты перегрузки, определяемые по'
нижеприведенным формулам.
68
При горке с горизонтального полета
пх = 14,2^1/	0,1;
и у G
пу = 0;	лг=1,
(И)
де /V—мощность моторов самолета в л. с.;
G — вес самолета в полете в кг;
S—площадь крыльев самолета в ж2;
и-—относительная плотность воздуха на заданной высоте
J>0
При наборе высоты
лЛ = 81пр; пу — 0; n. = cosp,	(15)
где р — угол между направлением полета и линией горизонта.
При горизонтальном вираже без потери ско-
рости *-
_3/ I N\2 S
пг = 27,1У р L-)	пу — 0; пх = 0.	(16)
Пользуясь указанными формулами и зная монтажную схему
системы, можно определить инерционные давления на участке
трубопровода от бака к насосу и совершенно аналогично — для
участка от насоса к двигателю.
Избыточное давление в баках. Избыточное давление в баках
топливной системы необходимо для повышения высотности
системы и для уменьшения потерь топлива в полете путем испа-
фения его и выхода через дренаж в атмосферу.
С другой стороны, повышение давления в баках нежелательно,
гак как это повышает требования к прочности бака, ухудшает
условия работы протектора бака и увеличивает пожарную опас-
ность при простреле. Величина избыточного давления в баках
ограничивается также увеличением давления в напорной линии
системы. Последнее следует из выражения для давления в на-
порной линии, которое можно записать следующим образом:
<71 2
(17)
.	2
где член у представляет собою гидравлическое сопротивле-
ние клапана насоса.
При увеличении Рес, для сохранения Р6 неизменным (а кла-
®ан работает автоматически и будет сохранять это давление)
Должно уменьшаться гидравлическое сопротивление клапана, то
Сть клапан будет подниматься над седлом. При увеличении Рве
69
подъем клапана будет продолжаться, пока Рб не будет равно Р,с
В этом случае давление на всасывании, а значит, и избыточное
давление в баках, будет лимитироваться допустимым давлением
на входе в карбюратор. Таким образом, возникает вопрос об
оптимальном повышении давления в баках.
Ориентируясь, главным образом, на нормальную работу про-
тектора, в настоящее время рекомендуется избыточное давле-
ние в баках доводить до 0,1—0,12_кг/сж2.	~~	"
Избыточное давление"в баках~может быть создано следую-
щими способами:
» —вводом в баки нейтральных газов под давлением. Одновре-
менно при этом уменьшается опасность взрыва и воспламенения
баков при простреле;
X.—наддувом баков от нагнетателя мотора или вакуумсистемы
жироскопических приборов;
—использованием давления паров бензина путем установки в
дренаже бака ограничительного клапана;,
—использование'кГскоростного напора в местах вывода дренажа
баков в атмосферу.
В настоящее время наиболее широко используются два пер-
вых способа.
6.	Методы увеличения высотности топливных систем
Увеличение высотности топливной системы может быть до-
стигнуто несколькими методами, которые не трудно установить
при внимательном рассмотрении выражения (6) для минимально
допустимого атмосферного давления, характеризующего высот-
ность системы.
Этими методами являются:
С''—уменьшение гидравлических потерь на участке трубопровода
от бака к насосу путем сокращения длины трубопровода и
уменьшением местных потерь напора в кранах, фильтрах, сое-
динениях и поворотах трубопроводов;
—улучшение кавитационных свойств насосов правильным под-
бором их к двигателю по соотношениям WM и WK и по числу
оборотов. При этом можно существенно снизить потребный ка-
витационный запас давления Др. Необходимо отметить, что
исследование работы насосов показало значительное увеличение
&р из-за отвода топлива, перепускаемого клапаном на вход
в насос. Это объясняется возникающим при этом усиленном за-
вихрении струи топлива на входе в насос, способствующим
интенсификации процесса выделения из топлива паров и воздуха.
Уменьшение степени завихрения струи тошп ва на входе в насос
дает возможность значительно снизить Др. Кроме того, на вели-
чину Др влияет конструкция клапанного механизма насоса. При-
менение оптимальных клапанных механизмов также приводит к
снижению Др;
70
—	создание в баках избыточного давления;
—охлаждение топлива и предохранение его от нагрева при
следовании из бака к насосу:
—	повышение давления во всасывающем трубопроводе при
помощи специальных подкачивающих насосов, устанавливаемых
в топливных баках;
—	возможно низкое расположение насосов относительно баков,
чтобы гидростатический подпор z\ был положительным.
Наиболее эффективными из перечисленных методов являются
улучшение кавитационных свойств насосов, применение подка-
чивающих насосов, повышение давления в баках и снижение
температуры топлива. В последнее время широко используются,
однако, лишь два метода — применение подкачивающих насосов
(бустерпомп) и повышение давления в баках.
Необходимо иметь в виду, что повышение давления в баках
рационально также с целью уменьшения потерь топлива в
полете.
В ряде случаев при отсутствии избыточного давления в баках
высотность топливной системы может определяться опасностью
закипания топлива в баках. При этом предельная высотность
определяется уравнением:
р	— р , _р
г н мин доп—	1	‘г’
где Рг — избыточное давление в баке.
7.	Топливные насосы подкачки
Насосы подкачки применяются, главным образом, для повы-
111енкя~давления на входе в основной насос с целью увеличения
высетноии юилггЕной системы.~Требуется, однако, чтобы насосы
подкачки могли работать в качестве аварийных насосов для пи-
тания двигателя при выходе из строя основного насоса. Кроме
того, насосы подкачки используются для заливки основного на-
соса и трубопроводов системы при запуске мотора, а также для
перекачки топлива из одних баков в другие.
Поэтому современные топливные насосы подкачки имеют инди-
видуальный привод, не связанный с мотором. Обычно в качестве
привода используются электромоторы, смонтированные в один
агрегат с насосом. В большинстве случаев насосы подкачки
устанавливаются непосредственно в баках с целью устранения
влияния на их работу гидравлических сопротивлений трубопро-
водов, инерционных потерь напора и гидростатических потерь.
Остановка насосов подкачки в трубопроводах применяется реже.
При большом количестве баков насосы подкачки устанавли-
ваются в так называемых расходных~БакахГ~вкоторые топливо
подается из остальных баков самотеком или принудительно (при
помощи перекачивающих насосов или под давлением, создава-
емым на свободную поверхность топлива в баке).
71
Ндссщы. подкачки, .создаеая-подпор шщвход.е, в основной н.аглс.
уменьшают выделение паров и воздуха во всасывающей маги-
стралитопливной систеМыТТувёЛйчиваюТк^фициент заполнения
рабочей части iiac^ca.
Степень допустимого повышения давления на входе в основ-
ной насос ограничивается, так как при чрезмерном повышении
подпора клапан основного насоса поднимается и давление на
выходе из насоса Р& будет следовать за давлением подкачки Рп^
Как уже упоминалось при рассмотрении допустимого повышения
давления в баке, это может нарушить работу карбюратора.
Поэтому, наряду с понятием о пэтребном подпоре на входе
в основной насос, необходимо установить понятие о допустимом
подпоре.
Величина потребного подпора Рпнео6х, при заданной высоте
полета в виде соответствующего ей атмосферного давления Рнза3,
определяется недостачей высотности основного насоса:
Рп необх =	+ Др + ±Pr + Pi + Z Т-Рг—Рн зад. (18)
Величина максимально допустимого подпора Р„ маке доп зависит
от максимально допустимого давления топлива на выходе из
насоса Рбмакедоп и, как упоминалось, от способности клапана
основного насоса автоматически поддерживать заданное давле-
ние на выходе из насоса при повышении давления на входе Ре(.
Способность клапанного механизма основного насоса сохра-
нять автоматичность своей работы при повышении Рк зависит
от ряда его параметров—соотношения площадей клапана и мем-
браны, давления Рк и затяжки пружины клапана. Н. И. Тихонов
рекомендует приближенно считать
pac макс доп Р/r Т -\ Pg макс доп’
где Рк —давление в полости над мембраной клапана, причем для
коэфициента К им указаны пределы: /<=0-г-0,3.
Следовательно, если
<™2
Р —Р 4- Р —ЪР — Р.~^'______— "4-Р
1 вс 1	* г * г ‘1	*1	2g- 1 ' 2 Я’
то максимально допустимый подпор подкачивающего насоса
равен:
р
* п макс ооп
<Л2
= Рк + КРб макс ООП + -Pr + Pi +*Т + 2- \-Рн~ Рг-
Так как насосы подкачки обычно имеют индивидуальный при-
вод, необходимо, чтобы подпор, создаваемый ими, не превышал
Р„ uaKcdjn на всех режимах работы двигателя.
72
"Существуют несколько типов подкачивающих насосов:
—	центробежные насосы с электроприводом;
—	центробежные насосы с приводом от воздушной турбины, ра-
ботающей от давления, создаваемого нагнетателем двигателя;
эжекторные насосы подкачки;
—	коловратные насосы подкачки с дистанционным гидравли-
ческим или механическим приводом от мотора.
Из всех насосов подкачки лишь первые имеют привод, незави-
симый от мотора.
8. Методы повышения надежности питания
Бесперебойное питание двигателя в полете является обяза-
тельным условием безопасности полета. Прекращение подачи
топлива в полете может произойти по причинам неправильного
устройства топливной системы, неправильной.„эксплоатации ее
или в случае отказа бензинового насоса. Боевые повреждения
системы могут также вызвать прекращение подачи топлива.
Рассмотрим способы повышения надежности питания.
С целью предотвращения прекращения питания в случае отказа
топливного насоса применяются дублирование насосов, блоки-
ровка насосов разных моторов на многомоторных самолетах и
аварийные насосы.
Дублирование насосов заключается в установке на моторе
двух параллельно работающих насосов, каждый из которых
имеет производительность, достаточную для питания двигателя.
Однако дублирование насосов в настоящее время применяется
редко, что объясняется увеличением числа агрегатов, рабо-
тающих от современного двигателя.
Блокировка топливных насосов („кольцевание** насосов) вы-
полняется путем сообщения напорных участков бензопровода на
выходе из двух насосов, установленных на рядом расположенных
двигателях многомоторного самолета. В трубопровод, сообща-
ющий напорные линии насосов, устанавливается кран (кран „коль-
цевания “), предназначенный для включения линии блокировки
насосов. В случае отказа одного из насосов или повреждения
трубопровода, подводящего топливо к одному из насосов, пи-
тание обоих двигателей обеспечивается насосом другого двига-
теля. Во всех случаях полета, когда надежность питания должна
быть повышенной (взлет, посадка с опасностью перехода во взлет),
кран линии блокировки насосов должен быть открыт.
Однако блокировка насосов имеет существенные недостатки:
Увеличивается длина бензопровода, находящегося под давлением,
что увеличивает пожарную опасность; усложняется управление
топливной системой, так как необходим лишний кран; и другие,
менее существенные недостатки.
На многомоторных самолетах, когда питание каждого из мо-
торов производится из отдельной группы баков, необходимо иметь
73
возможность питать 1любой мотор щз баков, предназначенных:
для другого мотора. С этой целью предусматривается система
перекрестного расходования топлива, устанавливаемая со стороны
всасывания насосов и снабженная краном.
Иногда для повышения надежности питания в систему вклю-
чается ручной насос, используемый также для заливки системы
перед запуском двигателя. В этом случае производительность
ручного насоса при 100—120 качаниях в мин должна составлять
на менее 125% производительности основного насоса. При на-
личии в системе насоса подкачки ручные насосы не применяются.
Фиг. 42. Схема „уловительного кармана" и .низком точки"
Прекращение подачи топлива или перебои в работе системы
могут наступить при попадании в трубопровод воздуха. Наиболее
вероятно попадание воздуха в больших количествах при оголении
заборного штуцера в баке. Это бывает при опорожнении одного
из баков, вследствие неравномерной выработки топлива, при не-
своевременном переключении питания на бак, заполненный топ-
ливом, или при питании из плоских баков при маневрах.
Борьба с оголением заборных штуцеров ведется применением
в плоских баках специальных отсеков („карманов"), задержи-
вающих топливо у штуцера при наклонах самолета, использова-
нием так называемой „низкой точки" и установкой сигнализации
опорожнения бака.
На фиг. 42 показаны схемы таких устройств. Рис. а показы-
вает принцип работы „уловительного кармана", задерживающего
топливо у заборного штуцера при отливе его в противоположную
сторону бака.
Рис. б показывает принцип работы „низкой точки". Как видно
из схемы, забор топлива производится из бака через два шту-
цера, расположенные таким образом, что при всех возможных
положениях самолета один из штуцеров находится ниже уровня
топлива. Оголенный штуцер при этом автоматически отклю-
чается, так как точка объединения трубопроводов(„низкая точка")
находится под статическим напором топлива и, следовательно.
74
подсос воздуха через оголенный штуцер исключается. Совер-
шенно аналогично устраиваются „низкие точки", объединяющие
трубопроводы, идущие от различных баков, один из которых
может опорожниться раньше другого.
На многих самолетах, чтобы гарантировать надежное питание
на посадке, предусматривается так называемый „резерв посадки"
топлива. „Резерв посадки" представляет собою запас топлива,
расходуемый в последнюю очередь, причем летчик, переключая
питание двигателя на „резерв посадки", обязан совершать посадку
„Резерв посадки" топлива
определяется из расчета
питания мотора на пол-
ной мощности в течение
25—30 мин для бомбар-
дировщиков и 10—15 мин
для истребителей.
На фиг. 43 показан
принцип устройства, при
помощи которого соз-
дается резерв топлива для
погадки. Нормальное пи
такие производится по
трубопроводу 7, штуцер
которого поднят в баке
Фиг. 43. Схема .резерва посадки"
на некоторую высоту над дном бака.
Когда уровень топлива в баке снижается цо обреза этого шту-
цера, питание переводится на,, резерв посадки" по трубопроводу 2.
Для переключения служит кран 3, управляемый летчиком, а сни-
жение уровня топлива до обреза штуцера 4 сигнализируется лет-
чику специальным сигнализатором.
Большое значение для надежности питания имеет нормальный
дренаж баков системы. При расходовании топлива освобожда-
ющееся пространство баков должно заполняться воздухом или
нейтральным газом через систему дренажа. Недостаточные про-
ходные сечения дренажных трубок или засорение их в эксплоа-
тации приводят к тому, что давление в баках не успевает сле-
довать за атмосферным давлением при резком изменении высоты
полета. Кроме того, полное разобщение баков с атмосферой или
системой нейтрального газа при расходовании топлива ведет
к образованию в баках вакуума. Вакуум в баках вызывает пере-
бои в подаче топлива, которые затем вызывают прекращение пи-
тания двигателя. Поэтому устройству системы дренажа баков
И уходу за ней должно уделяться большое внимание.
Кроме указанных методов повышения надежности пита-
ния применяются и другие (например, дублирование трубопро-
водов), но они встречаются реже и поэтому не рассматриваются.
Топливные системы тяжелых самолетов для безопасности
посадки при наличии на самолете большого запаса топлива снаб-
жаются устройствами для аварийного слива топлива. Слив топ-
75
лива производится перед посадкой самолета для облегчения его.
Аварийный слив топлива производится через специальные краны
большой пропускной способности, рассчитанной на слив топлива
в течение 0,5—-3 мин. Так как при такой скорости слива обычная
система дренажа не обеспечит необходимой скорости подвода
в баки воздуха, краны аварийного слива блокируются со спе-
циальными кранами дренажа.
В ряде случаев повышенная скорость слива достигается путем
увеличения давления в баках вводом в них воздуха от нагне-
тателя мотора,
9. Причины неравномерной выработки топлива из баков
Неравномерная выработка топлива из баков нарушает цен-
тровку самолета и сокращает продолжительность полета.
Известно несколько причин неравномерной выработки топлива
из баков.
На стр. 45 все эги причины объединены в две группы: при-
чины, вызывающие разность давления на свободную поверх-
ность топлива в баках, и причины, вызывающие разность гидра-
влического сопротивления трубопроводов, по которым топливо
поступает из баков в общую магистраль системы.
Рассмотрим причины, которые могут вызвать разность давле-
ния в баках.
< Неправильное устройство дренажа баков или системы
'нейтрального газа. Сообщение баков с атмосферой должно
производиться через общий коллектор. При индивидуальном
сообщении баков с атмосферой разность давления в баках мо-
жет наступить, вследствие различного поля скоростей у обреза
дрёнажных трубок, выведенных в атмосферу. В том случае,
когда дренажные трубки имеют перегибы, в которых может
скопиться конденсат паров воды, возможно уменьшение про-
ходного сечения их или даже закупорка при замерзании влаги.
При дренаже через коллектор или при сообщении системы
дренажа с системой нейтрального газа необходимо обеспечить
развод трубок по бакам с равным гидравлическим сопротивле-
нием к симметрично расположенным бакам.
Негерметичность дренажных трубопроводов также может
вызвать разность давления в баках.
| Неплотное закрытие горловины одного из баков. Через не-
плотно закрытую горловину бак будет сообщаться с атмосфе-
рой, и давление в нем будет ниже давления в других баках.
Особенно это относится к бакам, расположенным в крыльях,
так как их горловины обычно выведены на верхнюю часть крыла,
где имеет место разрежение. Подсос через неплотно закрытую
горловину ведет не только к неравномерной выработке топлива,
а опасен также в пожарном отношении, так как при этом через
неплотность может отсасываться топливо.
76
Засорение дренажных трубок в эксплоатации или попада
ние в них топлива из бака.
Следующая группа причин,—это причины, вызывающие раз-
ность гидравлического сопротивления трубопроводов подвода
топлива из баков в основную магистраль системы. Такая разность
может быть допущена при постройке системы и может появиться
при эксплоатации самолета. _
В эксплоатации гидравлическое сопротивление трубопрово-
дов может изменяться по следующим причинам:
а) Частичное обмерзание заборных штуцеров в баках. Забор-
ное штуцеры располагаются в самых низких точках баков.
В этих же местах скапливается вода, отстаивающаяся из топ-
лива. При значительном скоплении воды заборный штуцер
может частично обмерзнуть, что вызовет уменьшение его про-
ходного сечения и, как следствие, неравномерную выработку.
^б) Скопление и замерзание воды в нижних точках перегибов
трубопроводов, в корпусах фильтров и обратных клапанов. В этих
случаях также изменяется проходное сечение трубопровода.
в) При неполностью открытых кранах.
1 г) Неправильная сборка соединений трубопроводов, вследствие
которой уменьшается сечение трубопровода.
f д) 3 результате смятия трубопровода или уменьшения
сечения на изгибах (изгиб со смятием).
Могут быть и другие причины изменения гидравлического
сопротивления трубопроводов, появляющиеся в эксплоатации.
Кроме рассмотренных причин неравномерной выработки известно
также, что последняя может наступить при различной частоте
и амплитуде колебания баков.
10.	Системы нейтрального газа
Системы нейтрального газа служат для заполнений свобод-
ного пространства топливных баков газами, которые предохра-
няют их от воспламенения паров топлива и взрыва при простреле.
В некоторых случаях нейтральными газами заполняются также
полости крыльев и фюзеляжей самолетов, в которых установлены
топливные баки.
В качестве нейтральных газов применяются: углекислота—СО2,
азот — Ns и выхлопные газы двигателя.
Использование азота и углекислоты для заполнения топливных
баков связано с необходимостью производства их и транспорти-
ровки на аэродромы. Это усложняет эксплоатацию самолетов и
служит в качестве основной причины сравнительно небольшого рас-
пространения систем нейтрального газа, работающих на СО2 и Na.
Этому же способствует необходимость иметь на самолетах бал-
лоны высокого давления для содержания нейтрального газа.
Принципиальная схема системы для заполнения баков азотом
или углекислотой показана на фиг. 44.
жит. 44. Принципиальная схема системы
нейтрального, газа для азота или угле-
кислоты
Один или два баллона 1, емкостью по 8— 10 л, содержат за-
пас газа под высоким давлением 120-Е-150 ат. Из баллона 1
газ поступает к редуктору 2, снижающему давление газа до
60 — 70 мм рт. ст. Затем газ проходит через клапан о, предо-
храняющий систему от чрезмерного вакуума при отказе редук-
тора 2, клапан избыточного давления 4, ограничивающий давле-
ние в системе, кран 6 к баку 5. Кран 6 служит для сообщения
бака с атмосферой по трубке 7 или с системой нейтрального
газа.
Более распространены системы для заполнения баков выхлоп-
ными газами. Выхлопные газы в избытке имеются на самолете
и по своему содержанию
являются нейтральными,
то есть, смешиваясь с па-
рами топлива, образуют
негорючую и невзрыво-
оиасную смесь.
Выхлопные газы со-
держат азот,углекислоту,
окись углерода, пары
воды, кислород и др. газы.
Процентное содержание
компонентов меняется в
зависимости от режима
работы двигателя. При
a =s0,8 выхлопные газы содержат около 15°/0 паров воды, 6°/0
СО2, 9% СО и 70°/0 N2.
Взрывобезопасность топливной системы зависит от процент-
ного содержания в смеси, заполняющей свободное пространство
баков, углекислоты и кислорода. Углекислоты должно быть не
менее 2%, а кислорода не более 10°/о. Установлено, что концен-
трация газа, с точки зрения взрывобезопасности, лучше на ре-
жиме горизонтального полета и при планировании, и хуже при
наборе высоты и после глубокого пикирования.
Важное практическое значение имеет большое процентное
содержание в выхлопных газах паров воды—до 15°/0. При за-
полнении баков выхлопными газами пары воды, вследствие
охлаждения газов, конденсируются и конденсат может скопиться
в низких точках газопровода, разобщив баки с системой ней-
трального газа.
Количество воды, выделяющейся из выхлопных газов, может
быть определено следующим образом. Объем газов, поступаю-
щих в баки, определяется объемом выработанного из баков
топлива. Если учесть охлаждение выхлопных газов при движе-
нии по газопроводу, то объем их при входе в систему нейтраль-
ного газа в 4 — 5 раз больше объема газов в баках. Следова-
тельно, на каждые 100 л топлива, выработанного из баков,
в систему нейтрального газа поступает 400 — 500 л газов, содер-
78
жащих 60 — 75 л паров воды. Поэтому на каждые 100 л выра-
ботанного топлива а системе нейтрального газа выделяется 11—
12 см? воды.
При недостаточном охлаждении выхлопных газов пары воды
частично могут проникнуть в баки. Сконденсировавшаяся в баках
вода скапливается в нижних точках у заборных штуцеров и при
низких температурах может закупорить ледяной пробкой топлив-
ный трубопровод. Таким образом, вода должна быть отделена
от выхлопных газов и собрана в специально для этой цели пред-
назначенных местах в газопроводе, до входа газов в баки.
Надежность конденсации паров воды в системе нейтрального
газа может быть повышена применением специальных конденса-
торов. Подобные конденсаторы действуют на принципе интен-
сивного охлаждения газов (путем специальной обдувки конден-
сатора воздухом) и сепарации воды от газов. Сепарация дости-
гается неоднократным изменением направления движения газа
Фиг. 45. Принципиальная схема системы нейтрального газа
для выхлопных газов
имеет
в сепараторе. Корпус конденсатора в своей нижней части
отстойник для сосредоточения конденсата.
Выхлопные газы при выходе из цилиндров двигателя
температуру порядка 1000—1200'3. С противопожарной
их нужно охлаждать до температуры на 5 — 10° выше
имеют
целью
атмос-
ферной, но не ниже 0пЦ. Кроме того, выхлопные газы содержат
механические примеси—частички несгоревшего углерода, остатки
этилового свинца, продукты сгорания масла и др. Отделение
механических примесей от газов до поступления их в баки яв-
ляется совершенно необходимым для предохранения топлива от
загрязнения.	\
На фиг. 45 показана принципиальная схема системы нейтраль-
ного газа для подачи выхлопных газов в топливные баки.
Выхлопные газы забираются из выхлопного патрубка 1
-Рез заборник 2 и следуют по газопроводу 3 к баку. Первый
асток газопровода 3, где температура газа выше 50 — 55°Ц,
‘лполняется из стальных труб. К фильтру нейтрального газа 5
азопровод имеет уклоны, так как на этом участке происходит
денсация паров воды, и выделившаяся вода должна сосредо-
чиваться в корпусе фильтра 5.
Кран Нейтрального газа 6 служит для сообщения баков с си-
лемой нейтрального газа или с атмосферой по трубке 7. Этот
79
Фиг. 46. Фильтр нейтрального газа
кран имеет только два положения — сообщение баков с систе-
мой нейтрального газа и сообщение баков с атмосферой. Одно-
временное сообщение баков с атмосферой и системой нейтраль-
ного газа не допускается, так как при этом расход выхлопных
газов по газопроводу вырастет из-за выхода их по трубке 7
в атмосферу. Ввиду того, что длина газопровода- рассчитана
на охлаждение газа, поступающего в баки, дополнительный рас
ход газа через трубку 7 или через неплотности в негерметичном
газопроводе вызовет повыше-
ние его температуры у баков
При этом пары воды не успеют
сконденсироваться в газопро-
воде и попадут в баки.
Сборник конденсата 8 уста-
навливается в низкой точке
участка газопровода от крана
б до баков и служит для со-
средоточения конденсата, вы-
деляющегося на этом участке
газопровода, а также улавли-
вает топливо, попавшее в га-
зопровод при маневрах само-
лета. Место установки фильтра
5 на самолете определяется
соображением, чтобы темпе-
ратура в зоне расположения
его была как можно ниже, но
всегда положительная. Кран
нейтрального газа устанавли-
вается в большинстве случаев
в кабине летчика.
Устройство фильтра нейтрального газа показано на фиг. 46
Газ через штуцер 1 проходит в корпус фильтра, где уста-
новлен фильтрующий элемент, состоящий из коробки с редкой
сеткой 3, заполненной короткими трубками 4 диаметром 4—§ мм
Трубки (кольца Рашига), удлинняя гуть движения газа, охлаж-
дают его и улавливают механические примеси. Для улавливания
механических примесей трубки смазываются маслом (висциновым
или обычным моторным маслом). Через штуцер 2 газ выходит из
фильтра. Нижняя часть корпуса образует полость отстойника 6
для сбора конденсата. Для удаления воды эта часть корпуса
легко снимается путем отвода скобы 7. Воронка 5 предохраняет
от попадания воды из отстойника в штуцер 2 при маневрах само-
лета.
Участок газопровода, имеющий высокую температуру, дол-
жен быть защищен соответствующим щитком, дабы предупре-
дить возможность ожогов экипажа в полете. Кроме того, дол-
жны быть приняты необходимые противопожарные меры.
80
Весьма важным вопросом подвода газов к бакам является
давление их в баках. Это давление влияет на высотность топ-
ливной системы и отражается на работе протекторов баков»
Кроме того, равенство давления газов в различных баках имеет
большое значение для равномерной выработки топлива из них.
Давление выхлопных газов в баках зависит от формы и места
установки заборника газов в выхлопном коллекторе и опреде-
ляется скоростью движения выхлопных газов у заборника, по-
скольку оно представляет собою скоростной напор газов у забор-
ника. Но скорость движения выхлопных газов у заборника опре-
деляется высотой полета, режимом работы двигателя и скоростью
полета. Следовательно, давление выхлопных газов в полете ме-
няется, причем при увеличении высоты оно возрастает, достигая
на высоте выше расчетной высоты мотора на 1200— 1500 м
величины, в два раза превышающей наземное давление. Поэтому
на земле давление газа в баках не допускается более 0,1 кг/см2,
так как баки обычно испытываются на избыточное давление
0,25 кг/см2.
С целью повышения живучести самолетов в бою, целесооб-
разно заполнять выхлопными газами также и полости крыла
и фюзеляжа, в которых устанавливаются топливные баки. Системы
для заполнения этих полостей или, как их называют, системы
второй зоны, устраиваются на тех же принципах, что и системы
для заполнения баков. При этом приходится герметизировать
полости, в которые подводится газ.
11.	Монтаж топливной системы на самолете
Надежность работы топливной системы и удобство эксплоа-
тации ее в значительной степени зависят от монтажной схемы
системы на самолете. Основными принципами монтажа системы
на самолете являются:
а)	обеспечение свободного выхода газов (паров^ топлива,
воздуха и др.) из трубопровода;
б)	скопление отстоя из топлива в специально предусмотрен-
ных местах-отстойниках.
Первый принцип монтажа системы на самолете необходимо
выполнять для предотвращения скопления в трубопроводе паров
и газов, которые затрудняют проход топлива- Это особенно
важно для участка трубопровода от баков к насосу, находяще-
гося под разрежением, так как скопление в нем газов может
нарушить работу насоса. Принцип свободного выхода газов из трубо-
провода, кроме правильного общего размещения системы на
самолете, предполагает отсутствие в трубопроводе так называ-
емых „уток**, представляющих собою изгиб трубопровода в
вертикальной плоскости. Подобные изгибы категорически за-
прещаются, так как в местах верхних перегибов скопляется газ
6 Волков	81
Iи воздух, а в местах нижних — отстой, содержащий воду и при
низких температурах замерзающий.
Таким образом, с целью предотвращения скопления газов в
трубопроводе он должен быть смонтирован на самолете или с
постоянным подъемом от бака к насосу и далее к карбюраторам
(фиг. 47 а) или же по принципу „низкой точки", то есть в виде
латинской буквы V (фиг. 47 б).
В первом случае газы будут непрерывно удаляться из трубо-
провода, а во втором — будут иметь возможность выходить как
в сторону бака, так и в сторону карбюратора. Кроме того, при
таком монтаже трубопровода на самолете отстой, выделяющийся
Фиг. 47. Способы монтажа топливных систем
из топлива, не задерживается в трубопроводе, проходя в первом
случае в отстойник бака, а во втором в фильтр - отстойник
магистрали, откуда легко и систематически удаляется. При
осуществлении монтажной схемы по принципу рис. а необходимо
применять подкачивающие насосы.
Выбор трассы трубопровода на самолете кроме того произ-
водится, исходя из удобства монтажа и демонтажа отдельных
участков и агрегатов системы и из необходимости предохранения
трубопровода от нагрева теплом выхлопных газов. С противо-
пожарной целью надо также проследить, чтобы монтаж электро-
проводки производился возможно дальше от трассы трубопро-
вода.
Затем должно быть выполнено требование, чтобы трубопро-
вод не повреждался при посадке с убранными шасси или при
капоте самолета, так как повреждение трубопровода в этих
случаях может вызвать пожар.
Для получения возможно меньших гидравлических сопро-
тивлений на всасывании насоса трубопровод необходимо вы-
полнять компактней, с минимальным количеством изгибов, со-
единений, колен и других местных сопротивлений. Радиусы
изгиба трубопровода должны быть не менее 2,5 диаметра трубы.
Особое внимание как при монтаже трубопровода, так и при
эксплоатации самолета, должно быть обращено на отсутствие
вибрации трубопровода. Вибрация ведет к нарушению герме-
тичности соединений, а также, при соприкосновении с другими
деталями самолета, может вызвать перетирание трубы. Для
82
предохранения трубопровода от вибраций необходимо изолировать
его от основного возбудителя колебаний — двигателя—путем
включения вблизи двигателя гибкого участка. Кроме того, в
местах крепления трубопровода к взаимно подвижным деталям
самолета предусматриваются гибкие участки трубопровода или
гибкие соединения его.
Предохранение трубопровода от перетирания в местах сопри-
косновения его с другими деталями самолета производится
путем применения кожаных или резиновых прокладок и закре-
плением его возможно неподвижно относительно детали, с ко-
торой он соприкасается.
Во избежание появления разности потенциалов при скоплении
статического электричества, трубопровод должен быть заземлен
на массу самолета. Для этого предусматриваются гибкие про-
водники, соединяющие баки и трубопровод с основным каркасом
самолета, а в местах гибких соединений соединяющие отдельные
участки трубопровода.
Для удобства монтажа мотора на самолете на противопо-
жарной перегородке должен быть предусмотрен разъем трубо-
провода.
12.	Топливные системы реактивных самолетов
Топливные системы реактивных самолетов в зависимости от
типа двигателя, установленного на самолете, могут быть раз-
делены на две группы: топливные системы для питания воздушно-
реактивных двигателей и топливные системы для питания жид-
костно-реактивных двигателей.
Топливные системы для питания воздушно-реактивных дви-
гателей по устройству в общих чертах соответствуют ранее
известным топливным системам для поршневых двигателей.
Системы для питания жидкостно-реактивных двигателей су-
щественно отличаются от обычных топливных систем, что обу-
словлено физико-химическими свойствами подаваемых жид-
костей, повышенными расходами и высокими давлениями подачи.
Кроме того, ввиду опасности взрыва, исключительное внимание
при разработке топливных систем жидкостно-реактивных дви-
гателей уделяется правильной дозировке компонентов топлива
и своевременной подаче их к двигателю. Последнее усложняет
Устройство системы и принуждает автоматизировать ее.
СИСТЕМЫ ПИТАНИЯ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Принципиальное устройство топливной системы для питания
воздушно.реактивпого двигателя показано на фиг. 48.
Запас топлива содержится в баке 1, снабженном горловиной
Для заполнения 2 и трубопроводом 3, сообщающим бак с атмос-
ферой. Количество топлива в баке контролируется прибором 4.
1з бака топливо забирается подкачивающим насосом 5 и под
.авлением 0,5—0,7 кг]см2 подается по трубопроводу через пере-
шивной кран 7 и фильтр 8 к основному насосу 9.
Подкачивающие насосы обычно имеют электропривод и
ттанавлйваются непосредственно на баке или в топливной ма-
истрали. Работа подкачивающего насоса контролируется ма-
юметром б. Привод основных насосов осуществляется от дви-
'ателя.
Основной насос 9 нагнетает топливо через комбинированный
<ран 10 и клапан сброса давления 13 к коллектору форсунок 75.
Давление топлива перед форсунками контролируется маномет-
Фиг. 48. Принципиальная схема топливной системы для питания
воздушно-реактивных двигателей
ром 14. Комбинированный кран 10 имеет дроссельный кран 11 и
стопкран 12. При помощи дроссельного крана 11, управляемого
из кабины летчика, достигается управление двигателем. Стоп-
кран 12 служит для остановки двигателя. При остановке двига-
теля с помощью стопкрана необходимо удалить топливо из кол-
лектора форсунок. С этой целью устанавливается клапан сброса
давления 13, через который топливо из коллектора удаляется в
атмосферу по трубке 20.
Регулирование турбо-компрессорных воздушно-реактивных
двигателей производится путем изменения подачи топлива в дви-
гатель. Для этого в топливную систему включаются автомати-
ческие регуляторы подачи топлива. Обычно регулирование по-
дачи топлива производится в зависимости от давления воздуха
на входе в двигатель, изменяющегося при изменении высоты и
скорости полета.
Чувствительным элементом такого регулятора является ане-
роид, поэтому и весь регулятор принято называть анероидным
или баростатическим. Включение анероидного регулятора 76
показано на схеме. В зависимости от давления воздуха на входе
84
в двигатель, регулятор 16 перепускает часть топлива обратно
на вход в основной насос 9. С увеличением высоты полета ре-
гулятор уменьшает подачу топлива.
Центробежный ограничитель 17 служит для ограничения
числа оборотов двигателя. При достижении предельно допусти-
мых оборотов центробежный ограничитель перепускает избы-
ток топлива на вход в основной насос. Кроме того, иногда в
систему включается также температурный ограничитель подачи
топлива, который перепускает избыток топлива на вход в насос
после достижения предельно допустимой температуры газа перец
турбиной двигателя.
Кроме основного насоса 9 в топливную систему включается
пусковой насос 18, используемый для подачи топлива в период
запуска двигателя, так как в это время основной насос еще
не работает. Пусковой насос 18 снабжается электроприводом и
забирает топливо из основной магистрали (как показано на
схеме) или из отдельного бачка, содержащего пусковое топливо.
Обратный клапан 19 не допускает прохода топлива от основного
насоса через пусковой и далее на вход основного насоса, когда
пусковой насос не работает.
В некоторых случаях (топливная^система типа Лукас) пус-
ковой насос заменяется особым аккумулятором, который со-
держит запас топлива для запуска двигателя и подает его в
случае необходимости.
Топливные системы реактивных самолетов отличаются от
систем для питания поршневых двигателей более высокими
расходами топлива. Расход топлива достигает 1200 - 2000 л1час,
что, примерно, в два—три раза превосходит расход на питание
поршневого двигателя. Давление топлива перед форсунками в
большинстве случаев равно 50—60 кг/см2.
В качестве топлива обычно используются керосин, дизель-
ные топлива и иногда бензин.
ВЫСОТНОСТЬ ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ ВОЗДУШНО РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Известно, что одной из основных проблем питания поршне-
вых двигателей является питание на больших высотах полета.
Причем максимально допустимая высота полета (см. „Расчет
топливных систем") определялась по соответствующему ей ми-
нимально допустимому атмосферному давлению, которое вы-
ражалось следующей зависимостью:
Рн мин = -Р?/1 + ДР — Рг +	+ Pi + -^7 I •
Поскольку топливные системы для питания воздушно-реак-
•ивных двигателей принципиально устроены аналогично устрой-
ству топливных систем для поршневых двигателей, это выра-
жение остается действительным и для них. Количественное зна-
чение каждого из членов правой части равенства изменяется и,
85
Фиг. 49. Кавитационная характеристика
насоса ЮМО-004
следовательно, рассмотрение вопросов высотности топливных:
систем для реактивных двигателей представляет интерес.
Эксплоатационная упругость паров топлива Р/:л в случае
питания реактивных двигателей резко уменьшается. Если для
бензина упругость паров топлива при температуре + 60Ц со-
ставляла 600— 650 мм рт. ст., то для керосина она значительно
меньше и достигает при той же температуре величины 50 мм рт. ст.
Следовательно, ввиду резкого снижения упругости насыщенных
систем реактивных само-
летов возрастает, так как
«ин уменьшается. Од-
нако другие члены правой
части рассматриваемого
равенства снижают вы-
сотность топливной си-
стемы реактивного само-
лета.
Потребный кавитаци-
онный запас давления Др,,
характеризующий высот-
ные свойства основного
насоса, увеличивается.
Объясняется это рядом
причин. Прежде всего,
ухудшаются условия ра-
боты насоса, так как в не-
сколько раз возрастает
подача топлива. Затем,
высокие давления на вы-
ходе из основного насоса
вызывают необходимость
применять насосы шесте-
ренчатого или плунжер-
ного типа, кавитационные-
свойства которых хуже, чем у коловратных.
На фиг. 49 приведена кавитационная характеристика основ-
ного насоса двигателя ЮМО-004 в виде зависимости произво-
дительности насоса Q л) мин от вакуума на входе в насос. Ха-
рактеристика снята на керосине при температуре его в преде-
лах + 20- + 30°Ц.
Предположим, что насос должен обеспечить подачу 35 л)мин.
Тогда максимально допустимый вакуум на входе в насос, по
характеристике, составит 430 мм рт. ст., и соответствующее ему
минимально допустимое давление на входе в насос будет равно
330 мм рт. ст. Потребный кавитационный запас давления на
входе в насос Др при этих условиях будет:
Др=330 — Рр/1== 330 —35 = 295 мм рт. ст.
«6
Эсксплоатационная упругость паров керосина принята равной
35 мм рт. ст. Столь большое значение Др, превышающее в 3—5
раз обычно известные величины его для насосов, питающих порш-
невые двигатели, указывает на низкие кавитационные свойства
насоса двигателя ЮМО-004. Это снижает высотность топлив-
ной системы, питающей эти двигатели. Для насоса двигателя
BMW-003 путем испытаний установлено, что минимально допу-
стимое давление на входе в насос составляет не менее 0,7 кг/см2,
что также подтверждает необходимость большого кавитационного
запаса давления.
Уменьшается также высотность из-за роста гидравлических
и2
потерь и динамического напора у, так как, ввиду бо-
лее высоких расходов топлива и незначительного увеличения
диаметра трубопроводов, скорость движения топлива возрастает.
Кроме того, вязкость керосина в 4—5 раз больше вязкости
бензина. Увеличиваются также потери Ph вызываемые ростом дей-
ствующих на реактивный самолет ускорений при изменении ско-
рости и направления полета. Величины 27 и Рг остаются такими же,
примерно, как и для топливных систем поршневых двигателей.
В целом, повидимому, преимущество, обусловленное низкой
упругостью паров керосина, перекрывается ростом потерь в си-
стеме и потребного кавитационного запаса давления.
Поэтому нужно считать, что проблема высотности топливных
систем для питания воздушно-реактивных двигателей остается в
в такой же мере актуальной, как и для систем, питающих пор-
шневые двигатели. Этим, в частности, объясняется повсеместное
применение подкачивающих насосов в топливных системах реак-
тивных самолетов, а также применение наддува топливных баков.
УСТРОЙСТВО ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
Рассмотрим схемы топливных систем существующих реактив-
ных самолетов с целью выяснения некоторых особенностей по-
добных систем.
На фиг. 50 показана схема топливной системы для питания
двигателя ЮМО-004 на одномоторном самолете.
Запас керосина содержится в шести баках, четыре из кото-
рых размещены в крыле, а два в фюзеляже. Из фюзеляжных ба-
ков топливо перетекает в корневые крыльевые баки, откуда
забирается подкачивающими насосами 1 и под давлением до 0,7
кг/см2 подается в топливную магистраль. Работа подкачивающих
насосов контролируется манометрами 2. Подкачивающие насосы 1
расположены один в передней, а другой—в задней части корне-
вых баков для обеспечения бесперебойного питания при накло-
нах самолета, когда типливо в плоских корневых баках перете-
кает в заднюю или переднюю часть их. Подкачивающие насосы
87
имеют электропривод, работают независимо и включены парал-
лельно.
Обратные клапаны 3 обеспечивают питание при отказе одного
из подкачивающих насосов или в случае оголения заборного
патрубка одного из насосов при отливе топлива. Кран 4 исполь-
зуется как перекрывной, пожарный кран, и управляется из каби-
ны. После крана 4 керосин проходит фильтр 6, установленный
на двигателе, и щалее следует к основному насосу 7. Насос 7
приводится от ротора двигателя и, повышая давление керосина
до 50—55 кг]смй, подает его через центробежный регулятор 8,.
корпус обратных клапанов 9 к коллектору форсунок 10. Работа
насоса 7 контролируется манометром 11.
В систему дополнительно включается так называемый клапан
Фиг. 50. Топливная система реактивного самолета с двигателем
Ю МО-004
приемистости 12, задача которого состоит в корректировании
подачи керосина в зависимости от количества воздуха, поступаю-
щего в двигатель.
При резкой даче- газа подача топлива быстро возрастает, в
то время как компрессор подачу воздуха увеличивает сравни'
тельно медленно. Чтобы в результате нарушения соотношения по-
дачи топлива и воздуха не наступил перегрев двигателя и газо-
вая турбина при этом не вышла из строя, необходимо увеличе-
ние подачи топлива поставить в зависимость от увеличения по-
дачи воздуха. Так как регулятор подачи топлива 8 не может
S3
выполнить такой корректировки подачи керосина, пришлось уста-
навливать клапан 72, перепускающий, при резкой даче газа, часть
топлива на вход в насос 7.
Заполнение баков керосином производится через заправочные
горловины 16, а слив керосина из баков—через пробки 18. Ме-
ханические керосиномеры 17 служат для замера количества топ-
лива в баках. Сообщение баков с атмосферой производится через
дренажную трубку 5.
Кроме основной системы подачи керосина к двигателю, пре-
дусмотрена система подачи бензина во время запуска двигателя.
Бензин содержится в баке 13, установленном на двигателе. Пус-
Фиг. 51. Типовая схема подачи топлива на реактивных самолетах
ковой насос 75, с отдельным электроприводом, засасывает бен-
зин через фильтр 14 из бака 13 и подает его к корпусу обрат-
ных клапанов 9. Таким образом, пусковая система топливоподачи
имеет автономное питание.
Управление режимом работы двигателя достигается путем
изменения подачи керосина при помощи дроссельного крана и
изменением затяжки пружины центробежного регулятора 8. Дрос-
сельный кран находится в корпусе центробежного регулятора.
Рассмотренная схема топливной системы для питания двига-
теля ЮМО-004 наглядно показывает, как в конкретном случае
Устраиваются топливные системы реактивных самолетов. Однако
эта система не имеет некоторых особенностей, характерных для
большинства топливных систем современных реактивных само-
летов.
На фиг. 51 показана схема, объясняющая эти особенности.
Главный, или расходный, бак 7 устанавливается на самолете с
Целью упрощения многобачной системы. Остальные баки сооб-
щены с расходным и служат в качестве хранилищ топлива. По-
Дача топлива в расходный бак достигается при помощи перека-
ливающих насосов или под давлением воздуха, нагнетаемого в
89
баки-хранилища. С этой целью, предусматривается наддув баков
по воздухопроводу 2, снабженному редукционным клапаном 3.
Обычно редукционный клапан поддерживает в системе наддува
давление до 0,2 кг! см2- Расходный бак сообщается с атмосферой
свободно через дренажную трубку 4. Поступление топлива в рас-
ходный бак регулируется, в зависимости от уровня топлива в
нем, поплавковым клапаном 5.
При такой схеме подкачивающий насос 6 устанавливается
только на расходном баке, причём в этом же баке предусматри-
ваются устройства, обеспечивающие питание при действии отри-
цательных перегрузок, могущих вызвать оголение заборного па-
Фиг. 52. Топливная система самолета „Шутннг Стар”
трубка подкачивающего насоса. Для этого в расходном а баке
устанавливается перегородка 7 С клапанами 8, недопускающая
отлив топлива от подкачивающего насоса. На выходе топлива из
подкачивающего насоса предусмотрен перепускной клапан 9, от-
водящий избыток топлива обратно в бак.
Основными особенностями такой системы подачи топлива яв-
ляются: наличие одного расходного бака, оборудованного всеми
устройствами, повышающими надежность питания; подача топ-
лива из других баков в расходный под давлением, создаваемым
над свободной поверхностью топлива в баках или при помощи
перекачивающих насосов; автоматическое регулирование подачи
топлива в расходный бак, не требующее внимания летчика.
Эти принципы использованы при постройке топливной системы
самолета Локхид Р-80 „Шутинг Стар". На этом самолете уста-
новлен двигатель Дженерал-Электрик J-33. Схема топливной си-
стемы показана на фиг. 52.
90
Имеется несколько вариантов установки баков на самолете.
В одном из вариантов устанавливается 11 протестированных ба-
ков— основной расходный бак 9, по четыре крыльевых, по обе
стороны фюзеляжа, и два подвесных 1. Крыльевые баки на схе-
ме показаны условно в виде двух баков—корневого 5 и консоль-
ного 3. Емкость системы без подвесных баков 1699 л, а с под-
весными—2910 л. Расходный бак 9 установлен в фюзеляже не-
посредственно за кабиной летчика.
Топливо из всех крыльевых баков подается в расходный пе-
рекачивающими насосами 4 и 6, снабженными электроприводом.
Подача топлива из подвесных баков производится под давле-
нием сжатого воздуха, подведенного к бакам по трубопроводу 23.
Обратные клапаны 2 предохраняют от переполнения топлив-
ные баки, включенные параллельно.
Подача топлива в расходный бак происходит автоматически.
С этой целью в расходном баке установлены поплавковые впуск-
ные клапаны 8 и в трубопроводах—перепускные клапаны 7. Пе-
рекачивающие насосы 4 и 6 работают в полете все время, кла-
паны же 8, в зависимости от уровня топлива в расходном баке,
регулируют поступление топлива из крыльевых баков. Избыток
топлива, подаваемого перекачивающими насосали, отводится об-
ратно в баки через перепускные клапаны 7.
Из расходного бака 9 через обратный клапан 2, кран 11 и
фильтр 21 топливо нагнетается подкачивающим насосом 10 к ос-
новному насосу 12. Далее оно под повышенным давлением по-
дается через дроссельный кран 15, дренажный клапан 13 к кол-
лектору форсунок 18. Это основная линия подачи топлива. Ра-
бота насоса 12 контролируется манометром 14. Регулирование
подачи топлива достигается дроссельным краном 15, управляе-
мым из кабины.
Кроме того, установлены анероидный регулятор 19 и центро-
бежный ограничитель подачи топлива 17, которые автоматически
регулируют подачу топлива. Пусковой насос 16 служит для по.
дачи топлива во время запуска двигателя. Избыток топлива, по-
даваемого подкачивающим насосом 10, перепускается через кла-
пан 20 обратно в бак.
СИСТЕМЫ ПИТАНИЯ ЖИДКОСТНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Обычно для питания жидкостпо-реактивных двигателей при-
меняются две жидкости, одна из которых является горючим,.
Другая—окислителем. В качестве горючих используются керосин,
спирты и другие вещества. Окислителями являются азотная ки-
слота, перекись водорода, жидкий кислород и другие жидкости.
Следовательно, топливная система в этом случае должна по-
давать так называемые агрессивные жидкости, вредно действую-
щие на металлы (кроме нержавеющей стали и алюминиевых спла-
°в) и могущие вызвать ожоги кожи человека. Кроме того, не-
91
которые горючие и окислители активно самореагируют при
соприкосновении, причем иногда эта реакция сопровождается
взрывом.
Содержание, эксплоатации и подача таких жидкостей к дви-
гателю представляют довольно трудные задачи. Если при этом
\ честь, что расход жидкостей достигает 8—10 кгсек, а подача
осуществляется под давлением 50^ 100 ат, то становится ясной
необходимость специальных топливных систем. Подача жидкостей
насосами в этом случае оказывается весьма затруднительной, так
как привод насосов не может быть выполнен от двигателя, не
имеющего вращающихся частей, а насосы с большой произво-
дительностью и высоким давлением на выходе требуют затраты
на привод их больших мощностей. '
Особенно остро встает задача уплотнения различных соеди-
нений и осей привода насосов, так как обычные прокладки раз-
рушаются под действием применяемых жидкостей.
Судя по известным жидкостно-реактивным двигателям и уско-
рителям немецкой фирмы „Вальтер", можно установить две воз-
можные схемы подачи компонентов топлива: насосная подача и
баллонная подача.
Рассмотрим принципиальные основы устройства этих систем.
Насосная подача топлива. Принципиальное устройство систе-
мы с насосной подачей топлива показано на фиг. 53.
Запас горючего содержится в баке 1 и по трубопроводу 2
поступает к насосному агрегату 3. Окислитель хранится в баке 4.
Насосный агрегат представляет собою два центробежных на-
соса, смонтированных на одном валу с рабочим колесом турби-
ны 5. Турбина работает на паро-газе, вырабатываемом паро-газо-
генератором 6. Турбонасосный агрегат 3 снабжен редуктором 7
и электростартером 8, используемым при запуске двигателя. Па-
ро-газ после срабатывания на турбине выходит в атмосферу че-
рез патрубок 9.
Производительность насоса для подачи горючего—около 2,5
кг сек и окислителя—около 6—6,5 кг[сек при числе оборотов
турбины 17 200 об, мин.
С целью получения паро-газа в паро-газогенератор 6 по-
дается перекись водорода, которая под действием катализатора
разлагается на воду и кислород. Реакция разложения перекиси
водорода протекает с выделением тепла в количестве 690 ккал1кг.
Производительность паро-газогенератора составляет около
0,3 кг'сек паро-газа, причем к турбине паро-газ поступает с да-
влением до 25 кг] см2.
При работе турбонасосного агрегата компоненты топлива
поступают к топливному крану 10, при помощи которого произ-
водится регулирование подачи компонентов, а также открытие
или прекращение подачи топлива к форсункам двигателя 11-
Изменение подачи топлива к двигателю при помощи крана 10
используется для изменения тяги, развиваемой двигателем. Топ-
9?
дивный кран имеет две полости — для окислителя и горючего,
в каждой из которых имеются отсечные краны и золотниковые
регуляторы расхода.
Горючее, прежде чем попасть к форсункам, направляется по
трубопроводу 12 в рубашку корпуса двигателя для охлаждения
его и далее возвращается в кран через фильтр 13. Из крана
горючее и окислитель по трубкам 14 подаются к форсункам.
Фиг. 53. Схема насосной подачи топлива к ЖРД
Трубопровод 15 служит для подачи перекиси водорода к паро-
газогенератору 6 через регулятор 16, который регулирует про-
изводительность паро-газогенератора в соответствии с тягой
двигателя. Управление топливным краном и регулятором паро-
газогенератора кинематически связано.
Порядок приведения в действие системы топливоподачи сле-
дующий. При помощи электростартера производится раскрутка
турбонасосного агрегата до оборотов, при которых перекись
водорода начинает поступать в паро-газогенератор. Паро-газ^
выработанный в генераторе 6, следует к турбине насосного агре-
гата и раскручивает его до большого числа оборотов. Когда
Давление на выходе из насосов достигает требуемой величины,
летчик открывает топливный кран, и компоненты поступают
к двигателю. Впрыснутые в камеру двигателя компоненты само-
Реагируют, и начинается горение смеси — двигатель вступил
в строй.
Необходимо отметить высокие требования, предъявляемые
к правильной дозировке компонентов и четкой работе всей
Системы во время запуска. Поэтому система снабжается различ-
ными устройствами для блокировки работы отдельных ее агре-
9S
гатов, а также для немедленного прекращения подачи при израс-
ходовании одного из компонентов или перерыве подачи по
какой-либо причине.
Значительные затруднения представляет собою обеспечение
нормальной работы насосов на больших числах оборотов при
большой производительности. При этих условиях на входе в на-
сос возникают кавитационные режимы движения жидкости, нару-
шающие подачу. С целью избежания кавитации, на входе в на-
сосы устанавливаются червячные подкачивающие насосы, а также
разрабатываются особые формы рабочих колес насосов.
Фиг. 54. Схема баллонной подачи топлива к ЖРД
Баллонная подача топлива. При баллонной подаче топлива
к жидкостно-реактивным двигателям окислитель и горючее
вытесняются из баков-баллонов давлением воздуха. Поэтому
баки-баллоны, содержащие компоненты топлива, выполняются
повышенной прочности, сварными из нержавеющей (для окисли-
телей) и хромомолибденовой стали (для горючих). Вследствие
этого, вес баков-баллонов оказывается значительным и (вместе
с баллонами для сжатого воздуха) сильно утяжеляющим само-
леты. Большая исследовательская работа в этой области дала
возможность облегчить баки-баллоны, причем новейшие типы
их, работая под давлением до 50 ат, имеют вес, приходящийся
на единицу объема, не превышающий вес обычных топливных
баков с протекторами.
Схема системы баллонной подачи топлива изображена на
фиг. 54.
Запас сжатого воздуха содержится в баллонах 1, которые
соединены с коллектором 2 и могут быть заполнены от аэро-
дромного баллона через штуцер 4 и запорный кран 5. Мано-
метр 3 служит для контроля давления сжатого воздуха в бал-
лонах (максимальное значение давления до 150 ат).
94
Потребный запас воздуха определяется продолжительностью
подачи топлива и расходом его. Для двигателей с тягой около
1200 кг расход воздуха равен 5 — 6 кг/сек.
В линию высокого давления воздуха включен фильтр 6, пе-
рекрывной кран 7 и редуктор 8, снижающий давление воздуха
со 150 ат до рабочего давления (около 40 — 50 ат). После
редуктора 8 воздух направляется к бакам-баллонам для окис-
лителя 21 и горючего 16. Кроме того, часть воздуха исполь-
зуется для питания пневматического оборудования самолета и
силовой установки и отводится по трубке 9.
Магистраль низкого давления воздуха состоит из запорных
кранов 10 и 11, обратных клапанов 12 и 13 и мгновенного сбра-
сывателя давления воздуха 14. Дело в том, что экстренное пре-
кращение подачи топлива к двигателю достигается быстрым
стравливанием давления воздуха в баках-баллонах. Для этой
цели и служит сбрасыватель давления 14, сообщающий маги-
страль низкого давления с атмосферой. Ввиду того, что баки-
баллоны для окислителя 21 имеют большую емкость, стравлива-
ние давления из них происходит медленней, чем из баллонов 16.
Чтобы предохранить в этом случае заброс окислителя по воз-
душным трубопроводам в баллоны с горючим, искусственно
замедляется стравливание воздуха из баллонов для горючего.
С этой целью установлен дроссель 15.
Горючее, вытесненное под давлением воздуха, поступает из
баков-баллонов 16 к сепаратору 17 и далее к крану 20. Сепара-
тор отделяет воздух, который может пройти из баков-баллонов.
Очистка горючего от механических примесей происходит
в фильтре 19. На линии подачи окислителя также устанавли-
вается сепаратор 18. Кран 20 управляется из кабины и служит
для регулирования подачи топлива и, следовательно, для изме-
нения тяги двигателя 22.
Охлаждение корпуса двигателя осуществляется обычно горю-
чим или окислителем.
Кроме агрегатов, указанных в схеме, системы баллонной по-
дачи снабжаются автоматами экстренного выключения двигателя
в случае перерыва или прекращения подачи одного из компо-
нентов топлива, а также имеют блокировку подачи компонентов
во время запуска двигателя.
Характерным для этих систем подачи топлива является умень-
шение подачи, и, следовательно, тяги двигателя при падении
давления воздуха ниже установленного рабочего давления. Это
наступает с момента выравнивания давления в воздушных бал-
лонах и баках-баллонах, содержащих компоненты. По этой при-
ине в конце работы двигателя тяга может упасть до 0,5 — 0,6
°т максимальной.
га Рег-’лиР°вание соотношения компонентов в топливе дости-
ется пУтем подбора гидравлического сопротивления линий по-
и при помощи дроссельных шайб или других сопротивлений.
95
ГЛАВА IV
МАСЛЯНЫЕ СИСТЕМЫ
1. Общие вопросы маслопитания
Двигатель, установленный на самолете, обеспечивается смазкой
при помощи специальной системы, которая, совместно с внутрен-
ними каналами для прохода масла в деталях двигателя, образует
контур циркуляции масла. Эта система обычно состоит из масло-
бака, насоса, нагнетающего масло в двигатель, насоса, откачи-
вающего масло из двигателя, маслорадиатора и маслофильтра^
соединенных между собою трубопроводами.
Агрегаты и маслопроводы, по которым масло циркулирует
за пределами двигателя, принято называть системой внешней
циркуляции масла или маслосистемой самолета. Для одного и
того же двигателя система внешней циркуляции масла устраи-
вается различно, в зависимости от особенностей конструкции
самолета, на который установлен двигатель. Но принципиальное
устройство и назначение системы остаются неизменными и могут
быть определены из рассмотрения функций, выполняемых систе-
мой внешней циркуляции масла.
Этими функциями являются: обеспечение циркуляции необхо-
димого количества масла через мотор; охлаждение масла; содер-
жание необходимого запаса масла; очистка масла от механичес-
ких примесей; отделение от масла воздуха и газов; содействие
ускорению прогрева масла при запуске.
Интенсивность циркуляции масла через двигатель опреде-
ляется, исходя из необходимости отвода через маслосистему
некоторого количества тепла. Количество тепла, отводимого
маслосистемой, достигает 10% общего количества тепла, рас-
сеиваемого двигателем путем охлаждения его деталей. Это
составляет около 1400—1600 ккал^мин. При этом количество
тепла, отводимого через маслосистему, имеет тенденцию к уве-
личению в связи с ростом тепловой напряженности современных
форсированных двигателей, а также в связи с увеличением
рабочих температур охлаждающих жидкостей в системах жидкост-
ного охлаждения.
В настоящее время циркуляция масла через двигатель до-
стигает 100—130 л[мин. При прохождении масла через двигатель
часть его попадает в рабочие камеры цилиндров и сгорает. Коли-
96
честЕО масла, расходуемого двигателем, зависит от совершенства
внутренней системы смазки деталей двигателя и лежит в преде-
лах от 4—6 г[л.с. час до 12—14 г/л. с. час. Для компенсации
этого расхода система внешней циркуляции должна содержать
необходимый запас масла. Кроме того, некоторый запас масла
необходим для приемистости маслосистемы, то есть для под-
держания температуры масла в заданных пределах при резкой
даче газа и при некотором запаздывании открытия устройств,
регулирующих температуру масла.
Система внешней циркуляции масла должна обеспечивать
охлаждение масла. - Это необходимо в связи с отводом через
масло части тепла, рессеиваемого двигателем, а также для вос-
становления смазывающих свойств масла перед вводом его в
двигатель. С целью частичного восстановления смазывающих
свойств масла, во внешней системе циркуляции должна быть
предусмотрена также очистка масла от механических примесей.
Загрязнение масла в двигателе происходит частицами метал-
лов, отделяющимися вследствие износа деталей, твердыми смоли-
стыми частицами, образующимися при действии на масло высоких
температур и давлений, частицами нагара, образующегося при
сгорании топлива, а также пылью, проникающей в двигатель
через всасывающую систему.
Важнейшей функцией системы внешней циркуляции масла
является отделение от масла воздуха и газов, насыщающих его
при выходе из мотора. Воздух и газы (пары легких фракций
масла и топлива, продукты сгорания топлива) смешиваются с
мае/ м в больших количествах вследствие распыления масла в
картере двигателя в виде масляного тумана и из-за захвата
воздуха и газов из картера откачивающей ступенью маслонасоса.
обычно имеющей в полтора-два раза большую производитель-
ность, чем нагнетающая ступень.
Наличие воздуха и газов в масле способствует интенсивному
ценообразованию. Масло, насыщенное газами, не может быть
подано в двигатель для смазки и должно быть очищено от
воздуха и газов. Кроме того, насыщение масла газами сказы-
вается на высотности маслосистем.
Наконец, система внешней циркуляции масла должна способ-
ствовать ускорению прогрева масла после запуска двигателя.
Нагрев при этом происходит теплом, выделяемым топливом при
сгорании, и теплом трения. Время подогрева масла после запуска
двигателя определяется, в частности, количеством масла, циркули-
рующего через двигатель и подлежащего нагреву до некото-
рой температуры, и интенсивностью его охлаждения во время
подогрева. Следовательно, маслосистема самолета, с целью уско-
рения прогрева после запуска, должна исключать, возможно
полностью, охлаждение масла, а также уменьшать количество
масла, циркулирующего при прогреве через двигатель.
7 Волков	97
Таковы основные функции системы внешней циркуляции масла,
определяющие ее назначение и устройство.
Исходя из рассмотренных функций, к системе внешней цир-
куляции масла должны быть предъявлены следующие требова-
ния:
—	циркуляция необходимого количества масла через мотор и
соответствующее давление масла на входе в мотор должны обе-
спечиваться независимо от режима и высоты полета;
—	во внутреннюю систему смазки мотора должно подводиться
масло определенной вязкости, поэтому система внешней цирку-
ляции масла должна быть снабжена автоматической регулировкой
вязкости масла;
—	маслосистема должна обеспечивать возможно полное отде-
ление от масла воздуха и газов, а также очистку масла от ме-
ханических примесей;
—	монтажная схема системы должна гарантировать удобство и
полноту слива масла из системы, удобство заполнения ее, осмотра
агрегатов и трубопроводов, а также удобство монтажа агрега-
тов и трубопроводов;
—	трубопроводы системы должны быть герметичны, особенно
на всасывании насоса, и должны иметь возможно меньшие гидра-
влические потери;
—	система должна иметь контроль температуры и давления
масла на входе в двигатель;
—	вес системы должен быть возможно меньшим.
При проектировании маслосистем самолетов перечисленные
требования должны быть удовлетворены возможно полностью.
Однако при этом возникает ряд трудностей, которые обуслов-
лены следующими основным и проблемами маслопитания.
2.	“Проблемы маслопитания
Высотность маслосистемы. С увеличением высоты полета
давление в маслобаке, свободно сообщенном с атмосферой,
уменьшается. Это вызывает в свою очередь уменьшение давле-
ния на входе в нагнетающий маслонасос и ведет к снижению
давления масла на входе в двигатель. Таким образом, с увели-
чением высоты полета имеет место тенденция к снижению давле-
ния масла на входе в двигатель.
Главными причинами снижения давления масла на входе в
двигатель при этом будут:
—уменьшение производительности насоса из-за падения коэфи-
циента заполнения его рабочей части при снижении давления на
входе в насос;
—уменьшение давления на редукционный клапан маслонасоса,
поскольку это давление, определяющее давление масла на входе
в двигатель, зависит от давления в полости над клапанам, сво-
бодно сообщенной со всасывающей стороной маслонасоса.
98
Кроме того, производительность нагнетающего насоса по
жидкому маслу снижается при увеличении степени насыщения
масла воздухом и другими газами. Объем, занимаемый газами,
насыщающими масло, по мере уменьшения давления увеличи-
вается, и это в свою очередь ведет к падению давления масла
на входе в двигатель. С другой стороны, для каждого двигателя
указывается минимально допустимое давление масла на входе.
. Таким образом, при полете на высоту давление масла может
/ снизиться до минимально допустимого предела, и дальнейший
подъем самолета будет невозможен.
При проектировании и постройке новых маслосистем особое
внимание должно быть уделено обеспечению работы их на боль-
шой высоте, поскольку в ряде случаев недостатки существую-
щих систем ограничивают практический потолок самолета
Пеногашепие Одной из функций системы внешней циркуля-
циимасла является отделение от масла воздуха и газов, насы-
щающих масло при проходе его через двигатель. Наличие газов
в масле, как это указано выше, снижает высотность маслосистем
и вызывает образование пены в баке. При этом интенсивность
образования пены в маслобаке столь велика, что часто вызывает
выброс вспененного масла из бака или требует значительного
увеличения объема бака для размещения вспененного масла.
Таким образом, с целью увеличения высотности маслосистем
самолетов и для уменьшения объема маслобака и предотвраще-
ния выброса масла из бака, необходимо обеспечить достаточно
интенсивное отделение газов от масла.
Задача отделения газов от масла практически оказывается
довольно сложной и, в связи с основными тенденциями развития
авиационных двигателей, все более осложняется. Для современ-
ных авиадвигателей, ввиду роста их теплового напряжения,
характерно беспрерывное увеличение интенсивности циркуляции
масла через двигатель, достигающей 100 и более л[мин.
Запас масла в маслосистемах самолетов составляет не более
100—120 л, а иногда 40—50 л. Таким образом, масло за 1—-1,5 мин,
а иногда и значительно меньший промежуток времени, прохо-
дит через двигатель, интенсивно насыщаясь газами. Отделение
воздуха и газов от масла в таких условиях весьма затрудни-
тельно и в дальнейшем, повидимому, будет еще более осложняться.
Питание маслом на пикировании. В полете масло, находя-
щееся в баке, перемещается в зависимости от положения само-
лета и действия инерционных нагрузок. При этом возможно ого-
ление штуцера, через который масло забирается для подачи к
двигателю. При оголении штуцера давление масла резко падает,
что может привести к выходу из строя двигателя. Наибольшую
опасность с этой точки зрения представляет собою режим пики-
рования, на котором, из-за действия отрицательных нагрузок
в момент ввода самолета в пикирование, имеет место длительное
оголение заборного штуцера маслобака. Важно при этом иметь
7*
99
в виду, что на режиме пикирования падение давления масла на
входе в двигатель сочетается с его раскруткой. Недостаточная
смазка двигателя совпадает с режимом его работы, на котором
двигатель нуждается как раз в улучшенной смазке.
, Таким образом, одной из важных проблем питания двигателей
маслом является проблема питания на пикировании.
К сложным задачам проектирования маслосистем самолетов
относятся также регулирование температуры масла и полнота
слива его из системы.
Решение задачи охлаждения масла должно быть увязано
с общей аэродинамикой самолета, с требованиями двигателя
.к температурному режиму маслосистемы, а также с требова-
ниями упрощения управления самолетом.
Что касается полноты слива масла из системы, то эта задача,,
будучи практически сложной, вместе с тем является исключи-
тельно важной для обеспечения безотказной работы самолета
зимой. При разработке монтажной схемы системы вопросу слива
масла должно быть уделено особое внимание. В последнее время,,
однако, в связи, с применением разжижения масла бензином,
слив масла производится реже, и актуальность полноты слива
уменьшается.
3.	Устройство масляных систем
На фиг. 55 показана принципиальная схема маслосистемы само-
лета.
Запас масла содержится в маслобаке 1, из которого нагне-
тающей ступенью маслонасоса 12 масло забирается через шту-
цер 4 и под давлением подается в двигатель. В бак маепо залива-
ется через горловину 2. Слив маела производится через кран 19.
Внутри бака монтируется так называемый ложный бачок 3,
являющийся часто одновременно пеногасителем. Перегородки 5
служат для предотвращения оголения штуцера 4 при пикиро-
вании. Бак сообщается с атмосферой через дренажную трубку 7,
которая выводится в картер мотора (для улавливания случайно
выброшенного масла) или непосредственно в атмосферу. Трубка 2G
сообщает полость под перегородками 5 со свободным простран-
ством бака. Сообщение бака с атмосферой весьма часто про-
изводится через специальный маслоуловительный бачок.
Из отстойников мотора масло забирается откачивающей (О)-
ступенью маслонасоса 12 и подается через фильтр 14 и масло-
радиатор 16 по откачивающему маслопроводу 6 в бак. Количе-
ство масла в баке замеряется зондом 8. Для перепуска масла
в обход маслофильтра 14, в случае засорения его, служит клапан 15.
Клапан //.перепускает масло в обход сот маслорадиатора 16
при увеличении давления на входе в радиатор свыше допусти-
мого, что бывает при увеличении вязкости масла. Слив масла>
из системы производится через краны 9, 18 и 19. Число слив-
:оо
ных кранов определяется особенностями монтажа системы на
,самолете, так как должен быть обеспечен слив масла из всех
низких точек системы при стоянке самолета на земле.
Кран 10 служит при разжижении масла для подачи бензина,
который поступает из бензосистемы под давлением, создаваемым
бензонасосом. Контроль работы системы осуществляется при
помощи термометра 11, замеряющего температуру масла на входе
в насос 72, и манометра 13, замеряющего давление масла на
входе в двигатель.
Ложный бачок 3 служит для ускорения прогрева масла после
запуска, так как благодаря ему в циркуляцию через двигатель
Фиг. 55. Принципиальная схема маслосистемы
зключается не весь запас масла, а только та часть его, которая
находится в ложном бачке, маслопроводах и в двигателе. Необ-
ходимость применения ложного бачка возникает в тех случаях,
когда запас масла в баке большой.
Кроме перечисленных типовых агрегатов в систему внешней
Циркуляции смазки могут быть включены и другие, в зависимости
от специфических особенностей системы или самолета. Так
например, часто предусматривается установка перекрывного
крана на выходе масла из бака, который служит для предот-
вращения перетекания масла из бака в мотор при высоком рас-
положении бака относительно насоса 12. Применяются различ-
ные термостатические клапаны для автоматической регулировки
температуры масла, смесители для перемешивания бензина с мас-
лом при разжижении, дополнительные подкачивающие насосы и др.
Что касается относительного размещения агрегатов в системе,-
то могут быть отступления от показанного на принципиальной
схеме. Фильтр 14 может быть установлен на всасывающей линии
маслопровода между баком 1 и насосом 12 или в самом баке. Рас-
полагать фильтр во всасывающей линии нерационально, так как
это увеличивает опасность нарушения герметичности всасываю-
щего маслопровода и увеличивает его гидравлическое сопроти-
вление. Кроме того, такое расположение фильтра неправильно
потому, что масло нужно очищать при выходе его из двигателя,
где оно загрязняется. Термометр 11 также может сыть включен
на откачивающей линии, или даже может быть предусмотрена
установка двух термометров—на входе в двигатель и на выходе
из него.
Однако, несмотря на большое разнообразие в устройстве
масляных систем, принципиальное устройство их остается неиз-
менным.
4.	Элементы масляных систем
При проектировании маслосистем самолетов приходится разра-
батывать конструкцию агрегатов систем. Исходными данными;
для разработки конструкции агрегатов являются:
—	требования, предъявляемые к агрегату маслористемой само-
лета;
—	особенности установки агрегата на самолете, удобство мон-
тажа и демонтажа в эксплоатации;
—	удобство обслуживания и ухода в эксплоатации;
—	технологические особенности производства.
При этом преимущество должно быть отдано тому агрегату,
который при прочих равных условиях наиболее прост и имеет
наименьший вес-
Одни и те же агрегаты маслосистем на различных самолетах
выполняются своеобразно, но стандартизация проводится настоя-
тельно.
Маслобаки. Маслобак самолета является сложным агрегатом.
Он выполняет следующие функции: содержит запас масла; отде-
ляет от масла воздух и газы; очищает масло от механических
примесей; содействует ускорению прогрева масла после запуска
двигателя; обеспечивает питание двигателя маслом на пикиро-
вании.
Емкость маслобака определяется, исходя из расхода масла
двигателем, максимальной продолжительности помета данного
самолета и величины запаса масла. Бак должен вмещать коли-
чество масла, равное:
+ V33nA	(19)
1 UULr,
102
где TV—номинальная мощность мотора на расчетной высоте для
истребителей и скоростных бомбардировщиков и крей-
серская—для дальних бомбардировщиков в л. с.;
<7—удельный расход масла, соответствующий N ъг/л.с. час;
Т—время максимальной продолжительности полета в час;
7— вес единицы объема масла при температуре, соответ-
ствующей нормальной, на входе в двигатель в г/см3;
V:ian—запас масла в л.
Кроме того, при определении емкости бака должен быть пре-
дусмотрен запас емкости в 10—20% от Ул,б, установленного из
выражения (19), на расширение и вспенивание масла. Величина
запаса емкости зависит от типа пеногасителя и приведена в та-
блице 4.
Таблица 4
№№ п/п	Тип пеногасителя	Запас емко- сти масло- бака на вспенива- ние (в проц):	Запас емко- сти на вспе- нивание должен быть не менее(вл)
1	Цилиндрический колодец с подводом масла через крышку		10—11	10-И
2	То же, но с подводом масла под его уровень .	15—16	
3	1о же, но с подводом масла через боковую стенку		18—19	12—13
4	В виде жолоба и в виде сетки		20-22	12—14
Запас масла (ViOn), необходимый для обеспечения приемисто-
сти маслосистемы, берется из расчета 1 л на 100 л. с. мощности
двигателя. Часть масла из V3an необходима также для обеспече-
ния нормальной смазки двигателя во время пикирования, когда
масло частично перекачивается в картер двигателя (около 5—6 л.)
На самолетах, допускающих полет с одним или несколькими
остановившимися моторами, в 1/адп входит, кроме того, коли-
чество масла, обеспечивающее смазку мотора до полной выра-
ботки бензина при полете на минимально допустимом числе
работающих моторов.
Ориентировочно емкость маслобака можно принимать: для
моторов воздушного охлаждения равной 8—9% и для моторов
жидкостного охлаждения 6—7% емкости бензобаков, приходя-
щихся на один мотор самолета. Это составляет для истребителей
25—50 л, а для бомбардировщиков 100—130 л.
Принципиальное устройство маслобака показано на схеме
маслосистемы (фиг 55). Как видно из схемы, бак имеет следую-
щие основные элементы: заправочную горловину 2, ложный
бачок и пеногаситель 3, заборный штуцер 4, штуцер 6 для воз-
103
врата масла в бак, штуцер 7 для присоединения дренажной
трубки, зонд 8 для замера количества масла в баке и устрой-
ство 5, обеспечивающее питание на пикировании.
Изготовляются маслобаки чаще всего из листов алюминиевых
сплавов, реже из фибры- Это, обычно, сварные резервуары раз-
нообразной формы, определяемой местом установки бака на
самолете. Фибровые баки изготовляются путем склейки фибры
на ус. Сравнительно редко применяют клепанные баки. Встре-
чаются также мягкие масляные баки, изготовленные из проре-
зиненной ткани.
Маслобак имеет обичайку, днище и внутренние перегородки,
придающие ему жесткость. В нижней части бака часто распола-
гают отстойник с краном для скопления и удаления механичес-
ких примесей к маслу. Ложный бачок 3 служит для ускорения
прогрева масла после запуска двигателя. Его предусматривают
в тех случаях, когда отношение объема бака к объему масла,
прокачиваемого нагнетающим насосом в 1 мин при номинальном
числе оборотов, больше 1,5—2. Объем ложного бачка выбирается
при прокачке масла через двигатель до 40 л[мин—в 6—8 л,
а при прокачке масла до 60 л\мин—в 8—Юл.
Пеногасители маслобаков служат для отделения воздуха и
газов от масла, выполняются на различных принципах и часто
конструктивно комбинируются с колодцем (ложным бачком) для
прогрева масла. Наиболее рекомендованный принцип пеногаше-
ния— разрушение масляной пены путем использования энергии
обратной струи масла. Применяют также пеногасители, работаю-
щие на принципе центробежной сепарации масла или разлива
масла по поверхности. В тех случаях, когда пеногасители устраи-
ваются па принципе центробежной сепарации масла и комбини-
руются с колодцем для ускорения прогрева масла, различают три
случая:
а)	масло в колодец подводится через верхнюю крышку по каса-
тельной к боковой стенке колодца;
б)	масло подводится через боковую стенку колодца по каса-
тельной под уровень его в колодце;
в)	масло подводится по касательной через боковую стенку
колодца выше уровня масла.
Высота колодца для прогрева масла, являющегося центро-
бежным пеногасителем, должна быть не менее 350—400 мм,
а диаметр, в зависимости от прокачки масла через мотор:
при прокачке 25—40 л/мин= 120—130лъм
„	40—55 л, мин = 130—140 мм
„	55—75 л'мин = 140—150 мм
Эффективность пеногасителя влияет на размеры маслобака,
так как резервная емкость на вспенивание масла определяется
интенсивностью выделения воздуха и газов из масла.
104
В таблице 4 приведены данные для определения резервной
емкости маслобака на вспенивание в зависимости от типа пено-
гасителя.
В тех случаях, когда в баках предусматривается фильтр для
очистки масла, пеногаситель иногда комбинируют с фильтром,
используя сетку для гашения пены. Сетка должна иметь частоту
600—800 отв'см?. С целью предохранения заборного штуцера
маслобака оТ оголения во время ввода самолета в пикирова-
ние, в баке предусматривают специальные перегородки так назы-
ваемые уловительные карманы. Схема работы такого устрой-
ства показана на фиг. 56.
На рисунке показано положение масла в баке при пикиро-
вании. В первом случае, когда бак не имеет специальной перего-
Фиг. 56. Работа маслобака
при вводе самолета в пикирование
родки, при вводе в пикирование заборный штуцер бака оголяется.
При наличии перегородки заборный штуцер не оголяется.
Емкость „кармана11 должна быть достаточной для питания двига-
теля в течение времени ввода самолета в пикирование и состав-
ляет от 10 до 30 л.
Заправочная горловина бака обеспечивает быстроту и удоб-
ство заправки маслосистемы. Ее диаметр зависит от емкости
маслобака. Обычно он бывает:
при емкости до 80 л	— № мм,
„	„	от 80 до 120 л — 80 мм,
„	_	более 120 л —100 льи.'
105
Часто с целью предотвращения перезаливки бака маслом и
заполнения пространства бака, предназначенного для вспенива-
ния масла, горловину располагают так, что ее верхний обрез
находится на уровне нормальной заправки бака. Таким образом,
исключается возможность переполнения маслобака в эксплоата-
ции.
Зонд 8 (фиг. 55) представляет собою мерную линейку, оттариро-
ванную по данному баку при положении самолета на земле.
Дренажный трубопровод бака, по которому во время работы
маслосистемы отводятся из бака воздух и газы, рекомендуется
выводить в атмосферу через картер двигателя или через спе-
циальный бачок для предохранения его от замерзания и для
Фиг. 57. Схема дренажа маслобака
улавливания масла, которое может быть выброшено из бака
Диаметр дренажного трубопровода должен быть не менее 14 мм.
Ввиду того, что выброс масла наблюдается часто также и
из картера мотора, в последнее время широко применяется
объединенный дренаж бака и картера.
Известны следующие, наиболее распространенные, причины
выброса масла из картера:
—переполнение картера маслом, вследствие несоответствия
между откачкой и подачей масла в мотор;
—неудачный выбор места для суфлера в полости картера;
—повышенное давление в картере, вследствие чрезмерного про-
пуска газов через кольца и др.
106
Схема объединенного дренажа маслобака и картера мотора по-
казана на фиг. 57.
Бак 1 и суфлер 2 картера мотора сообщены трубками с масло-
уловительным бачком 3, который трубкой ^сообщен с атмосферой.
Трубка 5 служит для отвода скопившегося в бачке масла. Для
улучшения отвода масла из бачка трубку 5 сообщают с насосом
6, откачивающим масло.
Отделение от масла газов и воздуха присходит в бачке 3,
внутреннее устройство которого показано на том же рисунке 57.
В бачке помещен набор перфорированных дисков 7, отделяющих
масло от воздуха. Такая система
дренажа хорошо зарекомендо-
вала себя и широко применяется.
Маслобаки подвергаются ис-
пытаниям на герметичность под
давлением и при вибрации.
Серийные баки на герметичность
испытываются под давлением 0,3
кг)см2 сверх атмосферного, а на
вибрацию—в течение 30 мин
с амплитудой 0,5 мм и частотой
2000—2500 кол мин.
Филыпры маслосистем. В мас-
лосистеме самолета для очи-
стки масла от механических при-
месей устанавливаются фильтры.
Существует несколько типов
фильтров—сетчатые, пластинча-
тые, фетровые и др. Наиболее
распространены сетчатые и пла-
стинчатые фильтры.
Устройство сетчатого фильтра
масляной системы показано на . сс	,
.	Фиг. 58. Сетчатый фильтр
(риг. Do.	маслосистемы
Корпус фильтра 1 имеет
штуцер входа масла 2 и штуцер
выхода масла 3. Две цилиндрические сетки 4 являются фильтру-
ющим элементом и должны изготовляться из латунной сетки
с частотой не менее 500—700 отверстий на 1 см2. Поверхность
фильтрации сетчатых фильтров, устанавливаемых в баках, опре-
деляется из расчета, чтобы отношение емкости маслобака и
фильтрующей поверхности фильтра лежало в пределах 0,1 —
—0,15л/сл7- или 10—15см2 сетки на 1 л прокачки масла в мин.
Фильтры, устанавливаемые в трубопровод, должны иметь повер-
хность фильтрации из расчета 3,5—5 см2 на 1 л прокачки в мин .
В нижней части корпуса имеется съемная крышка 5, снаб-
женная сливным краном 6. Пружина 7 прижимает сетки к вер-
хней части корпуса. Механические примеси, отделенные сетками,
107
скапливаются в нижней части корпуса и удаляются при сливе
масла через кран 6 или при промывке сеток, когда снимается
крышка 5. Рекомендуется устанавливать фильтры в маслобаке.
На всасывающей линии маслосистемы фильтр может быть уста-
новлен в крайнем случае, причем его гидравлическое сопротив-
ление должно быть не более 50—70mi вод. ст. Фильтры, уста-
навливаемые на откачивающей линии, должны снабжаться пере-
пускным клапаном для предотвращения разрушения маслопро-
вода при засорении фильтра. В том случае, когда система
внутренней циркуляции масла в двигателе снабжена фильтром,
во внешней системе циркуляции фильтр может быть не предус-
мотрен.
Широко распространены пластинчатые фильтры типа Куно,
фильтрующий элемент которых представляет собой набор пластин,
собранных с зазорами, по которым проходит масло.
Насосы маслосистем. Циркуляция масла в системе соз-
дается при помощи насосов, которые, в зависимости от назначе-
ния, разделяются на нагнетающие, откачивающие и вспомога-
тельные подкачивающие.
Нагнетающие насосы забирают масло из бака и под задан-
ным давлением подают его во внутреннюю систему смазки мо-
тора.
Откачивающие насосы перегоняют масло в бак из отстойни-
ков мотора, где оно скапливается после' прохода по каналам и
зазорам в сочленениях деталей двигателя.
Подкачивающие насосы устанавливаются на входе в нагне-
тающие и предназначены для повышения давления на входе в
нагнетающий насос.
Конструктивно маслонасосы весьма часто органически свя-
заны с мотором и являются их неотъемлемой частью. Подкачи-
вающие насосы представляют собою самостоятельные агрегаты.
Подавляющее большинство маслонасосов — шестеренчатого типа
(качающий узел состоит из пары шестерен, находящихся в за-
цеплении); встречаются коловратные и значительно реже—плун-
жерные.
Устройство шестеренчатого насоса показано на фиг. 59. Две
шестерни 1 и 2 помещены в корпусе, который плотно охваты-
вает их как по внешней окружности, так и с торцов шестерен.
Одна из шестерен является ведущей и соединена своим валиком
с приводом от мотора, другая—ведомая. При вращении шестерен,
в пространствах между зубьями и корпусом переносится масло
со стороны всасывания 3 на сторону нагнетания 4. Нагнетающие
насосы снабжаются клапанами, регулирующими давление масла
на выходе из насоса.
Теоретическая производительность насоса шестеренчатого типа
может быть записана следующим образом:
W = 2 Flzn см^мин,
108
где F—площадь сечения пространства между зубцами шестерни
и корпуса в см2, показанная на фиг. 60 а;
I—высота зубца в см\
z—число зубцов шестерни;
п—число оборотов шестерен в мин.
Действительная производительность насоса всегда меньше
теоретической, так как
имеют место потери, вызы-
ваемые утечкой масла (об-
ратно на всасывание насоса)
по зазорам между торцами
шестерен, их зубцами и кор-
пусом. Потери вызываются
также обратной прокачкой
масла, заполняющего сво-
бодные полости между сцеп-
ляющимися зубьями шесте-
рен со стороны, обратной
Фиг. 59. Шестеренчатыймаслонасос
сопряженным поверхностям
зубьев.
На фиг. 60 б площадь се-
чения этой полости заштрихована и обозначена через S С^учетом
обратной прокачки производительность насоса будет:
U’’j — 2 Izn
Фиг 60. Схемы рабочей полости насоса
Величина обратной прокачки достигает 15—16% от общей. По-
тери прокачки, из-за утечки по зазорам, для авиационных мас-
ляных насосов шестеренчатого типа составляют около 3°с общей
10&
прокачки. Для изношенных насосов они могу г быть больше.
Кроме того, действительная производительность масляного на-
соса снижается по причине неполного заполнения полостей между
зубьями и корпусом маслом. Происходит это при увеличении
числа оборотов насоса и, особенно, при снижении давления на
входе в насос.
Основной причиной ухудшения заполнения рабочей полости
насоса маслом является выделение из масла воздуха и испаре-
ние легких фракций (примешанного бензина, части составляющих
масло) при понижении давления.
Зависимость производительности маслонасоса от давления
на входе представляет исключительный интерес при проектиро-
вании и расчете маслосистем самолетов, так как эта зависи-
мость сильно влияет на высотность самих систем.
Масло насыщается воздухом, главным образом, при откачке
его из отстойников картера мотора. Дело в том, что для надеж-
ной откачки масла из картера производительность откачиваю-
щих насосов берется значительно больше производительности
нагнетающих насосов. Поэтому откачивающие насосы вместе
с маслом захватывают воздух и, перемешивая его с маслом,
подают в маслобак. Примешанный таким образом воздух нахо-
дится в масле в основной своей массе в взвешенном состоянии
в виде пузырьков. Кроме того, масло, как всякая жидкость,
растворяет воздух. При этом растворимость воздуха в масле
зависит от давления. При уменьшении давления растворимость
воздуха в масле уменьшается, и он выделяется из масла. Пено-
гасители маслобаков отделяют значительное количество воздуха
от масла, но все же после бака, на входе в нагнетающий насос,
в масле обычно содержится около 8°/0 (по объему) растворен-
ного воздуха и от 2 до 12% взвешенного воздуха. Кроме того,
в масле находятся как в растворенном, так и в взвешенном состо-
янии, газы, проникающие в картер мотора из рабочей части ци-
линдров.
В работе Швейцера приводятся графики, показывающие
зависимость высотности масляной системы самолета от про-
цента растворенного и взвешенного воздуха в масле. Эти гра-
фики изображены на фиг. 61. Они получены расчетным путем
для шестеренчатого насоса с производительностью у земли
61 л!мин.
Из графика видно, что большее значение для высотности масло-
системы имеет количество взвешенного воздуха в масле и мень-
шее значение — растворенный воздух. Автор указывает, что
на высотах около 12 000 м увеличение содержания взвешен-
ного воздуха на 1% уменьшает потолок масляной системы на
3'80 м.
При расчете маслосистем необходимо учитывать способность
маслонасоса сохранять ту или иную производительность при
уменьшении давления на входе. Этот учет производится по так
.110
называемым кавитационным характеристикам, которые снимаются
опытным путем. Они представляют собою зависимость произво-
дительности и давления на выходе маслонасоса от давления на
входе, при постоянном числе оборотов насоса и температуре
масла, равной нормальной температуре его на входе в мотор.
На фиг- 62 приведена
кавитационная характери-
стика масляного насоса,
снятая для двух чисел обо-
Фиг. 61. Зависимость высотности (по-
толка) маслосистемы от количества
воздуха в масле
ротов.
При расчетах масляных
систем необходимо также
учитывать, что на входе
в насос, между его вход-
ным штуцером и поло-
стями между зубьями,имеют
место потери напора, вызы-
ваемые увеличением скоро-
сти движения масла, цент-
робежными силами и изме-
нением направления движе-
ния масла. Эти потери сле-
дует брать равными около
200 мм рт. ст.
Маслопроводы. В каче-
стве маслопроводов приме-
няют металлические трубы
или гибкие шланги типа
„Суперфлекс". Соединение
маслопроводов произво-
дится при помощи дюри-
товых шлангов или жест-
кими соединениями. Реко-
мендуется диаметр масло-
проводов на всасывающей линии выбирать неменее 25 мм,
а на откачивающей — не менее 22 мм. Диаметр всасывающего
маслопровода должен определяться расчетом, исходя из необхо-
димости получения минимальных гидравлических потерь во
всасывающем маслопроводе.
Краны масляных систем. В системе внешней циркуляции
масла должны быть предусмотрены краны для слива масла из
системы, которые устанавливаются в нижних точках системы.
Иногда устанавливаются также и запорные краны для разобще-
ния маслобака и мотора. Это необходимо для предотвращения
перетока масла в мотор во время стоянки самолета. Необходи-
мость установки запорных кранов обусловливается требованием
моторостроительного завода или высоким расположением масло-
'оака относительно входного штуцера маслонасоса.
111
Типичный кран для слива масла показан на фиг. 63. Кроме
того, этот кран весьма часто используется как коллектор для.
Фиг. 62. Кавитационная характеристика маслонасоса
разжижения масла бензином. С этой целью к крану в верхней части
подводится трубка 1, соединяющая его с краном разжижения.
Устройства для
Фиг. 63. Кран маслосистемы
разжижения масла.
С целью облегчения
запуска и сокращения
времени прогрева дви
гателей, в холодное
время применяется раз-
жижение масла бензи-
ном. Сущность разжи-
жения заключается в
уменьшении вязкости
масла,которое остается
на трущихся поверх-
ностях двигателя и
внутри его маслоси-
стемы, а также той ча-
сти масла, которая уча-
112
ствует в циркуляции. Разжижение производится перед останов-
кой двигателя на длительное время. После запуска и прогрева
двигателя бензин быстро испаряется из масла, и вязкость масла,
увеличивается до нормальной.
Масляные системы самолетов для удобства разжижения обо-
рудуются специальной системой, принципиальное устройство
которой показано на фиг. 64.
В маслопровод 1, по которому масло идет из бака к насосу,
подводится бензин из бензопровода, находящегося под давле-
нием. Кран 2 разобщает бензосистему с маслосистемой и назы-
вается краном разжижения. В связи с тем, что краны разжиже-
Фиг. 64. Схема системы разжижения масла бензином
ния 2 иногда устанавливаются в кабине летчика, забор бензина
на разжижение удобно производить из трубки 5, идущей к мано-
метру бензина 3. С целью улучшения перемешивания бензина
с маслом, на маслопроводе предусматривается смеситель 4, пред-
ставляющий собою небольшой коллектор, приваренный к масло-
проводу и сообщенный с внутренней полостью маслопровода
через 6 — 8 отверстий 6 диаметром 2 мм в стенке маслопровода.
При разжижении открывают кран разжижения 2, и бензин
под действием разности давлений в бензопроводе и масло-
проводе поступает в коллектор смесителя 4.
Ввиду опасности переразжижения масла, время открытия
крана разжижения должно быть определенным и зависит от
температуры окружающего воздуха, числа оборотов двигателя,
продолжительности предыдущего полета и количества масла,
подлежащего разжижению. Время открытия крана разжижения
можно определить:
а)	по степени падения давления масла на входе в двигатель
в связи с уменьшением вязкости масла;
б)	при помощи специальных графиков.
8
Волков
113-
В некоторых случаях в инструкции по эксплоатации самолета
указывается время, в течение которого следует кран разжиже-
ния держать открытым, причем оговаривается число, оборотов,
.двигателя.
В тех случаях, когда кран разжижения установлен за преде-
лами кабины летчика, управление им дистанционное, обычно
при помощи электромагнитного включателя.
К кранам разжижения предъявляется требование повышен-
ной герметичности в закрытом положении, так как в противном
случае бензин постоянно будет проходить в масляную систему
и ухудшать условия смазки двигателя. Требуется, чтобы под
давлением в 5 ат кран пропускал не более 5 капель бензина
и мин~
5.	Регулирование охлаждения масла
Для поддержания температуры масла в нужных пределах
при изменении режимов полета и режимов работы двигателя,
необходимо иметь возможность регулировать охлаждение масла.
Считается нормальным перепад температур масла на входе
в двигатель и на выходе из него 35 — 50°. Изменение темпера-
тур масла на выходе из двигателя в зависимости от режима его
работы должно лежать в пределах 15—30°.
Для конкретного двигателя диапазоны изменения температур
масла на выходе из него, а также перепад температур на входе
и выходе, указываются моторостроительным заводом.
Радиаторы масляной системы, с целью предупреждения пере-
грева масла, рассчитываются на наиболее тяжелые случаи охлаж-
дения. Однако на некоторых режимах полета имеется опасность
переохлаждения масла. Таким случаем, прежде всего, является
режим длительного планирования, когда сочетается интенсив-
ный обдув маслорадиатора с пониженным отводом тепла в масло.
Переохлаждение масла возможно также на режиме пикирования
и даже во время горизонтального полета при низких темпера-
турах воздуха.
Перегрев масла возможен на режимах взлета и максимальной
скороподъемности, так как при этом сочетаются интенсивный
отвод тепла в масло с малым обдувом маслорадиатора.
Таким образом, поддержание требуемых температур масла на
входе в двигатель и на выходе из него на различных режимах
полета требует регулирования охлаждения масла. Кроме того,
регулирование охлаждения масла необходимо для получения мини-
мально возможных затрат мощности на продвижение маслорадиа-
тора. С этой точки зрения, ввиду того, что потери мощности на
продвижение радиатора пропорциональны квадрату скорости
прохода воздуха через радиатор, целесообразно расход воздуха
через радиатор иметь возможно меньшим.
Регулирование охлаждения масла достигается двумя путями
114
а) перепуском масла через соты радиатора или в обход их;
б) изменением обдува маслорадиатора.
Лучшие результаты дает комбинирование обоих способов
регулирования, так как перепуск масла в обход сот маслорадиа-
тора не гарантирует от замораживания радиатора, а применение
второго способа не обеспечивает необходимой чувствительности
регулирования.
Исходным для регулирования охлаждения масла является его
температура. Однако регулирование может производиться также
Фиг. 65. Маслорадиатор
на основании контроля вязкости масла, зависящей от его темпе-
ратуры.
С целью получения возможности изменять обдув маслорадиа-
тора его устанавливают в туннель с регулируемой площадью
выходного отверстия. В некоторых случаях с этой же целью
устанавливают перед радиатором жалюзи.
Рассмотрим наиболее распространенные устройства для регу-
лирования охлаждения масла.
Перепуск масла в обход сот радиатора производится при по-
мощи пружинных или термостатических клапанов. Пружинный
клапан перепускает масло в обход сот радиатора или через
соты, в зависимости от вязкости масла.
Установка клапана в радиаторе показана на фиг. 65. При
возрастании вязкости масла вследствие его охлаждения, гидра-
влическое сопротивление сот радиатора возрастает, и давление
на входе в радиатор увеличивается. При достижении давления
на входе в радиатор определенной установленной величины,
клапан открывается и дает возможность маслу пройти в обход
с°т радиатора. Подобный клапан может быть установлен парал-
лельно радиатору, за его пределами, в том случае, когда радиа-
т°р не имеет .обогревательной рубашки для перепуска масла
в обход сот.
В*
115
Пружина перепускного клапана должна быть отрегулирована
таким образом, чтобы при номинальном числе оборотов мотора
и при температуре, на 5° превышающей минимально допустимую,
масло шло полностью в обход сот радиатора, а при температуре
масла на 5° больше средней между минимально и максимально
допустимыми температурами масла на выходе из радиатора —
шло бы полностью по сотам.
Наиболее распространенный термостатический клапан типа
Фультон показан на фиг. 66.
Основными деталями термостата являются: сильфон 1, воз-
Фиг. 66. Термостат типа Фультон
вратная пружина 2, клапан 3, редукционная пружина 4 и арма-
турная гайка 5.
Возвратная пружина 2 одной стороной опирается на головку
штока клапана 11, а другой — на стаканчик 6. Клапан 3 имеет
направляющие. Сильфон 1 опирается на верхнюю крышку 7 и на
нижнюю крышку 8, к которым он припаян. Через отверстие
в верхней крышке 7, закрытое пробкой 9, во внутрь сильфона
заливается 4 — 5 см3 низкокипящей жидкости (смесь фракций
петролейного эфира). Свободное пространство в сильфоне за-
полнено парами этой жидкости, упругость которых зависит от
температуры. При увеличении температуры упругость паров
растет, и под действием давления паров сильфон удлиняется,
сжимая возвратную пружину. Клапан 3 при этом садится на
седло 10 и перекрывает проход маслу в обход сот радиатора,
направляя его через соты.
116
Сильфон помещен в потоке масла, выходящего из радиатора;
поэтому при снижении температуры масла упругость паров
внутри сильфона падает и масло перепускается в обход сот. Ход
клапана равен 3 — 4 мм, а полное удлинение сильфона равно
5 мм. Поэтому при полном удлинении сильфона верхняя крышка
7 движется вверх, сжимая на 1 — 2 мм редукционную пружину.
Редукционная пружина служит для перепуска масла в обход
сот радиатора, если давление его на входе в радиатор возра-
стает выше допустимого предела. Обычно это бывает при замо-
раживании сот радиатора, вследствие чего горячее масло идет
по рубашке радиатора и клапан термостата закрывается—маслу
нет прохода как через соты, так и в обход их. В этом случае
термостатический клапан работает, как ранее описанный пру-
жинный.
Кроме термостата Фультон известны действующие на том же
принципе термостаты Пратт Уитней и Сильфон. Последние отли-
чаются тем, что регулируют охлаждение масла на выходе из
мотора, исходя из температуры его на входе в мотор.
6.	Монтажные схемы масляных систем
Монтаж маслосистемы на самолете имеет исключительное
значение для надежной работы ее и удобства эксплоатации.
В равной степени монтаж маслосистемы должен производиться
с учетом требований, вытекающих из обеспечения максимальной
живучести самолета в бою. Таким образом, при разработке мон-
тажной схемы маслосистемы необходимо исходить из следующих
основных положений:
а)	маслобак и маслорадиатор должны устанавливаться в ме-
стах, в максимальной степени защищенных от огня противника;
б)	с целью достижения компактного расположения масло-
системы на самолете, маслобак должен устанавливаться как
можно ближе к двигателю. Это даст возможность маслопроводы
сделать короткими и простыми, с минимальными гидравличе-
скими потерями;
в)	трубопроводы и агрегаты маслосистемы должны распола-
гаться таким образом, чтобы как можно меньше было низких
точек. Такое размещение системы позволяет устанавливать наи-
меньшее число сливных кранов. Необходимо стремиться полный
слив масла из системы производить не более как через три
сливных точки;
г)	монтаж и демонтаж агрегатов и трубопроводов маслоси-
стемы должен быть удобным и несложным. Подходы к запра-
вочной горловине, к сливным точкам, к кранам и фильтрам
Должны быть удобными для ухода, осмотра и выполнения рег-
ламентных работ.
Рассмотрим особенности монтажа отдельных элементов масло-
систем.
117
Маслобак устанавливается таким образом, чтобы маслопровод
из бака к нагнетающем}' насосу был возможно короче и прямее,
а уровень дна бака как можно выше относительно входного
штуцера маслонасоса. Часто баки устанавливаются на противопо-
жарной перегородке со стороны мотора или с противополож-
ной стороны. На стандартных, легкосъемных моторных установ-
ках маслобак располагается также на моторе.
Крепление маслобака должно быть надежным, не передаю-
щим вибраций. Обычно баки закрепляются на лентах с мягкими
прокладками из войлока или резины.
Радиаторы маслосистем устанавливаются в туннелях, которые,
по возможности, не должны выступать за очертания самолета
при обеспечении хорошей продувки радиатора. Входное отвер-
стие туннеля радиатора располагается в местах торможения
воздуха частями самолета и обдуваемых винтом, что обеспечи-
вает необходимую обдувку радиатора в полете и при работе
мотора на земле.
При установке радиатора необходимо обеспечить полный
слив масла из него во время стоянки самолета на земле. Креп-
ление радиаторов рекомендуется производить при помощи лент
с упругой подвеской на амортизаторах и мягких прокладках.
Кроме того, должна быть предусмотрена возможность отепления
радиатора в зимний период.
При монтаже маслопровода необходимо стремиться проло-
жить его, особенно на всасывающей линии, возможно прямее и
короче, без резких переходов сечений. Число соединений, пово-
ротов, кранов и других сопротивлений должно быть минимально.
Маслопровод не должен иметь перегибов в вертикальной пло-
скости, допускающих скопление в них газов и воздуха. Внутрен-
ний радиус изгиба маслопровода должен быть не менее 2,5 его
диаметров.
С целью изоляции маслосистемы от вибрационных нагрузок,,
возбуждаемых двигателем, маслопроводы должны выполняться
из гибких труб или иметь гибкие дюритовые соединения у мо-
тора, а также в местах крепления к взаимно подвижным деталям.
При проектировании маслосистем, особенно при разработке
монтажных схем маслосистем, необходимо стремиться к макси-
мальной простоте системы, включению в нее возможно меньшего
числа агрегатов и к однотипности, стандартности ее элементов.
Это повышает надежность маслосистем, так как в них входят
вполне проверенные агрегаты. Кроме того, это облегчает замену
агрегатов и освоение маслосистем в эксплоатации, особенно
в военное время, когда обучаются работе на самолетах большие
контингенты людей. Проектирование и производство самолетов
при стандартности и однотипности маслосистем значительно
облегчается.
В качестве примера выполнения монтажных схем маслосистем
рассмотрим маслосистемы самолетов Ла-7 и „Эркобра".
118
Маслосистема самолета Ла-7 показана на фиг. 67. Маслобак
расположен между приборной доской и противопожарной пере-
городкой. Из бака масло по трубе 2 поступает к нагнетающему
маслонасосу. Слив масла из этого участка производится через
кран 3 и трубку 4. Из мотора масло откачивается двумя насо-
сами и подается к радиатору 5.
Радиатор сотовый, С-образной формы, расположен в туннеле
под фюзеляжем. Туннель снабжен управляемой из кабины лет-
Фиг. 67. Маслосистема самолета Ла-7
чика заслонкой для изменения обдува радиатора. Кроме того,
радиатор имеет пружинный перепускной клапан. После охлажде-
ния масло по маслопроводу 7 идет в бак 1. Бак сообщен с атмо-
сферой через маслоуловительный бачек 8 и трубку б. Трубка 9
служит для сообщения картера двигателя с атмосферой. Конт-
роль работы системы осуществлен трехстрелочным индикато-
ром 10.
Маслосистема самолета „Эркобра" (фиг. 68) представляет со-
бою характерную американскую маслосистему. Бак 1 располо-
жен сразу же за мотором в хвостовой части фюзеляжа и снаб-
жен заправочной горловиной 2, ограничивающей уровень масла
в баке при заливке. Из бака масло по короткому и простому
всасывающему маслопроводу 3 поступает к двигателю. Всасы-
вающий маслопровод имеет сливной кран 4, к которому подве-
дена трубка 5 для разжижения масла бензином. Здесь же пре-
дусмотрен карман 6 для установки датчика термометра. Из
мотора масло подается к пружинному клапану 7, направляющему
масло, в зависимости от его температуры, в бак 1 или через два
маслорадиатора 8.
119
Маслорадиаторы стандартного американского типа—цилиндри-
ческие, сотовые, снабжены термостатами Фультон. Установлены
радиаторы в туннелях, входные отверстия которых выведены
Фиг. 68. Маслосистема самолета „Эркобра"
в передней кромке центроплана крыла. Бак 1 сообщен с атмо-
сферой по трубкам 9 через картер двигателя.
7.	Проектирование и расчет маслосистем
Проектирование масляных систем самолетов должно вестись
на основании технических требований, которые не трудно соста-
вить, исходя из вышеизложенных соображений.
В основу технических требований должны быть положены
указания моторостроительного завода, касающиеся циркуляции,
давления и температуры масла, и требования, предъявленные
к данному самолету. Особое внимание при составлении техни-
ческих требований должно быть уделено вопросам эксплоатации
маслосистемы.
После составления и утверждения технических требований,
на основании их разрабатывается принципиальная схема масло-
системы. Принципиальная схема дает общее представление об
устройстве системы и об агрегатах, которые предполагается
установить. При этом рассматриваются и решаются вопросы об
относительном размещении агрегатов, о контроле работы системы,
об устройстве и параметрах отдельных агрегатов. Разработка
монтажной схемы маслосистемы на самолете должна вестись
совместно с компоновкой всей винто-моторной установки. Перво-
начально определяются места установки бака и радиатора, а затем
приступают к прокладке трассы маслопровода.
Расчет маслосистемы производится после разработки монтаж-
ной схемы системы, поскольку для выполнения расчета необхо-
димы сведения о длине маслопровода, его изгибах и статические
отметки важнейших точек системы. Задача расчета маслосистемы
самолета заключается в определении минимально допустимого
120
давления на входе в насос и обеспечении этого давления в про-
ектируемой системе на всех режимах полета до потолка самолета.
Рассмотрим существующие методы расчетов.
РАСЧЕТ ВСАСЫВАЮЩЕЙ ЛИНИИ МАСЛЯНОЙ СИСТЕМЫ
Определение минимально допустимого давления на входе
в насос производится по кавитационной характеристике, снятой
путем испытания насоса.
Такая характеристика при-
ведена на фиг. 69.
Зная, на основании тре-
бований моторостроитель-
ного завода, минимально
допустимое давление масла
на входе в мотор на номи-
нальном режиме, находим
его на оси ординат. От зна-
чения минимально допусти-
мого давления на выходе из
насоса проводится линия
параллельно оси абсцисс до
пересечения с кривой Раых=
=f(Pgv). Затем, опустив из
точки пересечения перпен-
дикуляр на ось абсцисс,
находим минимально допу-
стимое давление на входе
"Фиг. 69. Кавитационная характеристика
маслонасоса
в насос.
Таким путем устанавли-
вается минимальное давле-
ние на входе в насос, при
.котором гарантируется требуемое минимальное давление масла
на выходе из насоса.
Далее задача расчета заключается в обеспечении найденного
давления на входе в насос. С этой целью производится расчет
всасывающей линии маслосистемы.
Откачивающая линия маслосистемы обычно не рассчитывается,
•а диаметр ее трубопровода берется равным 0,8 — 1 диаметра
маслопровода линии всасывания.
Расчет всасывающей линии маслосистемы производится на
границе высотности мотора при совершении маневров. Затем
производится проверка обеспечения минимально необходимого
давления на входе в насос на практическом потолке самолета.
Для неманевренных самолетов достаточно рассчитать масло-
систему на случай полета на потолке самолета.
Давление на входе в маслонасос Рдх может быть записано
следующим равенством:
121
Рвх^Рн + h — ha — ^.	(20)
Здесь /^—атмосферное давление на расчетной высоте кг/см2;
h—превышение уровня дна бака над входным штуцером
нагнетающего маслонасоса в см масл. ст ;
ht—инерционный напор, возникающий при действии на
маслоускорений в см масл. ст.;
ДА—потери напора на преодоление гидравлических сопро-
тивлений всасывающего маслопровода в см масл. ст.;
Т—удельный вес масла в кг/см3.
Запишем это уравнение относительно ДА. Тогда
ДА = А—А, + ^ —	,	(21)
' Т Т
где Рвх—минимально допустимое давление на входе.
При заданных Рн, Рел и известных А и А; можем из послед-
него равенства найти максимально допустимые потери напора во
всасывающей линии маслопровода. Для существующей системы,
когда ДА, А, А; и Рех известны, переписав уравнение относительно
Рн, получим возможность определить высотность маслосистемы.
В этом случае Рн будет минимально допустимое атмосферное
давление, при котором система гарантирует требуемое давление
и прокачку масла в моторе. По РнмпНдОп> пользуясь таблицей
MCA, не трудно определить „потолок" системы.
Наконец, может быть решена третья задача — определение
потребного избыточного давления в маслобаке. В этом случае
в уравнении (20) вместо Рн следует записать Рб, которое пред-
ставляет собою потребное абсолютное давление в баке:
Рб = Рбизо + Р„	(22)
где Р6 вя6—избыточное давление в баке.
Определив, из уравнения (20), Рб и вычтя из него Рн на рас-
четной высоте, найдем Р6ияб. Для выполнения всех этих расчетов,
нужно уметь правильно вычислять величины, входящие в урав-
нение, с учетом особенностей масляных систем.
Рассмотрим эти особенности.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГИДРАВЛИЧЕСКИХ ПОТЕРЬ
Режим движения масла по маслопроводам самолетных систем
является ламинарным, так как числа Рейнольдса лежат до кри-
тического его значения и находятся в пределах 50—1500.
Из общей гидравлики известно, что гидравлические потери
состоят из потерь на трение и на преодоление местных сопро-
тивлений.
ДА = ДАтр + ДАл;
122
.. 1 ‘V~
^mp-^d 2g ’
V2
2g ’

где Z—длина трубопровода;
d—его диаметр;
v—скорость движения масла по трубопроводу.
Коэфициент С представляет собою коэфициент местных по-
терь и определяется опытным путем.
Коэфициент трения X может быть вычислен для ламинарного
режима по формуле Пуазейля:
64	„ vd
>=т5~-,	Ке = —,
Re	v
где Re—число Рейнольдса,
V—коэфициент кинематической вязкости масла.
Однако действительное значение X, ввиду наличия тепло-
обмена через трубку, больше вычисленного по формуле Пуазейля.
Рекомендуется при определении X. для труб, обогреваемых
теплом мотора, увеличивать его значение на 10%, а при отсут-
ствии обогрева от мотора увеличивать на 30%. Следовательно,
К Re ’
(23)
где К—коэфициент, учитывающий влияние
В том случае, когда во всасывающей
фильтр не стоит, можем записать потери,
диаметра трубы:
теплообмена.
линии маслопровода
зависящие только от
— ^'d j 6 4" о
a d 2g 2g
(24)
или, подставив выражение для ).д и заменив скорость ® через
прокачку W\ получим:
А£.	„ 128’41F
d^-.g
8 IF2
dWg ’
так как
W

nd-
~4~
Решим это уравнение относительно диаметра. Тогда
(25)
123
Определив из формулы (21) ДА и подставив его значение
в выражение (25) вместо A/zd, можем определить минимально до-
пустимый внутренний диаметр всасывающего маслопровода. Не
рекомендуется брать диаметр маслопровода более 50 мм, а в слу-
чаях, когда диаметр из расчета получается более 50 мм, следует
-повышать давление в баке путем установки специального клапана
в системе дренажа бака.
Удельный вес масла р при гидравлическом расчете можно во
всех случаях брать равным 0,860 г} см'', так как в пределах темпе-
ратур от-р45° до + 75°Ц он изменяется несущественно.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕЛИЧИНЫ ГИДРОСТАТИЧЕСКОГО НАПОРА
Величина h, представляющая собою превышение дна бака над
входным штуцером насоса и определяющая гидростатический напор
в полете меняется в зави-
Фиг. 70. Схема определения ординаты h
рется знак минус.
симости от положения са-
молета относительно земли.
Если полет совершается под
углом р к линии горизонта,
то для h можно записать
в общем виде следующее
выражение:
h— ±ly cos рlx sin р.
Это видно из схемы на
фиг. 70.
Знаки при расчетах нужно
выбирать, исходя из кон-
кретной схемы масляной си-
стемы. Если бак расположен выше насоса, тогда перед ZyCosp
берется плюс, а при превышении насоса над дном маслобака бе-
Таблица 5
№№
п/п
Тип самолета
Максималь-
ный угол пи-
кирования
Максималь-
ный угол
подъема
1	Истребители		75°	75°
2	Учебные ...	. . 		75°	60°
3	Учебно-треиировочные		75°	75°
4	Бомбардировщики		45°	45°
5	Легкие бомбардировщики		60°	60=
6	Самолеты, рассчитанные на пикиро- вание с конечной скоростью . . .	90°	60°
7	Остальные типы самолетов, кроме перечисленных		45э	45°
Знак перед Z^sin р зависит от монтажа маслопровода на
лете. Если при наклонах самолета конец маслопровода, идущий
к насосу, опускается ниже своего положения при горизонтальном
полете, то берется знак плюс, а при обратном случае знак минус.
Угол ₽ при расчете масляной системы должен быть взят таким,
при котором значение h будет наименьшим.
Максимальные углы пикирования и подъема самолетов могут,
быть выбраны, по таблице 5.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИНЕРЦИОННОГО НАПОРА
При изменении скорости и направления полета самолета воз-
никают ускорения, действующие на масло, находящееся во вса-
сывающей линии масляной системы. В том случае, когда уско-
рения по направлению действия совпадают с направлением дви-
жения масла, возникающие инерционные силы будут противо-
действовать продвижению масла к насосу.
Если действующее ускорение обозначить через ], то
Так как маслопровод на моторной установке монтируется
с различными поворотами, подъемами и т. д., то длина I пред-
ставляет собою проекцию маслопровода на одну из осей выбран-
ной системы координат.
Всасывающий маслопровод в подавляющем большинстве слу-
чаев монтируется на самолете таким образом, что его проекции
наибольшую величину составляют по оси самолета х (вдоль
фюзеляжа) и по оси у (вертикально). Поэтому инерционные силы,,
действующие на масло во всасывающей линии, будут больше в-
том случае, когда ускорения направлены вдоль осей х и у.
Тогда в общем случае можем записать:
а — ±2? ± 41
1 g g у
Знаки выбираются для конкретного случая расчета, причем
при совпадении направления ускорения и направления движения
масла знак берется минус, в противном случае—плюс.
При расчете, в зависимости от типа самолета, величину уско-
рений следует принимать на основании таблицы 6.
Наибольшее значение jx имеет обычно на режиме разгона
самолета при горизонтальном полете, a jy—при вводе самолета
в пикирование и при выходе его с горки на горизонтальный
полет.
125
Таблица в
№№ п п	Тип самолета	Ускорение м/сек-	
		Jx	Jy
1	Истребители	.	104-12	154-20
2	Пикирующие бомбардировщики . . .	10	15
.3	Бомбардировщики		10	12
8.	Методы увеличения высотности масляных систем
При расчете или во время испытания масляных систем в по-
лете может оказаться, что давление масла на входе в двигатель
при подъеме на высоту падает ниже допустимого предела. В ряде
случаев это ограничивает высотность самолета, снижая его летно-
тактические данные. В настоящее время применяют ряд методов
для обеспечения требуемой высотности масляных систем.
• /-Эти методы разрабатываются по двум основным направлениям:
а) увеличение давления во всасывающей линии масляной си-
стемы с целью сохранения на входе в нагнетающий насос до
возможно больших высот полета минимально допустимого да-
вления;
V б) улучшение выделения воздуха и газов из масла до посту-
пления его на вход в нагнетающий насос.
Увеличение давления на входе в насос достигается повыше-
нием давления в маслобаке и установкой подкачивающего на-
соса.
Повышение давления в баке создается воздухом и газами,
выделяющимися из масла, поданного откачивающим насосом,
если увеличить сопротивление его дренажной трубки. Это может
быть выполнено установкой в трубке втулочки с калиброванным
отверстием или специального клапана. Допустимое повышение
давления в баке составляет 0,1—0,15 ат. Один из применяемых
клапанов показан на фиг. 71.
Из чертежа видно, что клапан 1 прижимается к седлу 2 пру-
жиной 4 и разобщает полость бака с дренажной трубкой .3, выве-
денной в атмосферу. Седло клапана имеет два дренажных от-
верстия 5 диаметром 1 мм, предназначенных для слива масла,
которое может скопиться в корпусе клапана и при низких темпе-
ратурах вывести из строя клапан. Флянцем 6 корпус клапана
вваривается в обичайку маслобака.
Подкачивающий насос включается последовательно с основ-
ным нагнетающим насосом на линии всасывания и поддерживает
давление на входе в основной насос. По мере подъема на высоту,
давление на входе в подкачивающий насос уменьшается, что
126
вызывает снижение его производительности. Для того, чтобы
давление на выходе из подкачивающего насоса, а значит и на
входе в основной насос, при этом не уменьшалось до необходи-
мой высоты, производи-
тельность подкачиваю-
щего насоса берется до-
статочно большой. Избы-
ток производительности
подкачивающего насоса
перепускается через его
клапан, а при уменьшении
давления на входе проис-
ходит снижение пере-
пуска масла через клапан.
Давление же на выходе
из подкачивающего на-
соса сохраняется. Таким
образом удается сохра-
нить давление на входе
Фиг. 71. Дренажный клапан маслобака
в нагнетающий насос до
заданной высоты полета.
Интенсивность отделения воздуха и газов от масла, сильно
влияющая на высотность масляной системы, зависит от конструк-
ции пеногасителя и маслобака, а также от температуры масла,
при которой происходит отделение.
Существующие кон-
Фпг. 72. Схема маслосистемы с радиатором
всасывании
Основной особенностью обратной
струкции пеногасите-
лей нельзя признать
достаточно эффектив-
ными. Поэтому прихо-
дится искать новые
методы, повышающие
отделение воздуха от
масла в масляной си-
стеме самолета. К та-
ким методам относится
так называемая обрат-
на ная схема масляной
системы, показанная на
фиг. 72.
схемы является установка
маслорадиатора не на откачивающей линии маслосистемы, а на
линии всасывания, между нагнетающим насосом 1 и подкачиваю-
щим 2. В результате такой установки радиатора откачивающая
линия освобождается от каких-либо существенных сопротивлений,
и ее гидравлическое сопротивление резко уменьшается. Давление
в откачивающей линии уменьшается при этом в среднем с 3 кг1см2
до 0,1—0,2 кг'слР и, следовательно, резко уменьшается растворе-
127
ние в масле воздуха, засосанного откачивающим насосом 3 из
картера мотора.
Таким образом, в масле оказывается больше взвешенного
воздуха, легко отделяемого в баке пеногасителем. Кроме того,
ввиду отсутствия маслорадиатора на откачивающей линии, масло
в баке находится при высокой температуре, почти равной темпе-
ратуре масла на выходе из мотора. Это улучшает условия выде-
ления воздуха из масла в баке и повышает эффективность пено-
гасителя.
Особенностью обратной схемы масляной системы является
шунтовой трубопровод, установленный между трубками на входе
в подкачивающий и нагнетающий насосы. В шунтовом маслопро-
воде установлена дроссельная втулка 4 с отверстием диаметром
13—15 мм, служащая для повышения давления на входе в нагне-
тающий насос.
Шунт увеличивает эффективность работы радиатора, так как
избыток производительности подкачивающего насоса циркули-
рует в этой схеме по замкнутому контуру: подкачивающий насос-
радиатор—шунт—подкачивающий насос.
Шунтовая линия необходима в этой системе также для надеж-
ной работы при снижении температуры масла. Сопротивление
радиатора при этом сильно возрастает, ухудшая условия работы
нагнетающего насоса. Наличие шунтовой линии дает возмож-
ность через дроссель 4 забирать масло прямо из бака, до под-
качивающего насоса. Масло при этом идет через дроссель по
стрелке В. Испытания подобных систем показали, что высот-
ность их возрастает значительно и необходимое давление масла
на входе в мотор обеспечивается до высоты свыше 10000 м.
9.	Масляные системы реактивных силовых установок
Одной из сложных систем, обслуживающих силовую уста-
новку с поршневым двигателем, является масляная система.
Она обычно состоит из системы внутренней циркуляции масла
в двигателе и системы внешней циркуляции.
Нередко системы внешней циркуляции масла для силовых
установок с поршневыми двигателями в значительной мере
определяют летно-технические и эксплоатационные свойства са-
молетов. Известны случаи, когда масляные системы ограни-
чивали высотность, определяли быстроту подготовки самолетов
к боевым вылетам и являлись одним из жизненно-важных
узлов самолетов, поражение которого в бою вызывало выход
из строя самолетов.
Силовые установки реактивных самолетов не имеют столь
сложной масляной системы, влияющей на летно-тактические
свойства самолетов. Значительное упрощение маслосистем, об-
служивающих реактивные двигатели, объясняется следующими
основными причинами:
128
/Ласло, циркулирующее через воздушно-реактивный двигатель,
уносит значительно меньше тепла, чем это имеет место при
смазке поршневых двигателей. Ьсли для поршневых двигателей
отвод тепла через масло достигает 1400-1600 ккал мин, то для
турбо-компрессорных отвод тепла составляет всего 19-20 ккал/мин
(7’0-180).
Таким образом, масляная система реактивных двигателей не
выполняет функции системы охлаждения, рассеивающей часть
тепла, отводимого от деталей двигателя. Прямым следствием
этого является резкое снижение прокачки масла через двигатель.
Прокачка масла через поршневые двигатели определяется
количеством тепла, отводимого в масло и допустимым повы-
шением температуры масла. Она обычно равна 360С—4200 л]час
и лишь для мощных поршневых двигателей достигает 6000л,час.
Прокачка масла для реактивных турбо-компрессорных двигателей
составляет значительно меньшую величину. Таблица 7 дает
представление о величинах прокачки масла через известные
реактивные двигатели.
Таблица 7
Прокачка масла через двигатели
Наименование двигателя	Прокачка
Роллс-Ройс „Дервент“-1	• Дженерал-Электрик 70-180 .... Армстронг-Сиддли „Питон* ....	970 л[час 360 ,, 545 „
Таким образом, прокачка масла для реактивных двигателей
в 5—7 раз меньше прокачки через поршневые двигатели. Рас-
ход масла также падает в 2—3 раза по сравнению с расходом
для поршневых двигателей.
Кроме того, значительное упрощение системы внутренней
циркуляции масла в реактивных двигателях, а также понижение
прокачки, дало возможность уменьшить потребное давление
масла на входе в двигатель. Для двигателей Дженерал-Электрик
J-16 давление масла равно 0,63—0,77 кг/см2 и достигает в не-
которых случаях (ЮМО-С04, Роллс-Ройс „Дервент") до 4—Зкг/ши2.
Изложенное выше наглядно показывает, что задача смазки
реактивных двигателей значительно упростилась. Это дало воз-
можность упростить и систему смазки. Прежде всего снизилась
емкость маслобаков, а в некоторых случаях удалось вообще
отказаться от установки их и использовать в качестве резервуа-
ров для масла отстойники масла в двигателе. Так, для двига-
теля „Дервент" емкость бака составляет 12,5 л, для двигателя
Вестингауз-19-В „Янки“-М1 л, для двигателя J-16 — 7,6 л, для
Двигателя „Нин"—5,68 л.
9 Волков •	129
Столь небольшие емкости маслобаков (для силовых устано-
вок с поршневыми двигателями емкость маслобаков составляла
от 40 до 100 —150 л) дали возможность размещать их непосред-
ственно на двигателях, включая их в конструкцию двигателя.
Только в некоторых случаях маслобак устанавливается на само-
лете и не входит в конструкцию двигателя (Вестингауз-19-В
„Янки" и др.).
Уменьшение теплоотдачи в масло повлекло также снижение
требований к радиаторам маслосистем. Радиатор не является
обязательным агрегатом для -всех силовых реактивных установок,
а в тех случаях, когда он предусматривается, его удается раз-
местить на двигателе с обдувкой воздухом, забираемым от основ- -
ного потока, поступающего в двигатель. Так например, радиа-
тор включен в конструкцию двигателя BMW-003 и совсем не
предусматривается в маслосистеме двигателя ЮМО-004. В пос-
леднем случае функции радиатора выполняет маслобак.
Таким образом, малые размеры маслобаков и маслорадиато-
ров, а иногда отсутствие бака и радиатора, дают возможность
всю маслосистему разместить на двигателе.
Основными элементами масляных систем реактивных двига-
телей обычно являются: нагнетающий маслонасос;2 или 3 отка-
чивающих насоса; фильтр, для очистки масла; резервуар для
содержания запаса масла; радиатор для охлаждения масла.
Иногда в систему включаются воздухоотделители, термостаты,
обратные клапаны, краны, редукционные клапаны. Контроль ра-
боты маслосистемы достигается путем замера давления масла
после нагнетающего насоса, а также температуры масла после
выхода из двигателя.
ГЛАВА V
СИСТЕМЫ ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Отвод тепла от двигателя жидкостного охлаждения, уста-
новленного на самолете, производится в воздух при помощи
системы охлаждения.
В качестве агента, передающего тепло, используется жид-
кость, которая, циркулируя в системе охлаждения, соприкаса-
ется с нагретыми деталями двигателя и, отбирая тепло от них,
переносит его на охлаждающую поверхность для рассеивания
в воздух. Таким образом, система жидкостного охлаждения,
отводя тепло от двигателя, поддерживает температур^' его ча-
стей в необходимых пределах.
Преимущество такого способа охлаждения состоит в том,
что поверхность для рассеивания тепла в воздух может быть
расположена в любом месте самолета. Вследствие этого, кон-
структивные формы двигателя получаются более компактными,
он имеет относительно меньшую площадь лба и может быть
более тщательно капотирован при установке на самолете. Потери
мощности па преодоление аэродинамического сопротивления
установки уменьшаются, и это дает возможность Двигателям
жидкостного охлаждения успешно конкурировать с двигателями
воздушного охлаждения.
К недостаткам жидкостного охлаждения относятся отказ
охлаждения из-за потери жидкости при поражении системы
охлаждения в бою и некоторое увеличение веса моторной ус-
тановки за счет веса охлаждающей жидкости и агрегатов си-
стемы охлаждения.
Из теплового баланса авиационного двигателя известно, что
путем охлаждения деталей двигателя должно быть отведено
около 20—25°/0 тепла, выделяемого топливом при сгорании. Это
тепло отводится охлаждающей жидкостью, маслом и прямым
рассеиванием от деталей двигателя в воздух. Охлаждающая
Жидкость отводит 15—17% тепла, выделяемого топливом при
огорании, что составляет для современных двигателей до 10000—
~~12000 ккал]мин. Потери мощности, связанные с продвижением
поверхности охлаждения (радиатора), рассеивающей столь зна-
пительное количество тепла, достигают в лучшем случае 10—15%
мощности охлаждаемого мотора, а при нерациональных радиа-
*°рных установках доходят до 20—30%. Поэтому при проекти-
131
ровании самолетов разработке системы охлаждения двигателе
должно уделяться достаточное внимание, причем должны быть
в максимально возможной степени выполнены следующие тре-
бования к системам жидкостного охлаждения:
-	—нормальное охлаждение двигателя должно обеспечиваться
системой на всех режимах полета до потолка самолета 'при тем-
пературах наружного воздуха от + 30°Ц до —56°Ц;
—	мощность двигателя, расходуемая на охлаждение, должна
быть минимальной;
—	система охлаждения должна быть приемистой на резко пе-
ременных режимах работы мотора, то есть не должна допускать
перегрева или переохлаждения охлаждающей жидкости. Тем-
пература охлаждающей жидкости должна быть в пределах,
указанных моторостроительным заводом;
—	система охлаждения не должна допускать парообразования
в блоках двигателя, так как это ведет к местным пере-
гревам блоков, короблению их со всеми последствиями;
—	система охлаждения должна быть удобной и надежной в
эксплоатации. Заполнение системы охлаждающей жидкостью, а
также слив жидкости, должны быть удобными и быстрыми — не
боле 3 мин-,
—	регулирование охлаждения должно быть простым и эффе-
ктивным;
—	должно исключаться образование воздушных мешков в си-
стеме при заполнении ее жидкостью;
—	монтажная схема системы на самолете должна быть предельно
простой, гарантирующей полный слив жидкости при положении
самолета на земле, хорошие подходы к агрегатам для выполне-
ния монтажных работ и минимально возможную поражаемость
системы в бою.
Кроме того, предъявляются специальные требования к ох-
лаждающей жидкости. Она должна иметь: возможно большую
теплоемкость; малую вязкость; высокую температуру кипения и
низкую температуру замерзания; возможно меньший удельны i
вес; устойчивость физических свойств и химического состава
при эксплоатации; малую коррозийную и накипеобразующую
способность; простое и повсеместное получение, а также удоб-
ство хранения и транспортировки.
Используемые в настоящее время охлаждающие жидкости
не удовлетворяют полностью перечисленным требованиям.
Вода, наиболее широко используемая для охлаждения дви-
гателей, отличается простотой и повсеместным получением,
устойчивостью физических и химических свойств, небольшой
вязкостью и хорошей теплоемкостью. Однако низкая темпера-
тура кипения и высокая температура замерзания снижают до-
стоинства воды. Кроме того, вода содержит растворенные соли-
132
которые при работе в системе отлагаются на поверхностях в
виде накипи, а также способствуют коррозии металлов.
Этиленгликоль применяется иногда в качестве высококипя-
щей охлаждающей жидкости, так как при обычном давлении
<)Н имеет температуру кипения 197Щ. К недостаткам этилен-
гликоля, ограничивающим использование его в качестве охла-
ждающей жидкости, относятся: меньшая теплоемкость, чем у
воды, необходимость производства его промышленным путем и
транспортировки на аэродромы, высокая стоимость и коррозия
металлов под действием этиленгликоля.
Этиленгликоль—жидкость гигроскопичная, причем при пог-
лощении влаги из атмосферы он меняет свои физические свой-
ства и поэтому усложняется использование его в эксплоатации.
Эти недостатки ограничили использование этиленгликоля в сис-
темах жидкостного охлаждения в чистом виде. Однако этилен-
гликоль широко используется в качестве основного компонента
в так называемых антифризах, представляющих собою смесь
этиленгликоля с водой, глицерином и спиртом. Антифризы от-
личаются низкой температурой замерзания, достигающей—40 —
—45°Ц.
Таким образом, основными охлаждающими жидкостями яв-
ляются вода и антифризы.
1. Виды жидкостного охлаждения
Достаточное охлаждение двигателя должно обеспечиваться
на всех режимах его работы при возможно меньших потерях
мощности на рассеивание отводимого тепла.
Потери мощности на рассеивание тепла вызываются необхо-
димостью продвижения во внешнем потоке воздуха поверхности
рассеивания в виде радиатора, величина площади которой может
быть выражена следующей зависимостью:
где Q — количество тепла, рассеиваемое радиатором, в ккал час,
k — коэфициент теплопередачи от жидкости в воздух в
ккал!час м2
—средняя температура жидкости в радиаторе в ° Ц;
t, — температура воздуха в °Ц.
Из выражения для поверхности охлаждения радиатора следует,
что площадь этой поверхности обратно пропорциональна пере-
ладу температур на радиаторе
Увеличивая перепад температур, можно уменьшить площадь
поверхности радиатора и, следовательно, снизить потери на
продвижение радиатора. Увеличение перепада температур на
Радиаторе может быть достигнуто повышением температуры
133
охлаждающей жидкости tM. Однако увеличение температуры:
охлаждающей жидкости ограничивается необходимостью сохра-
нения определенного, установленного для данного двигателя,
теплового режима, при котором гарантируется бездетонационная
работа двигателя и расчетная прочность деталей без термических
деформаций.
Кроме того, чрезмерное увеличение рабочей температуры ох-
лаждающей жидкости увеличивает теплоотдачу в масло, затру-
дняя смазку двигателя, а также ведет к снижению мощности
двигателя из-за уменьшения коэфициен'га весового заполнения
цилиндров рабочей смесью.
Для каждого типа двигателей существует оптимальная тем-
пература охлаждающей жидкости. Причем, чем выше допусти-
мая температура охлаждающей жидкости, тем меньше потери
мощности на охлаждение двигателя. Для ряда современных
двигателей жидкостного охлаждения эта температура достигает
ПО—120°Ц.
Как известно, вода при нормальном давлении (на уровне мо-
ря) при этих температурах переходит в пар. При увеличении
высоты полета атмосферное давление уменьшается, и вода бу-
дет переходить в пар при более низких температурах. Поэтому
использование воды в качестве охлаждающей жидкости при
оптимальных рабочих температурах НО—120°Ц возможно только
под давлением, превосходящим атмосферное.
Охлаждение водой под давлением является основным видом
жидкостного охлаждения современных двигателей. Системы во-
дяного охлаждения, работающие под давлением, принято на-
зывать системами закрытого типа, так как внутренняя полость
этих систем сообщается с атмосферой через дренажный клапан.
Необходимое давление в такой системе охлаждения опреде-
ляется рабочей температурой воды и высотой полета, до кото-
рой система должна обеспечивать нормальное охлаждение дви-
гателя.
Требуемое избыточное давление в системе закрытого типа
в кг/'сж2, в зависимости от высоты полета и рабочей темпера-
туры воды в системе, приведены в таблице 8.
Кроме охлаждения водой под давлением, существуют менее
распространенные, но встречающиеся, другие виды жидкостного
охлаждения. К ним относятся: водяное охлаждение с частичным
выпариванием воды наружу, охлаждение этиленгликолем и анти-
фризами. До 1938—39 гг. применялись также системы водяного
охлаждения, внутренняя полость которых свободно сообщалась
с атмосферой. Но в связи с увеличением высотности самолетов
и повышением рабочих температур воды пришлось от них отка-
заться.
Охлаждение с частичным выпариванием воды наружу приме-
няется с целью уменьшения поверхности охлаждения радиатора
до минимальной величины. Поверхность охлаждения радиатора
134
Таблица 8
Темпера- туря воды в °Ц	Высота полета (в тыс. м)										
	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15
80	Открытая система		0,1	0,1	0,2	0,3	0,3	0,3	0,4	0,4	0,4
90	0,2	0,3	0,3	0,4	0,4	0,5	0,5	0,5	0,6	0,6	0.7
100	0,5	0,6	0,7	0,7	0,8	0,8	0,8	0,9	0,9	0,9	1,0
105	0,7	0,8	0,9	0,9	1,0	1,0	1,0	1,1	. 1,1	1,1	1,1
ПО	0,9	1,0	1,1	1,1	1,2	1,2	1,3	1,3	1,3	1,4	1,4
115	1,2	1,3	1,3	1,4	1,5	1,5	1,6	1,6	1,7	1.7	1,8
120	1,5	1,6	1,7	1,7	1,8	1,9	1,9	2,0	2,0	2,0	2,1
в этом случае подбирается для максимальной скорости полета.
Однако для некоторых самолетов выбранная таким образом по-
верхность оказывается недостаточной для рассеивания тепла на
режимах скороподъемности, взлета и т. д. Она может оказаться
недостаточной также при температурах воздуха, превышающих
расчетную температуру для радиатора. В этом случае избыток
тепла отводится путем выпаривания части воды из системы на-
ружу. Расход воды при этом, из-за выпаривания, достигает иног-
да 6—10 л/мин и зависит от доли тепла, отводимого выпарива-
нием.
Известно, что вода в диапазоне температур 100—120 Ц имеет
теплоту парообразования около 540—530 ккал, кг. Следовательно,
каждый кг воды, выпаренный в атмосферу, уносит 540—530 ккал.
Если теплоотдача в охлаждающую жидкость составляет 6500
ккал’мин, то при 50% тепла, отводимого выпариванием, расход
воды составит 6,1 кг)мин.
Необходимость применения системы с частичным выпарива-
нием воды может быть при установке на самолете толкающего
винта или вообще при таком расположении радиатора на само-
лете, при котором он плохо обдувается винтом. Следовательно,
при рулежке и взлете, когда обдув радиатора внешним потоком
воздуха недостаточен, избыток тепла отводится выпариванием
воды. При охлаждении выпариванием воды наружу, в систему
охлаждения включаются бачки для содержания запаса воды.
На фиг. 73 показаны кривые, дающие представление о ра-
боте системы водяного охлаждения обычного типа и с частич-
ным выпариванием воды наружу.
Кривая 1 показывает зависимость теплоотдачи мотора в воду
от температуры воды в системе. При повышении температуры
воды на 1° теплоотдача в воду уменьшается на 35 —40 ккал\мин.
Кривая 2 дает зависимость тепла, рассеиваемого радиатором,
от повышения температуры во^ы. Теплоотдача через радиатор
135
Фиг. 73. Тепловые характеристики
системы охлаждения
при повышении температуры воды возрастает, что находится в
полном соответствии с формулой (26). Если радиатор подобран
для полного рассеивания тепла, отводимого водой от мотора, то
его характеристика (кривая 2) пересекает кривую 1 в точке, со-
ответствующей расчетной температуре воды в системе (точка А).
Кривая 3 представляет собою характеристику радиатора, по-
добранного для получения минимальных потерь на его продвиже-
ние и для отвода избытка тепла
выпариванием. Кривая 3 не
пересекает кривую 1 в точке
расчетной температуры для
системы. Избыток тепла отво-
дится выпариванием наружу
воды через дренажный кла-
пан по характеристике 4, яв-
ляющейся характеристикой от-
вода тепла выпариванием.
Иногда эту характеристику на-
зывают пропускной способно-
стью клапана системы, выра-
женной в тепловых единицах и
показывающей количество теп-
ла, уносимого паром, прохо-
f дящим через клапан.
Установившаяся темпера-
тура воды при отводе тепла
выпариванием зависит от соотношения тепла, отводимого радиа-
тором и паром, проходящим через клапан.
Охлаждение этиленгликолем применяется значительно реже.
Объясняется это ранее указанными недостатками этиленгликоля
как охлаждающей жидкости. Антиц>ризы применяются, главным
образом, для охлаждения зимой, так как их основное достоин-
ство заключается в низкой температуре замерзания, достигаю-
щей—40° Ц.
Таким образом, основным видом жидкостного охлаждения яв-
ляется охлаждение водой, работающей в системе закрытого типа
под давлением.
В дальнейшем будут изложены материалы, касающиеся уст-
ройства, расчета и работы закрытой системы водяного охлаждения.
2. Устройство системы водяного охлаждения закрытого типа
На фиг. 74 показано принципиальное устройство системы во-
дяного охлаждения, работающей под давлением.
Водяной насос 2, приводимый двигателем, по двум парал-
лельно включенным трубам 3, подает воду в зарубашечное про-
странство блоков мотора 1. В блоках 1 вода, омывая нагретые
поверхности двигателя, отбирает тепло и в нагретом состоянии
Кб
выходит наружу по трубам 4 к сепаратору 5. В сепараторе про-
исходит отделение пара и воздуха от воды, которая затем сле-
дует к радиатору 7 по трубе 6'. Пар и воздух, отделенные сепа-
ратором, по трубке 11 проходят в расширительный бачок 8, где
лар конденсируется или частично отводится в атмосферу через
дренажный клапан 15.
Кроме того, пар, который может скопиться в верхних точках
блоков 1, отводится по трубкам 12 также в расширительный ба-
Фпг. 74. Принципиальная схема системы водяного
охлаждения
чок. Вместе с паром по трубкам 72 и 11 в бачок проходит часть
воды. Радиатор 7 устанавливается в туннель, который на выходе
снабжается управляемой из кабины летчика заслонкой, предназ-
наченной для изменения обдува радиатора воздухом. Таким пу-
тем достигается регулирование температуры воды, циркулирую-
щей в системе. Иногда регулирование температуры воды путем
изменения обдува радиатора дополняется перепуском ее в обход
радиатора. С этой целью между трубами 6 и 17 устанавливает-
ся «термостатический клапан. При проходе через радиатор вода
отдает тепло в воздух, затем вновь поступает к насосу 2 и по-
дается в блок мотора.
Следовательно, основная масса воды циркулирует по замкну-
137
тому контуру: насос—блоки—сепаратор—радиатор—насос и вы-
полняет роль агента, передающего тепло от деталей мотора в
воздух.
Вода, которая проходит вместе с паром из блоков и сепара-
тора в расширительный бачок, по компенсационной турбке 9 по-
ступает на вход в насос и далее следует в блоки.
Циркуляция воды по контуру: блоки—расширительный ба-
чок—насос—блоки происходит параллельно с циркуляцией основ-
ной массы воды и составляет 8—1О°/о общей циркуляции через
блоки. Этот контур циркуляции воды называется дренажным,
так как через клапан расширительного бачка 15 происходит со-
общение всей системы с атмосферой. Поэтому расширительный
бачок обычно помещается в верхней точке системы. Горловина
14 расширительного бачка служит для заполнения системы во-
дой. Контролируется работа системы охлаждения, а также теп-
ловой режим работы двигателя, путем замера температуры воды
на выходе из блоков при помощи термометра 13. Слив воды из
системы производится через сливные краны 16 на радиаторе и
насосе. Максимальное давление в системе на выходе из насоса до-
стигает 25—30 м вод. ст. В остальных точках системы давление
зависит от потерь напора, создаваемого насосом, на преодоление
гидравлических сопротивлений участков системы, расположен-
ных до данной точки и от ее статического положения.
Давление в расширительном бачке определяется упругостью
паров воды в нем и парциальным давлением воздуха, который
может быть в бачке. Максимально допустимое давление в рас-
ширительном бачке ограничивается дренажным клапаном, так же
как и минимально допустимое.
При разогреве системы упругость паров в расширительном
бачке возрастает, и клапан сообщает систему с атмосферой, вы-
пуская часть пара. В том случае, когда система почему-либо
охладится, в бачке давление может снизиться ниже атмосферно-
го, и клапан уравняет давление, сообщая систему с атмосферой.
Системы охлаждения конкретных самолетов иногда отлича-
ются от рассмотренной, но это различие может касаться включе-
ния, или отсутствия какого-либо агрегата, или размещения агре-
гатов, при сохранении общих принципиальных основ устройства
системы. Работа системы может быть охарактеризована следую-
щими данными.
Интенсивность циркуляции воды через блоки двигателя до-
стигает 800—1000 л^мин.
Перепад температуры воды на входе и выходе из радиатора
лежит в пределах 10—12°Ц. Давление в расширительном бачке,
в зависимости от температуры воды в нем и регулировки кла-
пана, может быть на 1,5—2 ат выше внешнего атмосферного
давления.
Скорость движения воды по трубопроводам достигает 4 — 5
м[сек.
138
*
Количество воды в системе зависит от ее монтажной схемы
и размеров радиатора. Обычно в системах находится от 70 л до
100 л воды.
3. Агрегаты системы водяного охлаждения
Основными агрегатами системы водяного охлаждения являют-
ся водяной насос, радиаторная установка и расширительный ба-
чок с дренажным клапаном, соединенные трубопроводом.
Кроме того, система охлаждения современного самолета мо-
жет быть снабжена сепараторами, диффузором, различными авто-
матическими регуляторами температуры и другими, менее важ-
ными и не обязательными, агрегатами.
Рассмотрим основные агрегаты системы водяного охлаждения.
Насосы в системе жидкостного охлаждения обеспечивают не-
обходимую прокачку охлаждающей жидкости. Они должны быть
надежны в работе, просты по конструкции, иметь устойчивый ра-
бочий режим и потреблять возможно меньшую мощность. Для
прокачки охлаждающей жидкости авиационные двигатели снаб-
жаются центробежными насосами, которые имеют ряд преиму-
ществ по сравнению с другими типами насосов.
Центробежные насосы имеют меньшие габариты и меньший
вес, чем другие насосы равной производительности. Насосы этого
типа не нуждаются в клапанах и других вспомогательных дета-
лях. Они допускают непосредственное соединение с быстровра-
щающимися приводами. Эти насосы осуществляют плавную и
непрерывную подачу охлаждающей жидкости, чем исключаются
гидравлически удары в системе охлаждения.
Работа центробежного насоса характеризуется зависимостью
производительности W от напора Рн, создаваемой насосом, а
также зависимостью напора Рн и производительности W от
давления на входе в насос. Зависимость производительности
насоса от его напора часто называют нормальной характеристи-
кой насоса. Снимаются нормальные характеристики при постоян-
ных числах оборотов насоса и представляют собою кривые,
показанные на фиг. 75.
Характер кривых на фиг. 75 объясняется параболическим за-
коном изменения потерь в насосе (на трение в каналах), местных
потерь, а также потерь от удара при входе воды на рабочее
колесо насоса.
На фиг. 76 показаны затраты мощности в насосе.
Прямая линия 1 представляет собою теоретическую характе-
ристику насоса при п const и при бесконечном числе лопаток
рабочего колеса. Лопатки при этом загнуты назад относительно
направления вращения колеса. Вычитая затем потери на трение
в каналах насоса, местные потери и потери от удара при входе
воды на рабочее колесо, получаем действительную характери-
стику насоса 3.
139'
Нормальные характеристики насосов, используемые для рас-
чета системы охлаждения, снимаются при постоянном числе обо-
ротов путем изменения
производительности на-
соса дросселированием на
выходе. Для пересчета
нормальной характери-
стики центробежного на-
соса на какое-либо дру-
гое число оборотов можно
воспользоваться следую-
щими зависимостями:
V72	' Рн2 п?'
Изменение мощности,
потребляемой насосом,
пропорционально кубу от-
ношения чисел оборотов.
Фиг. 75. Характеристики водяного насоса Указанные характер-
ные соотношения напора,
производительности и чисел оборотов, а также устойчивая работа
насоса, сохраняются при условии, если давление на входе в на-
Потери мощности из-за конечного
число л on от ок насоса
Потери от удара при
входе воды но рабочее
колесо
Потери на трение 6 каналах
и местные потери
Фиг. 76. Потери мощности водяного насоса
сое превышает упругость паров воды. Парообразование на входе
в водяной насос ведет к срыву работы насоса и поэтому не допу-
140
кается. Необходимо иметь в виду, что нарушение нормальной
паботы насоса наступает при давлениях на входе в насос, больших
упругости паров воды. Объясняется это понижением давления
в каналах рабочего колеса насоса ниже давления перед насосом.
Наиболее низкое давление имеет место непосредственно в зоне
входа воды на лопатки крыльчатки.
Разность между абсолютным давлением перед [насосом Ps,
при котором наступает нарушение работы насоса, и упругостью
паров воды при температуре на входе в насос P't является
характерной величиной для данного насоса и называется кавита-
ционным запасом давления &рка,.
^Ркав ~ Ps — P'i-
Под нарушением работы насоса следует понимать уменьше-
ние его производительности больше, чем на 5—10°, 0.
Типичная кавитационная характеристика авиационного центро-
бежного насоса мотора ВК-105ПФ показана на фиг. 77.
По оси ординат нанесены величины производительности на-
соса W и напора а по оси абсцисс—разность абсолютного
давления на входе . Р'н и упругости паров воды P't, предста-
вляющая собою запас давления. Когда запас давления на входе
уменьшается до значения &рка» равного по приведенным характе-
141
ристикам 1,4 м вод. ст., прокачка W и напор Рн снижаются
более допустимых величин *.
Величина потребного кавитационного запаса давления перед
насосом Ьркав может быть определена только опытным путем,
причем установлено, что для гидравлически подобных насосов
отношение &ркав к напору, создаваемому насосом Рн, является
постоянным. Это отношение называют коэфициентом кавитации о.
В общей теории центробежных насосов для их оценки поль-
зуются так называемым коэфициентом быстроходности ns.
Коэфициент быстроходности представляет собою число обо-
ротов насоса, лопатки которого во всех частях геометрически
подобны лопаткам данного насоса и имеют такие размеры, что
дают полезную работу в 1 л. с. при напоре в 1 м вод. ст. Коэ-
фициент быстроходности вычисляется по формуле
3,65 п
П*~
где U7 — производительность насоса в м^сек-,
п — число оборотов насоса в об1мин.-,
Рн — напор насоса в м вод. ст.
Коэфициент кавитации с находится опытным путем в зависи-
мости от коэфициента быстроходности насоса л,. Эта зависи-
мость показана в таблице 9.
Таблица 9
",	90	1С0	125	150	175	200	225	250
с	0,060	0,075	0,100	0,125	0,152	0,184	0,214	0,250
Для большинства существующих водяных насосов авиационных
двигателей ns лежит в пределах 125—155 и, следовательно, для них
а =0,100-у 0,130.
Затем, приняв среднюю величину напора, создаваемого насосами
.авиационных двигателей, Р„=25 м вод. ст., можем подсчитать,
что необходимый кавитационный запас давления Ьрка» лежит
в пределах от 2,5 до 3,0 м вод. ст.
Таким образом, при упругости паров воды P't = 10 м вод. ст.,
чго соответствует температуре воды на входе 4- 100’11,, мини-
мально допустимое давление перед насосом будет:
Ps~ 12,5-г-13 м вод. ст.
* Кавитационная характеристика (фиг. 77) и большинство иллюстраций,
касающихся водяных систем, взяты из работ В. В. Косточюрк!.
242
Расширительные бачки. Система водяного охлаждения снаб-
жается расширительным бачком для компенсации изменения
объема охлаждающей жидкости при нагреве и для содержания
некоторого запаса охлаждающей жидкости. Так как расшири-
тельный бачок часто является наивысшей точкой системы, то
сообщение системы с атмосферой производится через него.
По этой же причине заполнение системы жидкостью произ-
водится также через расширительный бачок. Кроме того, расши-
рительный бачок является единственной точкой системы, где
имеется не занятый водой объем, в котором давление зависит
Фиг. 78. Принципиальная схема расши-
рительного бачка
лишь от давления насыщенных паров воды при данной темпера-
туре и от парциального давления воздуха в бачке. Поэтому
расширительный бачок служит в качестве регулятора давлений
в различных точках системы.
Действительно, при повышении давления в расширительном
бачке будет повышаться давление на входе в насос, так как эти
точки системы сообщены компенсационной трубой. Повышение
давления на входе в насос в свою очередь вызовет повышение
давления во всех других точках системы.
Принципиальное устройство расширительного бачка показано
на фиг. 78.
Бачки выполняются обычно в виде небольших сварных резер-
вуаров, снабженных горловиной 7 и дренажным клапаном 2 для
сообщения бачка с атмосферой во время работы системы. С си-
стемой охлаждения бачок сообщен компенсационной трубкой 3,
идущей к входу в водяной насос, и пароотводной трубкой 4.
Пароотводная трубка 4 подключается в различных системах
охлаждения по разному. Однако, принципиально, эта трубка
Должна быть сообщена с трубопроводами на выходе воды из
блоков мотора и с сепаратором. Иногда пароотводная трубка
присоединяется непосредственно к блокам мотора в наивысших
Дочках.
Для удобства заполнения системы водой в бачках предус-
матривают иногда трубки уровня жидкости в бачке. Верхний
обрез такой трубки устанавливается в положение необходимого
143
уровня, второй конец трубки выводится в атмосферу для слива
избытка залитой жидкости. Трубка уровня снабжается краном,
который открывается при заполнении системы жидкостью, а во
время работы системы остается закрытым.
Форма бачка определяется местом установки его на само-
лете. Присоединение компенсационной трубы с целью обеспечения
полного слива воды из бачка при стоянке самолета на земле
производится в нижней части бачка.
Емкость расширительного бачка для обычных систем водя-
ного охлаждения должна быть равна 10% емкости системы
охлаждения плюс 4 л для содержания запасной воды. В том
случае, когда система охлаждения работает с частичным отво-
дом тепла выпариванием воды наружу и для содержания запаса
воды не предусмотрен специальный бак, емкость расширитель-
ного бачка определяется по количеству тепла, отводимого вы-
вариванием, и по теплосодержанию пара.
Температура воды, а следовательно и упругость насыщенных
паров воды в бачке, зависят от теплового баланса бачка. Тепло
в бачок подводится вместе с водой и паром, проходящим через
бачок, а рассеивание тепла определяется обдувом бачка. Обычно
в современных системах охлаждения температура воды в расши-
рительном бачке на 2 — 5СЦ меньше температуры воды на выходе
ее из блоков.
Давление в расширительном бачке Ррб определяется упру-
гостью паров воды и парциальным давлением воздуха Рвоэ&, на-
ходящегося в бачке.
Ррб = Р(рб + м вод. ст.,
где Р/р6 — упругость паров при температуре t воды в бачке.
Дренажный клапан бачка определяет максимальное избыточ-
ное давление в бачке. Поэтому максимально возможное давле-
ние в расширительном бачке Ррб макс в случае установки клапана
постоянного перепада давления будет:
Ррб .маке = Ра + Ррл М ВОД. СТ.,
где Ра — атмосферное давление,
Ркл—перепад давления, обеспечиваемый клапаном.
Увеличение давления в бачке может быть достигнуто повы-
шением упругости паров воды в нем при соответствующем изме-
нении регулировки клапана. С этой целью иногда через бачок
пропускаются трубы, отводящие горячую воду из блоков. Тепло-
подвод при этом к бачку усиливается, повышается температура
воды и, следовательно, упругость паров.
На фиг. 79 показано устройство расширительного бачка само-
лета „Спитфайр" LF-IX.
144
Внутри бачка проходят трубы 1, отводящие горячую воду
от блоков к радиаторам. Вода при проходе по изогнутой части
труб сепарируется, а пар с частью воды через отверстия 2 про-
ходит в бачок. Проходящие через бачок трубы 1 повышают тем-
пературу воды в бачке. Бачок имеет горловину 3 и клапан 4.
Перегородки 5 служат для увеличения жесткости бачка.
Аналогично устроены расширительные бачки систем охлажде-
ния моторов на самолетах „Москито-1У“.
Крадиатору
Фиг. 79. Расширительный бачок самолета „Спитфайр* LF-1X
Дренажные клапаны. Сообщение системы закрытого типа!
с атмосферой производится через дренажные клапаны, уста-
навливаемые в расширительных бачках. .
Рассмотрим принципиально возможные варианты работы дре-
нажных клапанов.
На фиг. 80о показана схема клапана, имеющего анероид 1,
припаянный к неподвижной поверхности 2 и к клапану 3, и пру-
жину 4, прижимающую клапан к седлу 5.
Обозначив давление в расширительном бачке Ррб, давление
в анероиде Рм, атмосферное давление Ра и усилие, развиваемое
пружиной Nnp, можем записать условие равновесия клапана:
РрбКЛ = N„P +	+ Рм/М-
10
Волков
145
Здесь fKJt — площадь клапана,
fM — площадь мембраны.
Обозначим -^г-=/5я/>; давление в анероиде Рм примем при
J кл
всех условиях неизменным. Тогда возможны следующие варианты
конструктивного выполнения клапана, принципиально меняющие
работу клапана при изменении атмосферного давления Ра (полет
на разных высотах).
1.	В случае fM =fKA
рЛ — Р + Р
* рб * пр ‘ 1 м
При/Л(=/КЛ клапан, независимо от атмосферного давления,
поддерживает давление в расширительном бачке неизменным.
Фиг. 80. Принципиальная схема дренажных клапанов
2.	В случае Д > fKJt
Р _____ р   р f М	/кл I р /м
рб гпр а f ‘ ** i
J КЛ	J КЛ
В этом случае давление в расширительном бачке при увели-
чении высоты полета (Ра уменьшается) будет увеличиваться.
3.	В случае fM <
р — р 1 р fкл fм . р fм
*рб *пр I	‘	£
J КА	Jka
При увеличении высоты полета давление в расширительном
бачке уменьшается.
Наконец, возможно выполнение клапана, работающего до
некоторой высоты по схеме 3, а далее—по схеме 1. В этом
случае необходимо принципиальное устройство клапана выпол-
нить так, как показано на фиг. 806.
146
При уменьшении атмосферного давления анероид 1 будет
расширяться и, пока его верхнее основание 6 не упрется в непод-
вижную поверхность 2, клапан 3 будет сохранять в бачке давле-
нИе, меняющееся с высотой, но превышающее атмосферное
давление на^величину, определяемую затяжкой пружины кла-
пана. После упора верхнего основания анероида 6 в поверх-
ность 2 клапан будет сохранять некоторое давление в бачке
неизменным.
В настоящее время применяются клапаны, работающие по
одной из трех схем:
а)	клапан поддерживает в бачке постоянное давление, незави-
симо от атмосферного давления, — давление в системе не
меняется;
б)	клапан поддерживает в бачке постоянный максимальный
избыток давления над атмосферным — давление в системе с уве-
личением высоты полета падает;
в)	клапан до некоторой заданной высоты работает по схеме „б“,
а далее по схеме „а“.
Анализ работы клапана может быть произведен при помощи
графика, показанного на фиг. 81.
10*	]47
В левой части осей координат графика построена кривая I
упругости пара воды в зависимости от ее температуры. В пра-
вой части осей координат построена кривая 2 изменения атмо-
сферного давления в зависимости от высоты полета. Для про-
стоты анализа примем, что температура воды в расширительном
бачке равна температуре ее на выходе из блоков.
При заданной высоте полета и температуре воды на выходе
из блоков можно по графику определить необходимую затяжку
пружины клапана, работающего на принципе сохранения пере-
пада давлений. Например, для высоты полета 12000 м и темпе-
ратуры воды 110° Ц затяжка пружины клапана должна обеспе-
чивать избыток давления в бачке около 13 м вод. ст.
Покажем далее при помощи графика, что клапан постоян-
ного перепада давлений допускает перегрев системы на высотах
менее потолка самолета.
Действительно, если затяжка пружины клапана, определенная
по графику для потолка самолета, остается неизменной, то при
снижении самолета, вследствие увеличения атмосферного давле-
ния, максимально возможное давление в системе будет возрастать
по кривой 3. При разогреве системы это может привести к чрез-
мерному возрастанию температуры воды и к перегреву двига-
теля. Из графика видно, что для нашего примера на земле тем-
пература воды при разогреве может возрасти до 125—130°Ц.
Этот недостаток клапанов постоянного перепада давлений
принуждает переходить к установке клапанов, работающих по
схеме „а“, то есть сохраняющих давление в системе постоянным.
Такой клапан работает по характеристике 4, представляющей
собою линию минимально допустимого давления в системе при
заданной температуре воды на выходе из мотора. Он не допу-
скает роста температуры воды в системе при ее разогреве и
отводит, в критических случаях, часть тепла с паром, выпуская
его в воздух.
Клапаны расширительных бачков ограничивают также и ми-
нимальное давление в бачке. Это необходимо для предохране-
ния бачков от разрушения при возникновении вакуума в бачке.
Требуется, чтобы давление в бачке не снижалось ниже атмос-
ферного более 0,1 ат.
Вакуум в бачке может быть при охлаждении системы в по-
лете или при остывании на земле, вследствие конденсации пара,
занимающего свободное пространство бачка. Поэтому всякий
дренажный клапан расширительного бачка имеет клапан мини-
мального и клапан максимального давления. Конструктивное
выполнение клапанов показано на фиг. 82.
На рисунке а изображен клапан постоянного перепада давле-
ния, называемый иногда пружинным клапаном. Как видно из
рисунка, этот тип клапана анероида не имеет. Клапан максималь-
ного давления 1 прижимается пружиной 2 к седлу 3 и разобщает
полость бачка с атмосферой. Клапан минимального давления 4
148
прижат пружиной 6 к клапану максимального давления 1 и за-
крывает отверстия 5, через которые в случае необходимости
воздух проходит в полость бачка. Корпус клапана имеет резьбу 7
для ввертывания клапана в арматурную втулку бачка.
На рисунке б показан клапан постоянного давления в бачке,
называемый иногда анероидным клапаном. Клапан максималь-
ного давления 1 прижат пружиной 2 и анероидом 3 к седлу 4.
При открытии клапана полость бачка сообщается с атмосферой
"через отверстия 5. Клапан минимального давления 6 прижат
пружиной 7 к клапану 1 и через отверстия 8 впускает при
необходимости воздух внутрь бачка.
Внутренняя полость мембраны анероида 3 заполняется су-
хим воздухом, нагретым до температуры + 90° Ц, при вакууме
0,6 ат.
Сепараторы. Для отделения от воды пара и воздуха в системы
охлаждения ставятся сепараторы. Количество газовых включений
в воде возрастает при увеличении ее температуры и, начиная
От температуры 100° Ц и выше, установка сепараторов совер-
шенно необходима. Установка сепараторов улучшает кавитацион-
ные свойства насосов, повышает эффективность работы радиа-
тора и устраняет опасность местных перегревов в блоках мотора
Из-за скопления газов.
149
Фиг. 83. Схема сепаратора
В основу принципа действия сепараторов положена разность
удельных весов воды и газов.
Отделение газов производится путем закручивания жидкости,
смешанной с газами в цилиндрическом сосуде. При вращении
смеси газов с водой последняя отбрасывается к стенкам цилин-
дра, а газы скапливаются в центральной части его и отводятся
в расширительный бачок или конденсатор. Вода после прохода
сепаратора следует далее по трубопроводам системы.
Наиболее часто сепараторы устанавливаются на участке
трубопровода от блоков к радиатору, так как на этом участке
наибольшее количество пара со-
держится в воде. Кроме того,
установка сепаратора на выходе
из блока повышает давление в
блоках, так как сепараторы уве-
личивают сопротивление трубо-
провода. Это уменьшает опас-
ность парообразования в блоках
при перегреве системы.
Устройство сепаратора пока-
зано на схеме фиг. 83.
Вода из мотора через пат-
рубок 1 поступает в цилиндри-
ческий корпус сепаратора с боль-
шой скоростью. Ввиду того,
что патрубок 1 подведен к ци-
линдру по касательной, вода в ци-
линдре вращается и отделившийся
пар через патрубок 4 отво-
дится в конденсатор. Часть воды
с паром проходит через отборную решотку 5 и по патрубку 3
направляется к расширительному бачку. Основная масса воды,
после прохода через сепаратор, по патрубку 2 идет к радиатору.
Эффективность сепаратора зависит от правильного соотно-
шения его геометрических параметров и формы отдельных эле-
ментов.
Схема сепаратора наивыгоднейшей формы показана на
фиг. 84.
Из блоков мотора вода по касательной подводится к цилин-
дрическому корпусу сепаратора по трубке 1 и отводится по
трубке 2 к радиатору. Отделившийся пар и воздух через отвер-
стия 3 в воронке 4 отводятся в расширительный бачок по трубе 5
Скорость подвода воды к сепаратору должна быть около 3,5—5
mi сек.
Диаметр корпуса D должен быть не менее 80—100 льи. Рас-
стояние между осями подводящего патрубка 1 и отводящего 2,
обозначенное на фиг. 82 через й, должно определяться из соот-
ношения:
150
Л=(2,5ч- 3,0) d мм,
где d— диаметр патрубков 1 и 2.
Величина выпуклости воронки 4, обозначенная на схеме бук-
вой б, равна не менее 25 —30 мм. Число отверстий 3 должно
быть не менее 12, а диаметр их выбирается из расчета, чтобы
общая площадь1 отверстий составляла 75—80 мм- на каждые
800—1000 л) мин прокачки воды через мотор. Отверстие 6 в
воронке 4 служит для слива воды, скапливающейся в углубле-
нии, и обычно берется равным 4—5 мм.
Фиг. 84. Схема сепаратора с
наивыгоднейшими размерами
При установке сепараторов в системе охлаждения кавита-
ционный запас давления перед насосом может быть выбран в
Два раза меньше обычного.
Трубопроводы систем охлаждения изготовляются из труб
ДДюминиевого сплава и гибких шлангов. Соединение трубопро-
иодов производится при помощи дюритовых шлангов, затянутых
хомутами.
151
Диаметр трубопровода выбирается из расчета обеспечения
скорости движения жидкости не более 4—5 м)сек на участках
подвода жидкости к мотору и радиатору. Эти трубопроводы
обычно имеют диаметр от 50 до 70 мм.
Диаметр компенсационной трубки выбирается с расчетом
получить в ней минимальное гидравлическое сопротивление
и должен быть не менее 32—36 мм.
Размеры и диаметр дренажной трубки, отводящей пар и часть
воды от места выхода из блока в расширительный бачок, должны
быть такими, чтобы циркуляция воды через расширительный
бачок не превышала 10°/о общей циркуляции воды через блоки
мотора. При этом отвод пара и воздуха в бачок должен быть
обеспечен. Выбранные таким образом размеры дренажной трубки
приводят к диаметру ее в среднем 8—12 мм для каждого блока
мотора.
Изгибы водяных трубопроводов выполняются плавно, что
позволяет уменьшить их гидравлическое сопротивление. Внут-
ренний радиус изгиба трубы должен быть не менее 2,5 ее диа-
метра.
4.	Анализ работы системы водяного охлаждения
ХАРАКТЕРНЫЕ УЧАСТКИ СИСТЕМЫ
При анализе работы и расчете системы удобно разделить ее
на три характерных участка, в дальнейшем называемых конту-
рами системы.
Первый из них, основной контур системы, состоит из блоков
мотора, насоса и трубопроводов, подводящих воду от насоса
к блокам.
В основном контуре происходит передача тепла от нагретых
частей мотора к воде. Температура воды при этом повышается
на величину Д£, зависящую от количества тепла, отдаваемого
мотором в воду Q ккал)мин, и от количества воды, проходящей
через мотор W л1мин.
Д* = -^—Оц,	(27)
где с—теплоемкость воды, равная 1 ккал1л°Ц.
Величина Д£ обычно находится в пределах 8—10° Ц. Коли- ,
чество тепла, отводимое водой, зависит от мощности и режима
работы мотора, а также от температуры воды в блоках. При
повышении средней температуры воды в блоках мотора тепло-
отдача в воду уменьшается, так как при этом уменьшается
перепад температур между средней температурой воды и темпе-
ратурой охлаждаемых частей мотора.
Прокачка воды через мотор W зависит от числа оборотов
насоса, который приводится от коленчатого вала мотора, а также
152
,оТ условий на входе в насос. При уменьшении давления на входе
в насос его производительность снижается.
В основном контуре парообразование не допускается, так
как это может привести к местному перегреву блоков в местах
скопления пара.
Участок системы от выхода из блоков мотора до входа воды
в насос называется радиаторным контуром. Этот контур со-
стоит из трубопровода и радиатора, представляющего собою
значительное гидравлическое сопротивление/В радиаторном кон-
туре происходит потеря от 35 до45°/() напора, создаваемого на-
сосом основного контура. В этом же контуре вода через радиа-
тор рассеивает тепло, отведенное от мотора.
Так как параллельно с радиаторным контуром в систему вклю-
чен дренажный контур, то прокачка воды в радиаторном контуре
будет меньше прокачки в основном контуре на величину про-
качки через дренажный контур.
Следовательно, для рассеивания в радиаторном контуре всего
тепла, отведенного водой от нагретых частей мотора, перепад
температур воды в этом контуре должен быть больше перепада
в основном. Обычно он бывает больше на 8—15°/0.
Расширительный бачок с дренажной (пароотводной) и ком-
пенсационной трубами образуют дренажный контур. Этот кон-
тур играет большую роль в работе системы, так как он сооб-
щает систему с атмосферой и определяет давления в различных
точках системы. Он является как бы регулирующим контуром
системы.
Точки подключения дренажного контура к системе являются
точками раздела всех трех контуров, причем, ввиду включения
дренажного коптура параллельно радиаторному, перепады дав-
лений в них должны быть одинаковы.
Циркуляция воды через дренажный контур зависит от гид-
равлического сопротивления дренажной трубки. Меняя сопро-
тивление дренажной трубки, можно изменять расход воды по
Дренажному контуру. При этом изменение циркуляции воды по
Дренажному контуру вызывает изменение температуры воды в
расширительном бачке, с которой связана упругость паров воды
в бачке и, следовательно, давление в его свободной от воды полости.
Вообще необходимо стремиться к приближению температуры
воды в расширительном бачке к температуре ее на выходе из
блоков. В этом случае в бачке будет максимально возможное
Давление насыщающих паров. С этой целью необходимо утеплять
бачок и увеличивать расход воды через него.
Рациональная прокачка воды через бачок определяется опыт-
ным путем и обычно не превышает 10% общей прокачки через
основной контур. Чрезмерное увеличение расхода воды через
бачок ухудшает работу системы, так как практически рассеива-
ние тепла в дренажном контуре незначительно и вода, проходя-
щая через него, является как бы балластной для насоса. Кроме
153
того, увеличение расхода воды по дренажному контуру увели-
чивает гидравлическое сопротивление компенсационной трубы.
Давление в расширительном бачке передается на вход в насос
через компенсационную трубу. Потери напора в этой трубе
должны быть минимальны. Считается, что в лучшем случае потери
напора в компенсационной трубе могут быть уменьшены до
1—1,5лг вод. ст. Обычно же они составляют 2—3 м вод. ст. Со-
отношение потерь напора в дренажной и компенсационной тру-
бах имеет большое значение для работы всей системы и должно
быть взято наивыгоднейшим.
Для рациональной системы охлаждения сопротивление дре-
нажной трубки составляет 85—90#/о общего сопротивления дре-
нажного контура. Практически для каждой системы эксперимен-
тальным путем приходится подбирать оптимальные соотноше-
ния размеров дренажной и компенсационной труб.
ДАВЛЕНИЕ И ТЕМПЕРАТУРА В ТОЧКАХ СИСТЕМЫ
Все три контура образуют замкнутую систему циркуляции
воды. Давление в различных точках системы определяется поте-
рей напора на преодоление гидравлического сопротивления эле-
ментов системы, расположенных до рассматриваемой точки, и
ее статическим положением в монтажной схеме системы.
Действительно, если принять за исходное давление в расши-
рительном бачке Ррб, то давление на входе в насос Р'н можно
записать так:
Р’н = Ррб Ни ~ Ьрк —	,	(28)
где hcm—гидростатический напор на входе в насос, вследствие
превышения расположения бачка над насосом;
7—удельный вес охлаждающей жидкости. Для воды 7— 1;
—потеря напора на преодоление гидравлического сопро-
тивления компенсационной трубы;
^Рк-н —потеря напора на преодоление гидравлического сопро-
тивления трубопровода от точки подключения компен-
сационной трубы до входа’ в насос.
Величина ^рк-н относительно мала и в расчет может не при-
ниматься.
Давление на выходе из насоса Р"н будет:
Р"„ = Р'л + Ря,
где Рн—давление, создаваемое насосом.
Аналогично можно записать давление для любой точки си-
стемы.
Наибольшее давление в системе будет на выходе из насоса.
В других точках системы давление ниже из-за потерь напора,
создаваемого насосом, на преодоление гидравлических сопротив-
лений и статических разностей уровней точек.
154
На фиг. 85 изображен график 1 распределения абсолютных
давлений в различных точках основного и радиаторного конту-
ров. Давление в бачке, принятое за исходное, равно 10 м вод. ст.
Температура воды в различных точках системы также не-
постоянна. Наибольшую температуру вода имеет при выходе
из блоков, затем происходит некоторое, практически незначитель-
ное, рассеивание тепла
в трубопроводах и мак-
симальное снижение тем-
пературы воды в радиа-
торе.
На фиг. 85 нанесен
также график 2 измене-
ния температуры воды
в системе, причем рассеи-
вание тепла в трубопро-
водах не учитывается.
График 3 представляет
собою изменение упру-
гости паров воды в со-
ответствии с изменением
ее температуры.
Система охлаждения
работает надежно, без
парообразования в основ-
ном или радиаторном кон-
турах, при условии сохра-
нения определенных со-
отношений между абсо-
лютными давлениями и
Фиг. 85. График распределения абсолютных
давлений в системе
упругостью паров воды
в любой точке системы. Из фиг. 85 видно, что наиболее близко
абсолютное давление приближается к упругости паров воды
в системе на входе в насос. Значит, в этой точке наиболее ве-
роятно парообразование.
При рассмотрении кавитационных характеристик водяных цен-
тробежных насосов авиационного типа было установлено, что
надежная работа насоса обеспечивается, если абсолютное давле-
ние на входе в насос выше упругости паров воды на величину
кавитационного запаса давления Дркав = 2,5 -г 3,0м вод. ст. Усло-
вие надежной работы насоса можно поэтому записать следую-
щим образом:
на— Р ^Ркав<
(29)
где Р'Н1—абсолютное давление на входе в насос,
P'z—упругость паров воды на входе в насос.
Для крайнего случая, когда Р'на равно минимально допусти-
155-
мому давлению на входе в насос Ps, на основании выражения
(29) можем записать:
^Рка. ~ps~ p't-
В данном случае Ьркав является потребным, минимально до-
пустимым кавитационным запасом давления на входе в насос.
Фактически имеющийся кавитационный запас давления на
входе в насос Ьркаарасп на основании равенства (28) будет:
^Ркав расп = Ррб +	-&Р к Р t-	(30)
Отсюда видно, что уменьшение потерь в компенсационной
трубе Д/\, а также повышение упругости паров в расширитель-
ном бачке, увеличивают надежность работы системы.
В. В. Косточкин приводит для систем охлаждения моторов
ВК-105ПФ и АМ-38Ф данные, показывающие, что разность
*
Ррб — P't = 2,0-^-2,5 м вод. ст.,
а
hcm = 1 4- 0,5	м вод. ст.
Подставив эти значения в выражение (30), получим:
^Ркав расп —
Таким образом, современная система закрытого типа вместо
потребного &ркав = 2,5—3,0 м вод. ст. вообще кавитационного
запаса давления на входе в насос не имеет. Работоспособность
систем обеспечивается наличием в бачке парциального давления
воздуха, повышающего общее давление в бачке Рр6.
Но парциальное давление воздуха в бачке в полете меняется
и зависит от ряда случайных факторов. Поэтому надежность
работы системы охлаждения назначительна. Для обеспечения
надежности работы необходимо в системе поднять давление.
ДАВЛЕНИЕ В БЛОКАХ МОТОРА
Давление в водяной полости блоков мотора должно быть выше
упругости паров при температуре воды в блоках. В противном
случае может быть местный перегрев .блоков в местах скопле-
ния пара и, как следствие этого,—температурные деформации
блоков, прогорание и зависание клапанов.
Были проведены специальные испытания моторов с целью
определения минимальных давлений в блоках, при которых в воде
на выходе из мотора появляются пузырьки пара. Эти давления,
при различных температурах воды на выходе из мотора, приве-
дены в таблице 10.
156
Таблица 10
Температура воды в Ц	98	100	103	105	107	НО	112	115	120
Абсолютное давле- ние в блоках (м вод. ст.)	28,0	28,5	29,0	30,0	30,5	31,5	32,0	33,0	35,6’-
Упругость паров воды (м вод. ст.).	9,6	10,4	11,5	12,3	13,2	14,7	15,7	17,4	20,3
Из таблицы видно, что минимально допустимое давление в
блоках мотора, при котором уже появляется пар в воде на вы-
ходе, превышает упругость паров воды в блоках на 15,5—18,5 л/
вод. ст. Следовательно, для гарантии отсутствия парообразова-
ния в блоках должен быть взят запас давления Ьрзап.
Фактическое давление в блоках мотора определяется общим
законом распределения давлений в системе. На основании ранее
произведенного анализа работы системы охлаждения можем за-
писать, что абсолютное давление в блоках Рма равно:
Рма ~ Ррб 4” Р» ^Рк ^Рн—м ^Р м,
где ±Рн—м —потери напора на преодоление гидравлического соп-
ротивления трубопровода от насоса до мотора;
А/?'Л—потери напора на преодоление местных сопротивле-
ний на входе в мотор.
Минимально допустимое давление в блоках Рма равно:
Р —Р"
1 ма л м' г зап1
где Р"л,п— упругость паров воды на выходе из мотора.
Тогда
Р' мп Т ^Рзап ~ Ррб Т Рн &Рк ^Рн—м ^Р м
ИЛИ
Ьр3а,=Ррб—Р"мп + Рн~^РК - Др«-« - ±Р'м-
Таким образом, запас давления в блоках зависит от разности
температур в расширительном бачке и на выходе из мотора,
определяющих разность Ррб— Р"МП, от напора, создаваемого на-
сосом Рн, и потерь напора на участке от расширительного бачка
До блоков.
Экспериментально установлено, что фактический запас давле-
ния в блоках мотора составляет всего 12,5—13,0 м вод. ст. и
До потребного нехватает 3,0 — 5,5 м вод. ст. Следовательно,
существует опасность парообразования в блоках при обычных
Системах охлаждения.
157
В результате анализа раооты системы водяного охлаждения
удалось установить, что существующие системы не гарантируют
устойчивой работы насоса из-за низких давлений на входе в него и
что не устранена опасность парообразования в блоках мотора.
5.	Способы повышения надежности работы
системы водяного охлаждения
Анализ работы системы водяного охлаждения показал, что
в обычной системе давление на входе в насос и в блоках мотора
недостаточно.
Повышение давления на входе в насос, как это следует из
равенства (28), может быть достигнуто увеличением давления
в бачке Ррб путем повышения температуры воды в нем, а также
уменьшением потерь в компенсационной трубе &рк. Существен-
ным недостатком такого способа повышения давления на входе
в насос является одновременное повышение давления в радиа-
торе. К тому же возможности повышения давления на входе
в насос при этом ограничены. Действительно, повышение тем-
пературы в бачке не может быть произведено выше темпера-
туры воды на выходе из блоков, а сопротивление компенса-
ционной трубы может быть уменьшено на незначительную вели-
чину.
Давление в блоках можно увеличить путем установки на
выходе из блоков дополнительного сопротивления в виде дрос-
сельной шайбы или сепаратора. При этом возрастает давление
только в блоках, причем расход воды через блоки уменьшится,
так как упадет производительность насоса.
Таким образом, ни один из рассмотренных способов не может
дать достаточного повышения давления и, кроме того, не является
решением комплексной задачи повышения давления в блоках
и на входе в насос.
Рациональное повышение давления во всей системе может
быть достигнуто путем повышения давления на входе в насос.
С этой целью В. В. Косточкин рекомендует воспользоваться
способом местного понижения давления в одной из точек системы
до насоса с последующим восстановлением давления на входе
в насос. Сущность такого метода повышения давления на входе
в насос состоит в следующем.
На основании закона Вернули общеизвестно, что при движе-
нии жидкости в горизонтальной трубе энергия потока состоит
из потенциальной энергии (в виде давления в трубопроводе Р) и
и2 , т V2
кинетической энергии -g—. Часто называют гидродинамичес-
ким давлением, а Р—статическим давлением.
Общее давление равно сумме + Р.
158
Меняя скорость v в различных сечениях трубопровода, можно
переводить потенциальную энергию потока Р в кинетическую
и наоброт.
Рассмотрим схему замкнутого трубопровода (фиг. 86) в кото-
рый включен двигатель жидкости А. При движении жидкости
в сечениях х, у и z будет:
Потерями на трение пока пренебрегаем.
Если в точке у трубопро-
вод сузить, то скорость в этой
точке возрастет. Обозначим
скорость в точке у после
уменьшения диаметра в этом
месте через г>'у, а давление
через Р' у. Следовательно,
в этом случае:
и Р'У<РУ.
.,	Фиг. 86. Схема замкнутого трубопро вода
Но сумма энергии остается
неизменной:
2g
' I
у 2g -
Допустим далее, что точку у в обоих случаях (до и после
сужения) сообщим с атмосферой, где давление Ра. Тогда
и
Р —Р' —Р
1 у — ‘ у 1 а
т' 2
Р' + -у-
' 2g
так как
Для трубопровода, имеющего сужение в точке у и сообщен-
ного через эту точку с атмосферой, получим прирост общего
давления на разность:
г// — у/
2g •
При движении жидкости к сечению х, ввиду расширения
трубопровода, происходит уменьшение скорости, сопровождаю-
щееся повышением статического давления. Таким образом, ста-
тическое давление в сечении х возрастает на величину разности:
фх*
~2g ~ 2g ‘
159
Однако известно, что сужение трубопровода вызывает уве-
личение потерь напора на преодоление сопротивления трубо-
провода. Следовательно, при решении конкретной задачи рацио-
нальное сужение трубопровода будет такое, при котором раз-
ность прироста давления и потерь окажется максимальной.
Рассмотренный способ местного повышения давления может
быть использован для повышения давления на входе в насос
водяной системы охлаждения. С этой целью в точке подключе-
ния компенсационной трубы устанавливается специальный диф-
фузор. От рассмотренной принципиальной схемы местного по-
фиг. 87. Диффузор
вышения давления диффузор отличается тем, что суженная
часть трубопровода сообщается с расширительным бачком, из
которого поступает некоторое количество воды.
Устройство диффузора показано на фиг. 87.
Из радиатора вода поступает в диффузор по трубе 1 и сле-
дует к насосу по трубе 2. К кольцевой камере диффузора 3 при-
соединена компенсационная трубка 4, сообщающая камеру с рас-
ширительным бачком. Так как в суженной части диффузора
имеет место повышенная скорость движения воды, то диффузор
подсасывает воду из компенсационной трубы. При этом наблю-
дается явление эжекции.
Напор, создаваемый диффузором Р6иф, получается как за
счет преобразования скоростного напора в статическое давле-
ние Рст, так и за счет эжекции Рэж.
Р = Р -г Р
* диф г8ж ~ гст'
Работа диффузора зависит от правильного выбора соотноше-
ния расходов воды по компенсационной трубе и через блоки
мотора, а также от давления в расширительном бачке.
Рекомендуется выбирать следующие размеры диффузора
в зависимости от расхода воды через блоки мотора:
160
при ^м~ 750 — 900 л'мин rf1 = 35 мм, d2—$7. мм-,
„ WM = более 900 л/мин d^ = 37 мм, d2 = 40 мм.
Ширина щели о для обоих случаев равна 15 мм. 'Диффузор
для И7Л=750—900 л,мин при соотношении-^=‘0,1 (где W6—
™ м
расход по дренажному контуру) повышает давление перед насосом
на 5,5—6,0 м вод. ст.
Гидравлическое сопротивление системы за счет^установки
диффузора увеличивается на 1,8 м вод. ст.
При расчете систем охлаждения с диффузором выбор напора,
создаваемого диффузором, и величины его гидравлического со-
противления можно произвести по характеристикам диффузоров
фиг. 88. Характеристики сняты при расходе воды через блоки
мотора WM = 825 л/мин и при диаметре трубы на входе в насос
50 мм.
По оси ординат отложен напор, создаваемый диффузором Рдцф,
и его сопротивление Ьрд, по оси абсцисс-— соотношение расходов
жидкости по дренажному и основному контурам.
Лепные испытания систем охлаждения с диффузором показали
значительное повышение надежности охлаждения на всех режи-
мах полета. Давление перед насосом и давление в блоках при
этом оказалось достаточным, а затяжка пружины дренажного
клапана, по сравнению с системой без диффузора, была снижена
11
Волков
161
с 1,5 ат до 0,8 ат. Последнее улучшает условия работы системы,
так как максимально возможное давление в системе значительно
снизилось.
6.	Монтаж системы охлаждения на самолете
Монтаж системы охлаждения на самолете в значительной
степени определяет эксплоатационные свойства системы и ее
работоспособность. [Агрегаты и трубопроводы системы жидко-
стного охлаждения должны монтироваться на самолете таким
образом, чтобы обеспечивалось выполнение следующих основных
требований:
а)	выход воздуха в атмосферу при заполнении системы дол-
жен быть свободным, особенно из всасывающей линии насоса и
радиаторов, так как наличие воздуха на всасывании насоса
затрудняет восстановление циркуляции жидкости при запуске
мотора, а скопление воздуха в радиаторах ухудшает теплоотвод
и ведет к перегреву системы охлаждения;
б)	слив воды из системы охлаждения должен быть полным.
Если после слива воды часть ее останется в низких точках
системы, то при отрицательных температурах может произойти
разрушение элементов системы или образование ледяных пробок,
вследствие замерзания воды;
в)	при заполнении системы вода должна проходить прежде
всего в водяные полости блоков мотора. Дело в том,что в прак-
тике эксплоатации самолетов часто подогрев двигателей перед
запуском в зимних условиях достигается путем заполнения
системы охлаждения горячей водой. В этом случае система
охлаждения используется как система подогрева. Чтобы улуч-
шить условия запуска мотора, горячая вода должна прежде всего
подогревать блоки могора, а затем проходить через остальные
элементы системы. Процесс заполнения системы охлаждающей
жидкостью должен длиться не более 3 мин.
Монтаж системы на самолете обусловливается также распо-
ложением радиатора и расширительного бачка.
Установка радиатора на самолете связана с получением
наилучших аэродинамических свойств самолета, поскольку радиа-
торная установка дает значительную часть общего сопротивле-
ния самолета. Выбор того или иного типа радиаторной установки
определяет место установки радиатора на самолете и монтажную
схему системы. Необходимо, однако, стремиться размещать радиа-
торы вблизи моторной установки. В противном случае длина
трубопроводов к радиатору оказывается слишком большой.
При высоком расположении радиатора относительно системы
и ее расширительного бачка необходимо обеспечить свободный
проход воздуха из радиатора в расширительный бачок.
Расположение расширительного бачка на самолете опреде-
ляется условием, что он является наивысшей точкой системы.
162
Однако в ряде случаев бывает, что бачок располагается ниже
радиатора и даже ниже верхних точек блоков мотора.
Низкое расположение расширительного бачка допускается
лишь при выполнении ряда условий. Прежде всего, так как при
таком расположении бачка воздушное пространство до работы
системы находится в полости радиатора или верхних точек бло-
ков, должен быть обеспечен
запуска мотора. Для этого
все верхние точки системы
(радиаторы, блоки) сообща-
ются трубками для прохода
воздуха.
Схема системы с высо-
ким расположением радиа-
тора и низким расположе-
нием бачка показана на
фиг. 89. Трубка 1 служит
для отвода воздуха из ра-
диатора в бачок, а трубка
2 для отвода воздуха из
блоков. При работе системы
грубка 2 является пароот-
водной трубкой дренажного
.контура системы. Кроме
того, при нижнем располо-
жении бачка относительно
•блоков, для лучшей работы
системы в линию от блоков
переход воздуха в бачок после
Фиг. 89. Система охлаждения с низким
расположением расширительного бачка
до радиатора должны вклю-
чаться сепараторы 3.
Остальные точки системы, в которых возможно скопление
воздуха (перегибы трубопроводов), должны также сообщаться
с бачком специальными трубками 4. Иногда с этой же целью
в таких местах системы предусматриваются дренажные трубки
с кранами для выпуска воздуха в атмосферу при запуске мотора.
Монтаж системы охлаждения на самолете должен обеспечи-
вать удобство выполнения демонтажа ее элементов в эксплоата-
ции и хорошие подходы для осмотра частей системы.
Системы охлаждения многомоторных самолетов должны быть
индивидуальны для каждого мотора. Это необходимо для неза-
висимой работы отдельных моторных установок на случай выхода
из строя в полете одного из двигателей. Желательно также,
чтобы была предусмотрена возможность аварийного слива воды
в полете из системы охлаждения мотора, вышедшего из строя.
В качестве примера монтажа системы охлаждения на само-
лете рассмотрим схему системы двухмоторного бомбардиров-
щика, показанную на фиг. 90.
1Г=
163
Расширительный бачок 1 установлен в передней части мотор*
ной установки и снабжен краном 2 и трубкей уровня 3, горлови-
ной 4 и дренажным клапаном 5. Охлаждающая жидкость выходит
из блоков мотсра и по трубам 12 направляется к трем радиа-
торам 10, размещенным в крыльевых радиаторных установках-
Установка трех радиаторов вызвана невозможностью размеще-
ния в крыле одного радиатора нужных размеров.
Фнг. 99. Система охлаждения двухмоторного бомбардировщика
Пар, с частью воды, и воздух во время заполнения системы’
отводятся в расширительный бачок по трубкам 8 и 9.
На трубопроводе подвода воды к насосу установлен кран 7
для нижнего заполнения системы водой и для слива воды. Кроме
того, слив воды производится через кран 6 у насоса.
7.	Расчет системы водяного охлаждения
Расчет системы водяного охлаждения состоит из расчета радиа-
торной установки, гидравлического расчета системы и проверки
работы насоса в данной системе охлаждения. Ниже излагаются
гидравлический расчет системы и метод проверки работы насоса
в данной системе охлаждения.
Расчет радиаторной установки, принципиально аналогичный
расчету капотов двигателей воздушного охлаждения, изложен
в.главе „Охлаждающие устройства силовых установок и их расчет."
Целью гидравлического расчета системы водяного охлажде-
ния является получение такого закона распределения давлений
в различных точках системы, при котором обеспечивалась бы
нормальная работа системы на всех возможных режимах и высо-
тах полета.
164
Гидравлический расчет системы представляет собою повероч-
ный расчет. Следовательно, для выполнения его необходимо
иметь сведения о монтажной схеме системы охлаждения. Поэтому
при разработке и расчете новой системы охлаждения необходимо
прежде всего составить технические требования к данной системе
охлаждения, затем, на основе технических требований, устано-
вить принципиальную и монтажную схемы системы на самолете.
Технические требования должны исходить из указаний мото-
ростроительного завода по охлаждению данного двигателя, специ-
фических особенностей работы системы на данном самолете, опре-
деляемых его назначением, скоростью, высотностью и другими
свойствами, а также особых требований к системе в области
живучести и минимальной поражаемости в бою. Особое внимание
должно уделяться удобству эксплоатации системы.
Составление принципиальной схемы системы дает возмож-
ность установить, какие агрегаты включаются в систему. При
разработке монтажной схемы системы размещаются агрегаты
системы на моторной установке самолета, прокладывается трасса
водопроводов, устанавливаются точки слива и заполнения системы.
В результате разработки монтажной схемы конструктор получает
данные о длине трубопроводов, числе их изгибов и соединений,
о превышении одного агрегата относительно другого.
Разработке монтажной схемы системы должно предшество-
вать решение задачи о типе и месте расположения на самолете
радиаторной установки. Полученные таким образом сведения
о монтажной схеме системы дополняются данными по особен-
ностям охлаждения устанавливаемого двигателя (температура
воды на входе и выходе из двигателя, потребная прокачка воды
или количество тепла, передаваемое двигателем охлаждающей
жидкости) и характеристиками водяного насоса. Кроме того,
должны быть получены сведения о гидравлических потерях
в блоках двигателя, в радиаторе и сепараторах (в виде зависи-
мости потерь напора от прокачки воды через них).
Все эти сведения составляют исходные данные для гидравли-
ческого расчета.
Затем система разбивается на три основные участка: основной,
радиаторный и дренажный контуры. По каждому из контуров
системы строятся гидравлические характеристики зависимости
потерь напора от прокачки охлаждающей жидкости. При этом
учитываются потери в агрегатах, включенных в данный контур,
в трубопроводах на трение и на преодоление местных потерь
изгибов, соединений и прочее.
Таким образом получаются гидравлические характеристики
суммарных потерь напора в зависимости от прокачки для каж-
дого контура системы.
При установке в системе сепараторов на выходе из блоков
и диффузора потери напора в них разделяются пополам между
Основным и радиаторным контурами.
165
К сопротивлению дренажного контура относятся потери
в воронке сепаратора при проходе воды через ее отверстия.
Эти потери могут быть подсчитаны по общепринятым коэфици-
ентам потерь напора в отверстиях, опубликованным в гидравли-
ческих справочниках. Но, как известно, вода в дренажный контур
поступает из центральной части сепаратора, где давление ниже
других точек корпуса сепаратора. Поэтому к общим потерям
дренажного контура необходимо добавить 25—30% общих потерь
в сепараторе между входом и выходом основного потока воды.
Эти потери, при расчете дренажного контура, должны быть
отнесены к прокачке, в десять раз меньшей прокачки через сепа-
ратор.
Кроме того, в случае установки диффузора, напор, создава-
емый диффузором, должен быть вычтен из суммарной характе-
ристики дренажного контура, так как диффузор как бы перек-
рывает своим напором часть потерь в дренажном контуре. Это
видно из уравнения для давления на входе в насос при уста-
новке диффузора, аналогичного уравнению (28):
Р я — Ррб +	^Рк Э" Рдифг
где Рдиф—давление, создаваемое диффузором.
При гидравлическом расчете системы охлаждения часто задача
расчета осложняется наличием параллельно включенных сопро-
тивлений. Это, например, имеет место при двух параллельно
включенных радиаторах. В этом случае при суммировании по-
терь в контуре необходимо в два раза (при грех параллельных
радиаторах—в три раза) увеличивать масштаб прокачек на гид-
равлической характеристике радиатора.
Располагая гидравлическими характеристиками основного, ра-
диаторного и дренажного контуров, можно решить задачу о ра-
боте насоса охлаждаемого двигателя в запроектированной си-
стеме охлаждения.
Проверку работы насоса в запроектированной системе охлаж-
дения необходимо производить потому, что, в зависимости от
гидравлического сопротивления системы, производительность на-
соса меняется и может оказаться ниже требуемой для нормаль-
ного охлаждения двигателя. Следовательно, задача проверки
работы насоса сводится к определению прокачки, которую насос
может создать, работая в запроектированной системе охлаждения.
Для этого на графике нормальной характеристики насоса 1.
изображенной на фиг. 91, наносится сначала гидравлическая
характеристика основного контура 2.
Вычитая из напора, создаваемого насосом, потери напора
в основном контуре, получим приведенную характеристику на-
соса 3. Характеристика 3 показывает, какой напор насос со-
здает при данных прокачках воды после преодоления сопроти-
вления основного контура. Этот напор расходуется на преодоление
166
сопротивления параллельно включенных радиаторного и дренаж-
ного контуров.
Далее на этом же графике наносятся гидравлические харак-
теристики радиаторного контура 4 и дренажного контура 5. Так
как эти контуры параллельны, то их характеристики суммиру-
ются по прокачке, и в результате получается общая характери-
стика дренажного и радиаторного контуров 6. Пересечение кри-
вой 6 с приведенной характеристикой насоса 3 дает рабочую
точку системы. Перпендикуляр, опущенный из этой точки на ось
абсцисс, дает прокачку, которую насос в состоянии создать в
данной системе. Напор, создаваемый насосом, не трудно опре-
Фиг. 91. Характеристики насоса и системы
охлаждения
делить, если продолжить перпендикуляр до пересечения с нор-
мальной характеристикой в точке А и затем провести горизон-
тальную линию к оси ординат. В примере, показанном на фиг. 91,
напор, создаваемый насосом, равен 20 м вод. ст., а прокачка
равна 920 л!мин.
*. Необходимо, чтобы фактически создаваемая насосом прокачка
W& была равна или больше потребной прокачки Wn, указанной
моторостроительным заводом:	В том случае, когда
окажется меньше Wn, необходимо уменьшить гидравлическое
сопротивление системы.
Нормальную характеристику насоса при этом следует брать
при номинальном числе оборотов двигателя и с учетом переда-
точного числа привода насоса.
Второй этап расчета системы водяного охлаждения произво-
дится с целью определения абсолютных давлений и упругости
167
паров воды в характерных точках системы, так как необходимо
обеспечить, чтобы ни в одной точке системы не наступало паро-
образование.
Однако главной задачей этого этапа расчета является опре-
деление давлений на входе в насос и в блоках мотора, посколь-
ку эти давления, как это ранее установлено, определяют надеж-
ность работы всей системы. Гидравлическое сопротивление эле-
ментов системы в этом случае определяется для максимально
возможной прокачки воды, которую может создать насос. Для
основного контура это будет W$, определенная уже по графику
фиг. 91. С помощью того же графика можно установить про-
качку по радиаторному Wp и дренажному Wdp контурам. Для
этого нужно из рабочей точки системы провести горизонтальную
линию, пересечение которой с характеристиками радиаторного
и дренажного контуров даст рабочие точки этих контуров и
соответствующие прокачки по ним.
Чтобы получить закон распределения абсолютных давлений
в различных точках системы, за исходное примем давление
в расширительном бачке. Тогда можно записать выражение для
давления на входе в насос Р'н:
Р н — Ррб Т ^ст б—н	^Рк &Рк—ц>
где Ррб—давление в расширительном бачке. Первоначально это
давление может быть взято равным нулю;
потери напора в компенсационной трубке в м вод. ст.;
hcm6-H—гидростатический напор в м вод. ст., вследствие превы-
шения расширительного бачка над точкой входа в на-
сос;
Ьрк—Н—потери напора в м вод. ст. на участке от подключения
компенсационной трубы до точки входа в насос.
Гидростатический напор вычисляется на основании данных
монтажной схемы системы.
Давление на выходе из насоса Р”н запишется так:
Р" = Р 4- р
где Рн—напор, создаваемый насосом, в м вод. ст.
На входе воды в мотор давление будет:
Рг — Р,г — h — Ди
л м 1 н “'стн'-м
где htmK_M—гидростатический напор, который должен преодо-
леть насос, чтобы поднять воду до входа ее в мотор.
Знак перед hcmH_M может быть положительным в
случае, когда вход воды в мотор расположен ниже
насоса:
-м—потеря напора в м вод. ст. в трубопроводах от на-
соса до мотора.
168
На выходе воды из блоков давление будет:
Р"м-р', — ^Р,п
тде Дд „—потеря напора в блоках мотора.
При входе воды в радиатор давление:
Р р~ Р м	М -р Т h-cm M—p>
где _р—потери напора в трубопроводе от мотора до радиа*
тора;
hcmM-p—гидростатический напор, вследствие низкого распо-
ложения радиатора.
Аналогично можно записать выражение для давления на
выходе из радиатора. Определив таким образом давление в харак-
терных точках системы, строят кривую распределения давлений
в системе (фиг. 85).
На графике распределения абсолютных давлений в системе
(фиг. 85, кривая /) исходное давление в расширительном бачке
принято равным 10 м вод. ст. Изменение давления в расшири-
тельном бачке не вызывает изменений закона распределения
давлений в характерных точках системы. При увеличении давле-
ния в бачке кривая 1 переместится на соответствующую вели-
чину вверх. На этом же графике нанесены кривые изменения
температуры и упругости паров воды в характерных точках
системы.
Сравнивая абсолютные давления в точках системы с упру-
гостью паров в них, можно установить точки наиболее вероят-
ного парообразования, а также решить задачу о потребном уве-
личении давления в расширительном бачке по сравнению с при-
нятым за исходное при построении кривой давлений 1.
Если при этом окажется, что путем повышения температуры
в бачке и уменьшения гидравлического сопротивления компен-
сационной трубы поднять давление до необходимого на входе
в насос не удастся, то тогда следует установить диффузор.
Необходимое повышение давления перед насосом при помощи
диффузора Рдиф можно определить по уравнению
Рсиф — ^Ркае Т &Рк (.Ррб Т ^ст	Р t)>
где Ьркав — необходимый кавитационный запас давления на
входе в насос;
P't — упругость паров воды при температуре ее на входе
в насос.
Таким образом, в результате гидравлического расчета системы
гарантируется надежная работа насоса в данной системе охлаж-
дения, определяется потребное давление на входе в насос и ре-
шается задача об обеспечении этого давления.
ГЛАВА VI
ОХЛАЖДАЮЩИЕ УСТРОЙСТВА
СИЛОВЫХ УСТАНОВОК И ИХ РАСЧЕТ
Установка двигателей на самолетах связана с необходимостью
отводить от них значительное количество тепла.
Поршневые двигатели охлаждаются непосредственным обду-
вом их цилиндров или при помощи охлаждающих жидкостей.-
Часть тепла отводится через масляную систему. Кроме того,
часто необходимо охлаждать воздух, поступающий на всасыва-
ние двигателя от турбокомпрессора или нагнетателя.
Реактивные двигатели также нуждаются в охлаждении, но
обычно их системы охлаждения тесно связаны с рабочим про-
цессом двигателя и редко нуждаются в специальных устройствах
для рассеивания тепла.
Во всех случаях охлаждения поршневых двигателей рассеива-
ние отводимого от них тепла производится в воздух: у двига-
телей воздушного охлаждения — непосредственно в воздух от
оребренных цилиндров, у двигателей же жидкостного охлажде-
ния— через охлаждающую жидкость, исполняющую роль тепло-
передающего агента, и через радиаторы.
Обдув теплорассеивающих поверхностей связан со значитель-
ным аэродинамическим сопротивлением и, следовательно, с по-
терями мощности на охлаждение. Значительное улучшение
общих аэродинамических форм самолета в течение последних
лет привело к росту удельного значения сопротивления охлаж-
дающих устройств и вызвало необходимость расчета и тщатель-
ной отработки капотов и радиаторных установок.
В качестве примера, иллюстрирующего значение потерь на
охлаждение, можно привести такие данные. Тщательно отрабо-
танные радиаторные установки поглощают от 10 до 15% мощ-
ности мотора, причем чем совершенней в аэродинамическом отно-
шении данный самолет, тем выше этот процент. Менее совер-
шенные радиаторные установки и капоты могут увеличить потери
мощности на охлаждение в 1,5 — 2 раза.
Таким образом, при разработке и расчете охлаждающих уста-
новок первой и основной задачей является обеспечение охлаж-
дения при минимально возможных потерях мощности на прояви
жение теплорассеивающих поверхностей.
170
Второй проблемой является охлаждение на больших высо-
тах. Известно, что теплоотдача в воздух зависит от его плот-
ности — при уменьшении плотности теплоотдача в воздух умень-
шается. Следовательно, при полетах на больших высотах охлаж-
дение двигателя затрудняется и приходится применять особые
средства, обеспечивающие охлаждение.
Моторные установки самолетов имеют два основных вида
охлаждающих устройств — радиаторные установки и капоты.
Ниже излагаются принципиальные основы устройства, проек-
тирования и расчета охлаждающих установок современных само-
летов, а также. способы обеспечения охлаждения на больших
высотах.
1.	Радиаторы
Рассеивание тепла, отводимого от моторов жидкостного
охлаждения, производится через радиаторы системы охлаждения
и масляной системы. Установка моторов воздушного охлажде-
ния нуждается только в радиаторах для охлаждения масла.
Кроме того, радиаторы используются для охлаждения воздуха
или смеси, поступающих на всасывание двигателя.
Радиаторы представляют собою развитую поверхность, через
которую происходит теплообмен между охлаждаемым и охлаж-
дающим веществом. В зависимости от назначения, радиаторы
различают:
а)	воздухо-водяные — воздух охлаждает воду или другую
охлаждающую жидкость (престон, антифриз);
б)	воздушно-масляные — воздух охлаждает масло^
в)	водо масляные — вода охлаждает масло;
г)	водо-воздушные — вода охлаждает воздух на входе в дви-
гатель;
д)	воздухо-воздушное — воздух охлаждает воздух, поступаю-
щий на всасывание.
Общая задача конструирования радиаторов заключается в при-
дании им возможно меньших габаритов и веса при достаточно
больших поверхностях охлаждения. При этом особое внимание
уделяется получению минимальных аэродинамических потерь
при проходе воздуха через радиатор, а также получению мини-
мальных потерь напора при проходе охлаждаемой жидкости
через радиатор. Чтобы представить себе сложность задачи по-
стройки радиатора, укажем, что поверхности охлаждения воз-
духо-водяных радиаторов современных самолетов составляют
ojxSO др_ 60 jd при габаритах фронта радиатора соответственно
0,32 X 0,7 м и 0,4 X 1,0 м.
ilo конструкции охлаждающей поверхности радиаторы разли-
чают сотовые, пластинчатые и ребристые.
Сотовые радиаторы изготовляются из большого числа круг-
лых, шестигранных или квадратных трубок, которые по концам
171
развальцованы на большие размеры и соединены при помощи
панки. Охлаждающий воздух обычно проходит внутри трубок,
а охлаждаемая жидкость—по зазорам между трубок, образован-
Фиг. 92. Устройство сотовых радиаторов
яым вследствие соединения трубок развальцованными концами.
Количество трубок в одном радиаторе достигает 7000 — 8000 шт.
Типы трубок и устройство сотовых радиаторов показаны на
Лиг. 92.
Пластинчатые радиаторы (фиг. 93а) изготовляются из трубок 1,
на которые надеты и припаяны пластины 2. Охлаждаемая жид-
«)	б)
Фиг. 93. Схемы пластинчатого и ребристого радиаторов
кость проходит по трубкам, а воздух — между трубками и пла-
стинами. Теплорассеивающая способность этих радиаторов в зна-
чительной мере зависит от теплового контакта (качества пайки)
между пластинами и трубками.
Ребристые радиаторы представляют собою группу трубок,
расположенных обычно в шахматном порядке и снабженных
плотно посаженными или изготовленными заодно с трубками
пластинами (фиг. 936).
172
Наибольшее распространение в авиации находят сотовые
радиаторы. В последнее время с ними успешно конкурируют
пластинчатые радиаторы, имеющие меньший вес, лучшие аэро-
динамические свойства и большую прочность. Однако ремонт
их в эксплоатации оказывается более сложным, чем ремонт сото-
вых радиаторов. Ребристые радиаторы применяются реже.
Кроме упомянутых типов радиаторов, иногда применяются
радиаторы, поверхность охлаждения которых образована пласти-
нами. Эти радиаторы работают наиболее часто при малых внут-
ренних давлениях и применяются в качестве воздухо-воздушных
при установке на всасывании двигателей.
Набор охлаждающих элементов заключается в корпус радиа-
тора, снабжаемый коллекторами для подвода и отвода охлажда-
емой жидкости или воздуха. Часто, особенно у маслорадпато-
ров, предусматривается так называемая рубашка радиатора —
полость вокруг корпуса радиатора, предназначенная для прохода
жидкости помимо сот в случае необходимости уменьшить ее
охлаждение. В корпусе маслорадиаторов устанавливаются пере-
пускные клапйпь!, предотвращающие разрушение радиаторов
прйповъттпепии давления масла.
'Повышенное давление масла на входе в радиатор возникает
в том случае, когда масло имеет низкую температуру и гидра-
влическое сопротивление охлаждающих элементов радиатора,
из-за большой вязкости масла, сильно возрастает, или в случае
частичного замораживания радиатора. Установка такого клапана
в маслорадиаторе показана на фиг. 65. При повышении давле-
ния клапан открывается и дает возможность маслу итти мимо
сот через рубашку радиатора на выход. При этом клапан, защи-
щая радиатор от высоких давлений, вместе с тем служит в ка-
честве регулятора температуры масла, работающего в зависи-
мости от вязкости масла. Этот же клапан содействует ускорению
прогрева масла при запуске двигателя.
Формы радиаторов определяются, главным образом, местом
установки их на самолете.
Охлаждающие элементы радиаторов изготовляются из крас-
ной_меди, латуни или алюминиевых сплавов (пластинчатые, реб-
ристые). Сталь используется для изготовления элементов кор-
пуса радиатора и значительно реже — для элементов охлаждения..
С целью повышения эффективности радиаторов движение
охлаждающей жидкости внутри радиатора организуется таким
образом, что все трубки омываются равномерно. Для этого внутри
радиаторов монтируются направляющие пластины. При проекти-
ровании и расчете используются следующие характерные гео-
метрические параметры радиаторов, которые рассмотрим приме-
нительно к воздухо-водяным радиаторам:
Z — длина трубки радиатора или глубина радиатора, предста-
вляющая собою линейный размер радиатора по направлению
потока воздуха;
173
dB—эквивалентный диаметр трубки или канала для прохода
воздуха.
Так как поперечное сечение трубки или канала радиатора
для прохода воздуха может быть разнообразно, то удобно заме-
нить его эквивалентным сечением круглой трубки, диаметр
которой называется эквивалентным диаметром. Эквивалентный
диаметр вычисляется по формуле:
г/ — ^fmP
ив г> ’
где fmp — площадь поперечного сечения трубки или канала;
Р — периметр канала или трубки, для которой вычисляется da.
Отношение глубины радиатора I к эквивалентному диаметру dB
является одной из основных характеристик радиатора. Оптималь-
I
ное отношение -т- для современных радиаторов, определяющее
& В
сопротивление, теплорассеивающую эффективность и вес радиа-
тора, лежит в пределах 60 — 80.
Поверхность охлаждения радиатора S (л/2) представляет собою
поверхность трубок или каналов радиатора, омываемою возду-
хом.	•
Существует также понятие о фронтовой поверхности радиа-
тора Fp, под которой понимают поверхность радиатора в сече-
нии, перпендикулярном потоку воздуха через радиатор.
Площадь охлаждающей поверхности радиатора S связана
<с площадью фронтовой поверхности отношением:
- FP~S-
Величина вычисляется по геометрическим данным радиа-
торов по формуле:
I
жлэ ’
.где ks—численный коэфициент, равный для сотовых радиато-
ров 4, для пластинчатых 3,2 и для ребристых 3,8;
/ж—коэфициент живого сечения радиаторов
Г
___ ж
ж р •
1 р
Здесь Гж — площадь живого сечения для прохода воздуха через
радиатор. Для сотовых радиаторов с круглыми трубками:
/ж = 0,91
d3 -f- h + 28
174
и с шестигранными трубками:
dd
d д + h + 2о
где h — ширина прохода для жидкости;
8 — толщина стенки радиаторной трубки.
Кроме геометрических характеристик авиационные радиаторы
имеют аэродинамические, тепловые и весовые характеристики.
Проход воздуха через радиатор связан с преодолением аэро-
динамического сопротивления, обусловленного трением воздуха
о стенки трубок и пластин, а также потерями на сужение и рас-
ширение потока воздуха при протекании его через радиатор.
Аэродинамическое сопротивление радиатора характеризуется
коэфициентом ^р (который зависит от геометрических парамет-
ров радиатора) числа Рейнольдса Re и температуры стенок ради-
атора.
В этом случае
dB р„
Р-
где Vmp — скорость воздуха в трубках радиатора;
р- — коэфициент вязкости воздуха;
Р„ — плотность воздуха на данной высоте полета.
Вычисление коэфициента сопротивления радиатора Ср можно
.производить по нижеследующим эмпирическим зависимостям.
Для сотовых радиаторов
^=Г	(з + -Й +1,1(1-/ж)г17^.	(31)
\	/	J J Ж
Для пластинчатых радиаторов
<р =	-JT + 0.11«	•	(32)
Для ребристых радиаторов
£ + 0,072 п j j-y .	(33)
В выражениях для величина п представляет собою число
рядов трубок по направлению воздушного потока. Для определе-
ния \тр можно пользоваться графиком фиг. 94.
Рассмотрим тепловые характеристики радиаторов.
Количество тепла в ккал, рассеиваемое радиатором через по-
верхность охлаждения, равную 1 мг, в течение 1 часа и при раз-
ности температур охлаждаемой жидкости и воздуха 1°Ц, при-
нято называть коэфициентом теплопередачи радиатора—А.
175
Общее количество тепла Q, рассеиваемое радиатором, равно:
Q = kS(tM—1„) ккал,
где £ЛС—средняя температура охлаждаемой жидкости в радиаторе
в °Ц;
£в—температура воздуха перед радиатором в Ц.
Фиг. 94. График для определения коэфициента трения радиаторов
Передача тепла от жидкости в воздух происходит через стен-
ки трубок радиатора, поэтому коэфициент теплопередачи может
быть представлен в виде составляющих его коэфициентов:
коэфициент теплопередачи от жидкости в стенку трубки:
ае—	„	„ от стенки в воздух;
\т—	„ теплопроводности стенки
_1 _ 1	1	+ S
ав	.//с	^сгн
s ж
Последним членом этого равенства можно пренебречь, так как
толщина стенок трубок радиаторов о порядка 0,00015—0,00020лг.
Коэфициент теплопроводности алюминиевых сплавов дости-
гает 175 ккал)м часО1Ц, а для латунных трубок 100 ккал1мчас Ц-
Таким образом, допустимо считать, что
176
---с-----
аа ж0'ж
причем Sж—поверхность, омываемая охлаждаемой жидкостью.
Для сотовых радиаторов по величине весьма близка S. Для:
пластинчатых и ребристых радиаторов эти величины существен-
но отличаются.
Зависимость коэфициента k от геометрических параметров ра-
диатора, условий полета и других факторов подробно исследо-
вана в течение последних лет*. Эти исследования показывают,
что теплорассеивающая способность радиаторов зависит от сле-
дующих основных факторов;
а)	скорости обдува радиатора воздухом;
б)	диаметра и длины трубок радиатора;
в)	высоты полета.
Увеличение скорости обдува радиатора повышает коэфициент
теплопередачи. При этом для водяных и масляных радиаторов
эта зависимость различна. Так для воды теплорассеивающая спо-
собность радиатора пропорциональна скорости обдува в степени
0,9, а для масла—в степени 0,567.
Необходимо, однако, помнить, что при увеличении скорости
обдува радиатора растут потери на его продвижение. Потери на
продвижение радиатора пропорциональны скорости обдува во
второй степени. Увеличение -у- радиатора также повышает его
теплорассеивающую способность, но заметное повышение при
этом происходит до значений , не превышающих 80 —100.
С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается,
и теплоотдача в воздух ухудшается. Понижение температуры ат-
мосферного воздуха с увеличением высоты полета увеличивает
перепад температур на радиаторе, но эффект уменьшения тепло-
отдачи в разреженный воздух значительно больший.
В стратосфере, то есть начиная с 11 000 м, уменьшение тепло-
отдачи в разреженный воздух совсем не компенсируется увели-
чением перепада температур на радиаторе, так как температура
воздуха остается постоянной и теплорассеивающая способность
радиаторов резко уменьшается. При этом, с увеличением высоты
полета, коэфициент теплопередачи снижается значительно быст-
рее у водяных радиаторов, чем у радиаторов для охлаждения
масла.
Обычно коэфициент теплопередачи конкретного радиатора
определяется экспериментально, но при расчетах геометрические
параметры радиатора, тепловые и гидравлические условия ра-
* Наиболее известны работы Н. Б. Марьямова и С. П. Щербакова.
12
Волков
177
•боты ^радиатора могут существенно отличаться от условий экс-
перимента. Поэтому при расчетах приходится пользоваться обоб-
щенными результатами экспериментального исследования радиа-
торов при помощи соответствующих критериев подобия. Такими
Фиг. 95. Номограмма для определения Nu для сотовых
радиаторов, состоящих из круглых трубок
критериями, как известно, являются критерии Рейнольдса—Re,
Нуссельта—Nu и Пекле—Ре.
Пользуясь этими критериями, коэфициент теплопередачи от
жидкости к стенке можно записать:
Ct
Ж -

178
Здесь кж—коэфициент теплопроводности жидкости в ккал!мчас °Ц
d3M.—эквивалентный диаметр канала для прохода жидкости
в М;
Ыиж—число Нуссельта для жидкости.
При^турбулентном движении жидкости через радиатор, когда
Rei>2320
Nu^=0,024 Re/5 Ре <4
Фиг. 96. Номограмма для определения Nu для сотовых
радиаторов, состоящих из шестигранных трубок
При ламинарном режиме, когда Re <2320
/ d \0-2
NuK=3,6 Реж-т^
При Этом
и.,   dем ж
у.
уж
Р _____ 3600 ж^ж^-вЖ^ Ж
гДе LM—длина пути движения жидкости от входа в радиатор до
выхода из него в м;
—скорость потока жидкости в каналах радиатора в м/сек;
12*
179
v^—кинематический коэфициент вязкости жидкости в м2[сек-
7ж—вес единицы объема жидкости в кг/м3-,
Сж— теплоемкость жидкости в ккал)кг ’Ц.
Коэфициент теплопередачи от стенки к воздуху ав запишется:
NuX
’•= дг 	<34)
где X—коэфициент теплопроводности воздуха в ккал/м час ° Ц;
^—эквивалентный диаметр радиаторной трубки или канала
между пластинами и трубками.
Фиг. 97. Номограмма для определения Nu
для пластинчатых радиаторов
Выражения для параметра Nu и параметров Re и Ре анало-
гичны выражениям, написанным для аж. Величины в этих выра-
жениях L, V, v и 7 берутся для воздуха.
Практически расчет коэфициентов теплопередачи ведется при
помощи номограмм (фиг. 95, 96 и 97)*. Сначала вычисляется чи-
* Номограммы и большинство иллюстраций взяты из работ К. А. Ушако-
ва, А. И. Сильмана, В. Г. Николаенко и Ю. Г. Лимонад.
180
<ло Re, а затем для выбранного отношения радиатора нахо-
дится величина параметра Na.
По найденному Nu вычисляются ам и ав. Параметры воздуха
v и X следует при этом принимать с учетом температуры воз-
духа перед радиатором и высоты, для которой производится рас-
чет, а его теплоемкость берется при постоянном давлении Ср.
Вес радиатора с жидкостью, отнесенный к 1 м2 фронтовой по-
верхности радиатора, может быть вычислен по формулам, обо-
снованным на статистических материалах.
Для сотовых радиаторов
Сг ~ 24 ___I__
0,77 •
Для пластинчатых радиаторов
Gpi ~ 18	0 75- .
Полный вес радиатора с водой
Gp — Gpl Fр.
2. Радиаторные установки
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ РАДИАТОРНЫХ УСТАНОВОК
Во всех случаях установки радиаторов на самолетах прихо-
дится решать задачу по размещению их, расчету и выбору форм
как самого радиатора, так и обтекателя, в который он заключен.
Необходимо отметить, что, примерно, до 1937 г. радиаторы
устанавливались на самолетах в свободном потоке воздуха, обте-
кающего самолет, и не заключались в обтекатели. Регулирова-
ние охлаждения при этом достигалось изменением степени выд-
вижения радиатора за очертания самолета. Маслорадиаторы в то
время часто совсем не применялись, так как мощность и тепло-
вая напряженность моторов были низкими и теплоотдача в мас-
ло составляла небольшую величину. Охлаждение масла в баке
и в трубопроводах системы оказывалось достаточным. Однако с
увеличением мощности моторов применение радиаторов для ох-
лаждения масла стало совершенно необходимым.
Беспрерывный рост скорости полета в то же время потребо-
вал снижения аэродинамического сопротивления охлаждающих
Устройств. Увеличение высотности моторов еще более усложнило
задачу охлаждения, так как с ростом высоты полета плотность
воздуха уменьшается и теплорассеивающая способность радиа-
торов ухудшается. Количество тепла, рассеиваемое радиаторами
ва больших высотах, при этом возросло из-за роста мощности и
высотности двигателей..
181
Повышение эффективности радиаторов и уменьшение [потерь
на продвижение их может быть достигнуто двумя основными
способами: а) повышением перепада температур на радиаторе путем
увеличения температуры охлаждаемой жидкости и б) выбором
наивыгоднейшей скорости обдува радиатора.
Дело в том, что теплорассеивающая способность радиатора,
примерно, пропорциональна скорости обдува его в первой сте-
пени, или даже менее того, а аэродинамическое сопротивление
радиатора пропорционально скорости обдува во второй степени.
Следовательно, при уменьшении скорости обдува аэродинами-.
ческое сопротивление радиатора уменьшается на большую вели-
Фиг. 98. Схема радиаторной установки
чину, ч’ем теплорассеивающая способность. Поэтому выгодно
уменьшать скорость обдува радиатора, несмотря не некоторое
увеличение при этом его фронтовой поверхности. Обычно наи-
выгоднейшая скорость обдува радиатора в 3—4 раза меньше
скорости полета. Уменьшение скорости обдува радиатора мо^ет
быть достигнуто заключением его в туннель, выходное-етверетие
которого меньше_ площади фронта рдиатора.
Заключение радиатора в туннель, кроме того, снижает его
внешнее аэродинамическое сопротивление и дает возможность
легко осуществить регулирование охлаждения путем изменения
расхода воздуха через туннель. Радиатор, заключенный в тун-
нель, принято называть радиаторной установкой. Устройство та-
кой установки показано на фиг. 98.
Радиатор 1 заключен в обтекатель 2, который образует тун-
нель. Туннель имеет входной участок 3, часто называемый диф-
фузором туннеля, и выходной участок 4. Заслонка туннеля 5
управляется из кабины летчика и служит для изменения расхода
воздуха через туннель путем изменения площади выходного от-
верстия радиаторной установки.
На фигуре показана радиаторная установка подвесного типа»
выступающая за очертания самолета. В практике самолетострое-
ния применяются самые разнообразные схемы радиаторных уста-
новок. Кроме выступающих применяются радиаторные установки,
182
частично или полностью укрытые в частях самолетов, лобовые
радиаторные установки и др.
При размещении радиаторов на самолете и при выборе типа
радиаторной установки конструктор, руководствуясь необходи-
мостью получения минимальных потерь мощности на охлажде-
ние, должен учитывать удобство осмотра, ремонта и эксплоата-
ции. Необходимо также обеспечить наименьшую длину водо-
маслопроводов, возможно большую защищенность радиатора от
огня противника и предохранить радиаторную установку от пов-
реждений при посадке с убранными шасси. В зависимости от наз-
начения самолета, то или иное требование к радиаторной уста-
новке может иметь большее значение, и с целью выполнения
его приходится в меньшей мере выполнять другие требования.
Лучшим типом радиаторной установки, с точки зрения снижения
потерь мощности на охлаждение, является внутренняя радиатор-
ная установка в крыле самолета. Установки этого типа почти
не имеют частей, выступающих из контура самолета.
Работает радиаторная установка следующим образом. Поток
набегающего воздуха захватывается входным отверстием и при
помощи входного диффузора туннеля подводится к радиатору.
При этом происходит значительное торможение воздуха. Кине-
тическая энергия воздуха, вследствие расширения входного ка-
нала и торможения у радиатора, переходит в потенциальную
энергию давления и тепловую энергию. Температура воздуха
перед радиатором повышается.
В диффузоре туннеля, вследствие трения воздуха о его стенки,
а также вследствие могущих быть завихрений потока, имеют
место потери напора, составляющие значительную часть внутрен-
него сопротивления туннеля.
При проходе воздуха через радиатор к нему подводится тепло,
отдаваемое охлаждающейся жидкостью. В результате теплообмена
общий баланс энергии воздуха возрастает. Кроме того, проте-
кание воздуха через радиатор связано с потерями напора на тре-
ние воздуха о стенки трубок радиатора.
Выходной участок туннеля радиаторной установки служит
для регулирования расхода воздуха через туннель. Он постепенно
сужается вдоль потока воздуха, а площадь его выходного от-
верстия изменяется при помощи заслонки. Сужающаяся форма
выходного канала туннеля, а также подогрев воздуха в радиа-
торе, вызывают рост скоростного напора воздуха на выходе из
туннеля. Поэтому выход воздуха из радиаторной установки сопро-
вождается появлением реактивной силы, направленной в сторону,
противоположную движению воздуха.
Потери мощности мотора на преодоление сопротивления вы-
ходного канала, а также сопротивления диффузора и радиатора,
в значительной мере компенсируются реактивной тягой радиатор-
ной установки, и при некоторых условиях может оказаться, что
Последняя будет больше всех внутренних потерь.
183
Кроме внутренних потерь радиаторная установка вызывает
внешние потери. Внешние потери радиаторной установки обу-
словлены ухудшением аэродинамических форм самолета: высту-
пающий туннель, заслонка на выходе из туннеля, влияние вход-
ного отверстия туннеля на обтекание самолета.
Потери мощности на продвижение радиаторной установки при
этом вызываются трением воздуха о стенки туннеля, интерферен-
цией туннеля с другими частями самолета и сопротивлением
формы. Кроме того, при негерметичности туннеля выход воздуха
из туннеля наружу через неплотности может нарушить внешнее
обтекание туннеля и увеличить его внешнее сопротивление.
Наконец, необходимо отметить потери мощности на „провоз"
веса радиаторной установки. Вес радиаторной установки увели-
чивает общий вес самолета и вызывает поэтому увеличение пло-
щади несущих поверхностей. Потери мощности на продвижение
дополнительной поверхности крыла относятся также к потерям
на продвижение радиаторной установки.
Основную часть общих потерь радиаторной установки соста-
вляют внешние потери. Поэтому конструктор самолета стремится
выбрать наиболее выгодную радиаторную установку, имеющую
минимальные внешние потери и оптимальные формы внутренних
каналов туннеля.
Протекание воздуха через туннель характеризуется коэфици-
ентом расхода воздуха а, представляющим собою отношение
скорости воздуха перед радиатором Vp к скорости воздуха вдали
перед туннелем Vo.
а=^-.	(35)
Величина коэфициента расхода воздуха а, как видно из выра-
жения (35), определяется скоростным напором воздуха на входе
в туннель, зависящим от Vo, и внутренним сопротивлением радиа-
торной установки, от которого зависит величина Vp.
В полете, при изменении скорости полета и изменении при
помощи заслонки площади выходного отверстия туннеля, расход
воздуха через туннель изменяется, и соответственно меняется
величина а. Изменение коэфициента расхода воздуха вызывает
изменение общего сопротивления радиаторной установки.
С другой стороны, потребный расход воздуха через туннель
определяется режимом работы двигателя.
Таким образом, существует оптимальное значение коэфици-
ента расхода воздуха через туннель, при котором обеспечивается
достаточное охлаждение с минимально возможными потерями
на охлаждение. Определение оптимального коэфициента расхода
а и соответствующей ему площади выходного отверстия соста-
вляет основную задачу расчета радиаторной установки.
Потери мощности мотора на продвижение радиаторной уста-
новки &Nру в общем виде можно записать выражением
184
^JPy=-P^-
где Хру~сила лобового сопротивления установки, на преодо-
ление которой расходуется мощность;
Ц.—скорость полета;
т)в —кпд винта.
При этом
^^ру—^^руО +	^рУе,
где ДЛ/р-уо — потери мощности на преодоление внешнего сопро-
тивления радиаторной установки;
АМрувн — потери мощности на преодоление внутреннего со-
противления;
ANpyg — потери мощности на провоз веса радиаторной уста-
новки.
Переходя к общепринятым безразмерным коэфициентам, мо-
жем записать в общем виде:
2 р
где Fp—площадь фронта радиатора, принятая за характерную
поверхность.
Тогда:
(С,, 4- С, „ + С„)	F,
Q
Здесь Сл0—коэфициент внешнего лобового сопротивления радиа-
торной установки;
—коэфициент внутреннего лобового сопротивления
радиаторной установки;
Cxg— коэфициент лобового сопротивления радиаторной
установки, вызываемый провозом ее веса.
с —ь_____ р___с
^xg~K г. '•'лкрг
с 1 р
^кр
где Gp —вес радиатора с жидкостью в кг;
р----нагрузка на 1 м2 поверхности крыла в кг\м2\
*“* кр
Схкр—коэфициент лобового сопротивления крыла;
k = 1,8—0,002 „ коэфициент, учитывающий увеличение веса
самолета, вызванное провозом веса радиатора.
185
Определение СА0 производится опытным путем при продувке
радиаторных установок на самолетах в аэродинамической трубе.
Что касается Схвн, то величина его может быть определена рас-
четным путем.
Часто, однако, в расчетах и в качестве характеристик радиа-
торных установок пользуются безразмерными коэфициентами С,
представляющими собою отношение потерь напора Д/7 к ско-
ростному напору.
г— дя
pV2 ’
2
В дальнейшем при расчете радиаторной установки будут при-
менены отвлеченные величины а, Сх и С. Но раньше необходимо
выяснить значение каждого из характерных участков радиатор-
ной установки и установить их рациональные формы.
ХАРАКТЕРНЫЕ УЧАСТКИ РАДИАТОРНОЙ УСТАНОВКИ
При движении воздуха через радиаторную установку он про-
ходит последовательно:
а)	участок, расположенный непосредственно перед входом
в туннель;
б)	входной участок туннеля—диффузор;
в)	радиатор;
г)	выходной участок туннеля-
Поскольку на каждом из характерных участков происходят
потери напора, а также происходит изменение параметров воз-
духа (I/, Р, р и t), очевидно, необходимо при проектировании
стремиться к наивыгоднейшим условиям прохода воздуха через
радиаторную установку.
Рассмотрим причины, влияющие на движение воздуха в каж-
дом характерном участке, и на этой основе выясним принципы
проектирования радиаторной установки.
Участок притекания. У входа в туннель воздух проходит
участок, непосредственно расположенный перед ним. У радиа-
торных установок в лобовой части моторной гондолы и в крыле
участок притекания обычно не влияет на работу радиаторной
установки. В случае же расположения радиатора в подвесном
туннеле под моторной гондолой, крылом или под фюзеляжем,
имеет место значительное влияние участка притекания — воздух
затормаживается неровностями и выступающими деталями на
поверхности, вдоль которой он подходит к туннелю. Такими
деталями могут быть лючки в капоте, поперечные стыки листов
обшивки, волнистая поверхность листов или маслорадиатор, уста-
новленный перед водорадиатором.
Торможение потока воздуха, при подходе его вдоль стенки, сни-
жает напор перед радг аторной установкой и вызывает уменьшение
186
коэфициента расхода воздуха. Необходимо поэтому при эксплоа-
тации самолетов следить за состоянием поверхностей перед вхо-
дом в туннель радиатора, не допуская деформаций различных
лючков, листов обшивки и т. п. Причем степень торможения
потока возрастает по мере приближения к стенке. В отдельных
случаях потери на участке притекания снижают полный напор
перед радиаторной установкой на 40—45%.
Для уменьшения влияния участка притекания применяют слив
пограничного слоя потока, прилегающего непосредственно
к стенке. С этой целью забор воздуха в туннель производят
несколько дальше от стенки.
На фиг. 99 изображена схема передней части туннеля со сли-
вом пограничного слоя. Там же нанесена эпюра распределения
Фиг. 99. Эпюра скоростей потока воздуха на участке
притекания
скоростей перед туннелем, показывающая, как скорость воздуха
уменьшается при приближении к стенке.
Если наиболее заторможенную часть потока воздуха у слить, то
есть не забирать в туннель, то эффективность радиаторной уста-
новки возрастет. При сливе слоя с расходом в 15% от расхода
через туннель, коэфициент полного напора перед туннелем воз-
растает, примерно, на 30%.
Кроме того, влияние участка притекания сказывается на ре-
жиме движения воздуха в диффузорной части туннеля, так как
распределение скоростей в потоке, складывающееся на участке
Притекания, влияет на процесс движения воздуха в диффузоре.
Входной участок туннеля. Ранее упоминалось, что наивы-
годнейшая скорость обдува радиатора в 3—4 раза меньше ско-
рости полета. Чтобы достичь такого уменьшения скорости об-
Дува радиатора при наивыгоднейшей форме конического диффу-
187
зора с прямолинейными стенками, необходимая конусность диф-
фузора определяется его центральным углом в 8—10°.
При средней площади фронта радиатора в 25—30 дм2 такой
диффузор должен иметь длину около 1500 мм. По конструк-
тивным соображениям применение столь длинных диффузоров
невозможно. Уменьшение длины диффузора, при той же степени
уменьшения скорости воздуха, вызывает повышение интенсивности
нарастания давления по мере приближения к радиатору. Эта
интенсивность нарастания давления характеризуется так назы-
ваемым градиентом давления — степенью повышения давления
dp
на единицу длины —	.
Увеличение градиента давления при укорочении диффузора
вызывает отрыв струек воздуха от внутренних стенок диффузора,
сопровождающийся значительными потерями. Отрыв потока от
стенок диффузора объясняетбя недостаточностью кинетической
энергии струек воздуха у стенок для преодоления возрастаю-
щего давления. Чтобы устранить опасность отрыва потока от
стенок укороченного диффузора, его стенкам придают криво-
линейную форму. При движении воздуха по диффузору с криво-
линейными стенками возникают центробежные силы, уменьшаю-
щие давление у стенок и повышающие его по оси диффузора.
Таким путем удается обеспечить безотрывное течение воздуха
вдоль стенок и устранить излишние потери во входном участке
туннеля.
На режим движения воздуха по диффузору существенное
влияние, кроме того, оказывает радиатор, представляющий
собою сопротивление, выравнивающее скорости по сечению по-
тока в диффузоре. Поэтому, если на входе в диффузор с криво-
линейными стенками угол раствора стенок следует брать наивы-
годнейшим (8—10°), то по мере приближения к радиатору этот
угол может возрастать без опасности отрыва потока от стенки.
Экспериментальное исследование радиаторных установок с
диффузором, образованным криволинейными стенками, показы-
вает, что в этом случае является целесообразным сохранять
градиент давления вдоль потока к радиатору постоянным.
При проектировании радиаторных установок профилирование
входного участка с постоянным градиентом давления может
•быть произведено по формуле:
Принятые обозначения показаны на фиг. 100, причем
Fp—площадь фронта радиатора;
Fe — площадь входного отверстия туннеля;
1-8S
le — длина входного канала;
Fx—искомая площадь сечения диффузора на расстоя-
нии х от радиатора.
Площадь входного отверстия Fe следует выбирать для под-
весных радиаторных установок таким образом, чтобы средняя
скорость на входе воз-
духа в туннель соста-
вляла 0,45—0,60 мак-
симальной скорости по-
лета. Однако построе-
ние входного канала по
принципу сохранения
постоянства градиента
давления еще не гаран-
тирует наиболее эффек-
тивного подвода воз-
духа к радиатору *.
По ряду причин це-
лесообразно непосред-
родиатдр
ственно на входе в Фиг. 100. Диффузор радиаторной установки
диффузор предусмат-
ривать коллекторный участок, постепенно переходящий в диф-
фузор, построенный по принципу постоянства градиента давления.
Перед радиатором диффузор тоже имеет переходной участок,
начинающийся на расстоянии 8—10% высоты радиатора от его
передней плоскости.
Основные соотношения размеров входного канала радиатор-
ной установки подвесного типа, когда входное отверстие рас-
положено вблизи носовой части фюзеляжа или моторной гон-
долы,. показаны на фиг. 101.
При построении входного канала подвесной радиаторной
установки, расположенной вдали от носовой части фюзеляжа
или моторной гондолы, следует руководствоваться теми же со-
отношениями, но верхняя стенка входного канала в этом случае
должна иметь меньшую кривизну, чем нижняя, а радиатор должен
быть наклонен так, чтобы плоскость фронта составляла равные
углы с верхней и нижней стенками туннеля.
Входной канал радиаторной установки, размещенной в крыле,
должен разрабатываться с учетом влияния его на обтекание
крыла. Дело в том, что форма входного отверстия и его рас-
положение на передней кромке крыла в некоторых случаях могут
уменьшить подъемную силу крыла на 10—12% и не дадут воз-
можности реализовать преимущества крыльевой радиаторной
установки.
* Подробно анализ работы и проектирование радиаторных установок
изложены в работах К. А. Ушакова, А. И. Сильмана, В. Г. Николаенко и
К). Г. Лимонад.
18»
Рационально устроенный вход в крыльевую радиаторную
установку имеет площадь входного отверстия не менее 32—35°/0
площади фронта радиатора и высоту входного отверстия, соста-
вляющую не более 3—4°/0 хорды крыла в сечении, в котором
Фиг. 101. Наиболее выгодные соотношения размеров диффузора
FK = (1,15-1,20)
l2 = (0,08 — 0.1) hp
ls - (0,05 4-0,1)/e
Z4s;0,1/£
Fe = (0,35—0,45) Fp
Fn = 0,97Fe
установлен радиатор. Входное отверстие необходимо располагать
в зоне положительных давлений, как это показано на фиг. 102.
Ось входного канала туннеля должна совпадать с направле-
нием подхода потока воздуха к крылу на режимах полета в диа-
пазоне изменения углов атаки от 2° до 8°.
Радиатор. С точки зрения общей аэродинамики радиаторной
установки, как уже упоминалось ранее, радиатор играет значи-
тельную роль в организации потока воздуха по диффузору.
Представляя собою значительное сопротивление, радиатор вырав-
нивает поток на выходе из диффузора и содействует равномер-
ному распределению скоростей в этом потоке.
Кроме того, неправильная установка радиатора может при-
вести к увеличению его аэродинамического сопротивления за
190
счет срыва струек воздуха при входе в трубки радиатора, осо-
бенно в верхней его части. Эти потери будут тем больше, чем
больше угол между направлением движения воздуха и осью
трубок. Поэтому углы притекания струек воздуха к радиатору
в верхней части его должны быть не более 15°--20 .
Выходной участок туннеля. Выходной участок туннеля
служит для регулирования расхода воздуха через туннель и с
этой целью снабжается управляемой заслонкой на выходе.
Площадь выходного отверстия изменяется при помощи зас-
лонки в зависимости от режима полета. Расчет потребной пло-
Фиг. 102. Расположение входного отверстия
крыльевой радиаторной установки
щади выходного отверстия приведен ниже в разделе „Расчет
радиаторной установки".
Устройство и расположение на самолете выхода из радиатор-
ной установки имеет большое значение как для общей аэроди-
намики самолета, так и для работы радиаторной установки. При
крыльевых радиаторных установках вывод воздуха на верхнюю по-
верхность крыла при неправильном устройстве может снизить
подъемную силу крыла на 15—20%.
Особенно тщательно должна подбираться форма жалюзи или
заслонки на выходе из туннеля. Например, известно, что замена
на самолете Пе-2 жалюзи специально разработанной в ЦАГИ
заслонкой привела к увеличению подъемной силы крыла на 15°/0
и сократила время набора высоты в 5000 м на 21 %.
Необходимо также иметь в виду, что наиболее рациональным
является вывод воздуха на верхнюю поверхность крыла. Объяс-
няется это тем, что со стороны нижней поверхности крыла,
особенно на больших углах атаки, имеет место повышенное да-
вление, что уменьшает расход воздуха через туннель. На верхней
же поверхности крыла с увеличением углов атаки разрежение
возрастает и улучшаются условия для работы радиаторной уста-
новки на режимах взлета.
я
191
Для высотных самолетов, летающих на высоте с большими
углами атаки, это имеет особое значение. Поэтому вывод воздуха
на верхнюю поверхность крыла высотного самолета дает возмож-
ность уменьшить размеры и вес радиатора на 20—ЗО°/о, по срав-
нению с радиатором при выходе воздуха под крыло.
3.	Капоты моторов воздушного охлаждения
Рассеивание тепла, отводимого от мотора воздушного охлаж-
дения, производится непосредственным обдувом цилиндров. Тепло-
обмен с воздухом происходит через оребренные поверхности
цилиндров и связан, следовательно, с преодолением аэродинами-
ческого сопротивления. Поэтому воздушное охлаждение мотора
представляет собою комплексную задачу, заключающуюся в обес
печении требуемого охлаждения при минимальных аэродинами'
ческих потерях.
Первоначально, при малых скоростях полета и несовершен-
ных аэродинамических формах самолета, моторы воздушного
охлаждения устанавливались в свободном потоке воздуха, без
каких-либо приспособлений для охлаждения. При малых скоро-
стях полета, с целью получения необходимой интенсивности
обдувки цилиндров, применяли ротативные моторы, которые
имели вращающиеся вокруг коленчатого вала цилиндры. С ростом
скорости полета необходимость вращения цилиндров отпала, и ох-
лаждение обеспечивалось обдувкой набегающим потоком воздуха.
Если в начале развития авиации удельное значение аэродина-
мических потерь на охлаждение было невелико, то по мере со-
вершенствования аэродинамических форм самолета и роста ско-
рости полета оно значительно возросло и вызвало необходи-
мость заключения моторов в обтекатели, снижающие эти потери.
Первые капоты моторов воздушного охлаждения имели на-
значение снижать аэродинамическое сопротивление. К такого
рода капотам-обтекателям относится кольцо Тауненда, появи-
вшееся в 1928— 30 г.г. и представляющее собою профилирован-
ное кольцо, надеваемое вокруг мотора на головки цилиндров.
Идея кольца Тауненда заключалась в том, что оно, прижимая
поток воздуха, обтекающий головки цилиндров, к фюзеляжу,
локализовало вихревую зону за цилиндрами и тем самым умень-
шало сопротивление мотора. При этом сопротивление снижалось
на 20—30%.
Затем появился капот NACA, являющийся более совершенным
обтекателем, почти полностью закрывавшим цилиндры мотора.
Значительно снижая лобовое сопротивление мотора (на 40—5О°/о).
капот NACA затруднил охлаждение его и потребовал специальной
разработки вопросов охлаждения мотора, заключенного в капот-
обтекатель.
Таким образом, капот-обтекатель постепенно превратился в
капот-систему охлаждения, и задача капотирования мотора воз-
192	•
душного охлаждения стала комплексной — обеспечение требуе-
мого охлаждения при минимальных аэродинамических потерях.
Дальнейшее развитие авиационной техники еще более услож-
нило как задачу охлаждения, так и задачу уменьшения потерь
на продвижение мотора в полете. Увеличение мощности моторов
вызвало рост количества отводимого тепла, а возросшая высот-
ность моторов затруднила теплообмен, так как плотность воздуха
с высотой уменьшается. Кроме того, увеличение диапазона ско-
ростей самолета вызвало необходимость обеспечивать охлажде-
ние при весьма разнообразных условиях обдува моторной уста-
новки.
Современный капот мотора воздушного охлаждения пред-
ставляет собою систему, обеспечивающую эффективное охлаж-
дение при минимальных потерях. Он должен отвечать следую-
щим основным требованиям:
а)	охлаждение мотора должно быть достаточным и с минималь-
ными аэродинамическими потерями на всех режимах и высотах
полета, а также при любых атмосферных условиях;
б)	цилиндры мотора должны обдуваться равномерно, причем
характеристикой равномерности охлаждения служит разбег темпе-
ратур головок отдельных цилиндров. Допустимый разбег соста-
вляет 25—30° Ц;
в)	регулирование охлаждения мотора должно быть эффектив-
ным и удобным в эксплоатации;
г)	не допускается переохлаждение цилиндров мотора на ре-
жимах планирования и пикирования при низких температурах
воздуха;
д)	конструкция капота должна допускать быструю разборку
его для осмотра и выполнения эксплоатационных работ на агре-
гатах моторной установки, а также удобные подходы к агре-
гатам;
е)	капот должен быть прочным.
УСТРОЙСТВО КАПОТА
Типичный современный капот на мотор воздушного охлаж-
дения показан на фиг. 103.
Главными частями капота являются: внешний обтекатель 1,
обтекатель носка картера 2, обтекатель втулки винта 3 (кок
винта), внутренний капот 4 и заслонки 5, служащие для регу-
лирования площади выходного отверстия капота. Кроме того,
на входе в капот, часто устанавливают жалюзи 6.
Внешний обтекатель 1 придает моторной установке удобо-
обтекаемую форму и состоит из передней, изогнутой, части и
следующей за ней прямой, цилиндрической части, которая за-
канчивается заслонками 5.
Передняя изогнутая часть капота строго профилирована,
причем внешний обвод ее подбирается из условий получения
13
Волков
193
наивыгоднейшего обтекания воздухом, а внутренний обвод опре-
деляется профилем входного канала капота, имеющим большое
значение для внутреннего сопротивления капота. Кроме того,
передняя, изогнутая, часть капота наиболее нагружена аэродина-
мическими силами и конструктивно выполняется в виде неразъ-
емного профилированного кольца повышенной прочности. Зад-
няя часть капота состоит из ряда легкосъемных крышек, по-
зволяющих производить осмотр и уход за агрегатами моторной
установки.
Кок винта 3 и обтекатель носка картера 2 образуют общий
обтекатель передней части .мотора, являющийся второй стенкой
Фиг. 103. Схема капота
входного канала капота. Вход воздуха внутрь капота проис-
ходит через кольцевое отверстие 7 под действием скоростного
напора набегающего потока воздуха и обдувки винтом.
Внутренний капот 4 служит в качестве обтекателя замотор-
ной части установки и профилирует выходной канал капота.
Выходное отверстие капота может быть выполнено разнообразно:
в виде кольцевого отверстия по всей окружности капота, или
в виде отверстий, составляющих часть кольца капота. Для из-
менения площади выходного отверстия, с целью регулирования
расхода воздуха через капот, устанавливаются заслонки 5, упра-
вляемые из кабины летчика.
Жалюзи 6 служат для предохранения мотора от переохлаж-
дения на режимах длительного планирования, когда пониженный
тепловой режим работы мотора сочетается с интенсивной об-
дувкой его. Жалюзи управляются также из кабины летчика.
194
Кроме рассмотренных элементов капота в систему охлажде-
ния мотора входят также дефлекторы, устанавливаемые на ци-
линдрах. Дефлекторы служат для направления потока воздуха
на заднюю, плохо обдуваемую сторону цилиндров, и благодаря
лучшему использованию протекающего воздуха снижают необ-
ходимый расход воздуха через капот. Нагрев воздуха в капоте,
характеризующий использование его, при дефлекторах достигает
50" —60°.
Охлаждение мотора, а следовательно, и работа капота контро-
лируются замером температуры головки одного из задних цилин-
дров при помощи термоэлектрического термометра (термопары).
Конструктивно капоты выполняются в виде каркаса, набран-
ного из дюралевых профилей, переднего кольца и ряда съемных
Фиг. 104. Устройство капота
крышек. Каркас капота обычно крепится к цилиндрам мотора
и к моторной раме при помощи кронштейнов. Съемные крышки
закрепляются на каркасе при помощи стяжных лент и замков,
или же имеют шарнирные соединения, позволяющие крышку
отклонять в сторону, не снимая ее полностью с каркаса.
На фиг. 104 показаны съемные части капота, позволяющие
производить обслуживание моторной установки самолета во
время эксплоатации.
РАБОТА И ХАРАКТЕРИСТИКИ КАПОТА
Поток воздуха, набегающий на капот, в полете разделяется
на две части—одна часть обтекает капот снаружи, а вторая че-
рез входное отверстие проходит внутрь капота и далее посту-
пает на охлаждение цилиндров.
13*
195
Обтекание внешней части капота определяет аэродинами-
ческое сопротивление моторной установки и зависит от формы
изогнутой части капота и угла подхода струй воздуха к капоту.
Оно характеризуется распределением давления по внешней части
капота, от которого зависит положение точки перехода лами-
нарного пограничного слоя в турбулентный и скорость, при ко-
торой возникает волновой кризис. Как известно, появление «вол-
нового кризиса в потоке воздуха, обтекающего капот снаружи,
связано с резким возрастанием сопротивления.
Кроме того, распределение давлений по внешней части капота
определяет аэродинамические нагрузки, действующие на капот в
полете, и является исходным при расчете капотов на прочность.
Поток воздуха, поступающий внутрь капота, используется
для охлаждения мотора и проходит через систему сопротивлений,
образованную цилиндрами и частями капота. Преодолевая сопро-
тивление внутренней части капота, воздух тормозится, причем
торможение сопровождается изменением параметров воздуха —
скорости V, давления Р, температуры t и плотности р. Вслед-
ствие торможения перед цилиндрами, воздух нагревается и дав-
ление его повышается. При проходе воздуха вокруг цилиндров
его температура и другие параметры продолжают изменяться
за счет нагрева теплом, полученным от мотора, и преодоления
сопротивления системы цилиндры—дефлекторы. Затем воздух:
поступает в выходной канал капота и после преодоления его
сопротивления выходит наружу.
Вследствие нагрева воздуха при проходе внутри капота,,
скорость его на выходе из капота возрастает. Выход воздуха
из капота с большой скоростью дает реакцию, направленную в'
сторону, противоположную движению воздуха, и перекрывающую
значительную часть внутренних сопротивлений системы капот—
мотор.
Потери напора при проходе воздуха у цилиндров и де-
флекторов принято характеризовать эквивалентным отверстием
мотора Фм м2. Аналогично потери во входном канале капота ха-
рактеризуются эквивалентным отверстием входного канала Фе.
Под эквивалентным отверстием какой-либо гидравлической
системы понимают отверстие в тонкой стенке, дающее при
равных давлениях тот же расход, что и данная система. Таким
образом, эквивалентным отверстием мотора называется такое
отверстие, которое при коэфициенте истечения, равном единице,
и при напоре, равном полной потере напора в системе мотор—
дефлекторы, пропускает такое же количество воздуха, как и
данная система.
Эквивалентное отверстие мотора определяется путем продувки
мотора в аэродинамической трубе, но приближенно может быть
подсчитано по формуле:
Фл, = 0,0057/лСл/<
196
Если в результате продувки мотора известна полная потеря
запора при проходе воздуха у цилиндров Д7УИ и весовой расход
воздуха Go задан, то эквивалентное отверстие мотора может быть
определено следующим образом:
где 7 и р—удельный вес и плотность воздуха перед цилиндрами
мотора.
В свою очередь, приближенно
Go = O,24\/NT.
В таблице 11 указаны величины Фм и потребный расход воз-
духа Go для трех моторов.
Таблица 11
-Мотор		АШ-62	М-88	АШ-82
<А« -и2 ....... .	0,20	0,185	0,20 -0,22
On кг!сек		8	8,5	9,0
Расход воздуха через капот может быть замеряй также в объ-
емных единицах W (мЛ1сек).
Установим понятия потребного и располагаемого расхода воз-
духа через капот.
Потребным расходом воздуха через капот Wn называется
такое количество воздуха, проходящего через капот, при кото-
ром обеспечивается требуемая температура головок цилиндров,
указываемая моторостроительным заводом. В общем виде по-
требный расход воздуха можно записать так:
тут _I1 /___Qm
п~
где р— плотность воздуха;
и.	— коэфициент вязкости воздуха;
Q„— количество тепла, отводимого от мотора;
k— коэфициент теплопередачи от ребер цилиндров в воздух;
х — теплопроводность воздуха;
и 4 — температура ребер цилиндров и воздуха;
п — опытная величина.
Потребный расход воздуха через капот Wn в полете меняет-
ся в зависимости от:
а)	режима работы мотора (Q,,, tK). Количество тепла, подле-
жащее отводу от мотора QM определяется режимом его работы.
При форсировании мотора количество рассеиваемого тепла воз-
растает, и потребный расход воздуха через капот увеличивается;
197
б)	температуры атмосферного воздуха (te). С увеличением
температуры воздуха, омывающего цилиндры мотора, перепад
температур между поверхностью ребер цилиндров (£ч) и воз-
духом (te) уменьшается. Это ухудшает теплообмен и вызывает
увеличение потребного расхода воздуха через капот;
в)	высоты полета (р). Плотность воздуха с увеличением высоты
полета уменьшается. Иначе говоря, для сохранения потребного
весового расхода воздуха через капот при увеличении высоты
полета, необходимо увеличивать объемный расход.
Таким образом, для современных авиационных моторов, фор-
сированных как по наддуву, так и по числу оборотов, и сохра-
няющих мощность до больших высот, потребный расход воз-
духа через капот беспрерывно увеличивается.
Располагаемым расходом воздуха через капот называется то
количество воздуха Wp, которое фактически проходит через ка-
пот. Он также меняется в полете и зависит от:
а)	режима полета. Располагаемый расход воздуха через капо г
при одном и том же сдпротивлении системы мотор—капот опре-
деляется скоростным напором перед капотом. Скоростной же
напор перед капотом зависит от скорости полета по траектории
и угла атаки (угла подхода струй воздуха к капоту). Следова-
тельно, с изменением режима полета располагаемый расход воз-
духа через капот изменяется;
б)	площади выходного отверстия капота. Изменяя при помощи
заслонок площадь выходного отверстия капота, фактически ме-
няют внутреннее сопротивление капота. Расход же воздуха через
капот зависит от его внутреннего сопротивления. С увеличением
этого сопротивления располагаемый расход воздуха через капот
уменьшается.
Общее сопротивление моторной установки, состоящее из
внешнего сопротивления капота и внутреннего сопротивления
системы мотор—капот, зависит от фактического расхода воздуха
через капот. Поэтому для получения минимального сопротивле-
ния моторной установки необходимо фактический расход воз-
духа через капот иметь наименьший, равный потребному.
Идеальным надо считать такой капот, который позволяет на
всех режимах работы мотора и полета самолета располагаемый
расход воздуха через капот поддерживать равным потребному.
В этом случае, при прочих равных условиях, потери на охлаж-
дение будут минимальными.
Как указывалось выше, располагаемый расход воздуха через
капот изменяется в полете летчиком при помощи заслонок ка-
пота. Грамотное использование заслонок капота в полете для
регулирования расхода воздуха через капот дает возможность
получить минимальные потери на охлаждение и, следовательно,
увеличенную скорость полета. Скорость полета в зависимости
от положения заслонок капота может меняться в пределах 50—
—60 км!час. Например, для одного из самолетов, в зависимости
198
от положения заслонки капота, максимальная скорость меняется
в пределах 7° р.
Управление заслонками капота, в зависимости от режима по-
лета, должно производиться, исходя из следующих основных поло-
жений:
—на режимах взлета и максимальной скороподъемности, когда
потребный расход воздуха через капот, в связи с форсирова-
нием мотора, имеет максимальное значение, заслонки капота
необходимо открывать полностью. На этих режимах скорость
полета небольшая, и скоростной напор на входе в капот также
понижен. Вследствие этого, поддержание располагаемого расхода
в соответствии с потребным может быть достигнуто путем умень-
шения внутреннего сопротивления капота открытием заслонок;
—на режиме горизонтального полета скоростной напор на входе
в капот возрастает, а потребный расход воздуха обычно не-
сколько ниже, чем на взлете. Поэтому при переходе со взлета
в горизонтальный полет заслонки капота несколько прикрываются;
—на режиме максимальной скорости скоростной напор на входе
имеет максимальное значение; потребный расход также несколько
возрастает в связи с форсированием двигателя. На этом режиме
полета, с целью получения максимально возможной скорости,
необходимо располагаемый расход воздуха через капот сни-
зить до предельно возможного. При этом следует руководство-
ваться показаниями термометра головок цилиндров — заслонки
прикрыть до достижения максимально допустимой температуры
головок цилиндров.
Геометрические размеры капота (показаны на фиг. 105) и
процесс протекания воздуха через капот характеризуются сле-
дующими величинами.
Обозначим DI; — диаметр капота в плоскости цилиндров;
1К — длина изогнутой части капота;
DeK — диаметр входного отверстия;
~D\
s=——площадь миделя капота;
— площадь входного отверстия;
Fa — площадь выходного отверстия.
Отношение
называется относительной площадью выхода капота.
Коэфициент лобового сопротивления наружного обтекания
капота СА0 представляет собою отношение силы лобового сопро-
тивления внешнего обтекания Хр к миделю капота s и скоро-
Л	РЦ)2
стному напору набегающего потока —:
199
Сл0 —
-™о
рЦ>2
2 S
Аналогично для характеристики внутреннего сопротивления
капота:
С
P1V
2
где Ха—сила лобового сопротивления внутренней части капота;
Схк— коэфициент лобового сопротивления внутренней части
капота.
Кроме того, внутреннее сопротивление капота может быть
охарактеризовано коэфициентом сопротивления С, представляю-
Фиг. 105. Характерные размеры капота
щим собою отношение потерь полного напора при проходе воз-
духа через капот Д77 к скоростному напору средней скорости
в каком-либо сечении капота V*.
ДН
где р—плотность воздуха в сечении капота, для которого взята VK.
Теперь не трудно установить связь между коэфициентом С и
эквивалентным отверстием:
Ф —
200
Можно записать:
ah=c-L^.JL
2 F3
Тогда
где F—площадь, для которой вычислялась VK.
При исследовании и анализе работы капота наиболее часто в
качестве характеристики протекания воздуха через капот поль-
зуются коэфициентом расхода воздуха через капот а.
W7
а •
l/os
где W-—объемный расход воздуха через капот м3[сек,
Vo—скорость полета м1сек.
Пользуясь этими основными характеристиками капота и ре-
жима протекания воздуха через него, производят расчет капота.
НАИВЫГОДНЕЙШИЕ ФОРМЫ СОВРЕМЕННОГО КАПОТА
С увеличением скорости полета геометрические размеры и
форма капота сильно влияют на сопротивление моторной уста-
новки, составляющее значительную часть общего сопротивления
самолета. Наиболее серьезной опасностью является возможность
появления волнового кризиса в потоке, обтекающем капот сна-
ружи, и связанное с этим резкое возрастание сопротивления
капота.
Режим движения воздуха, обтекающего капот снаружи, за-
висит как от формы изогнутой части капота, так и от размеров
входного отверстия капота. В ЦАГИ было проведено исследова-
ние наивыгоднейших форм капота для скоростей полета
600—-700 км/час, в разультате которого получены оптимальные
размеры капота. На основании этих исследований рассмотрим
наивыгоднейшие формы современного капота.
Установлено, что длина изогнутой части капота 1К должна
быть, примерно, равна диаметру капота DK (фиг. 105):
lK~ DK.
Диаметр входного отверстия Der не должен превышать 0,5
диаметра капота DK:
DeX<Q,bDK.
Площадь входного отверстия Fe должна составлять 0,18—0,2
площади миделя капота s:
Fe = 0,18-?0,20 s.
201
Однако получение указанных диаметра и площади входного
отверстия затруднено, так как коки втулок современных винтов
имеют мидель не менее 0,16—0,20м2. Вследствие этого для ско-
ростей полета 700 км/час и выше появляется необходимость
применения капотов с центральным входом воздуха, которые
иногда называют вращающимися капотами.
Капот с центральным входом воздуха (фиг. 106) позволяет
осуществить наивыгоднейшие диаметр
Фиг. 106. Капот с центральным входом
воздуха
и площадь входного от-
верстия. Но при таком
устройстве капота винт
не обдувает мотор, и для
обеспечения охлаждения
мотора при опробовании
на земле, при рулежке
и взлете необходимо
устанавливать вентиля-
тор, потребляющий часть
мощности мотора на при-
вод.
Как видно из фиг. 106,
капот с центральным вхо-
дом воздуха имеет перед-
нюю вращающуюся часть
1, которая будучи соеди-
нена с коком, образует
с ним вращающийся вход-
ной канал 2. Внутри
этого вращающегося ка-
нала радиально располо-
жены лопатки вентиля-
тора 3 для обдувки дви-
гателя. Как и вращаю-
щаяся часть, лопатки за-
креплены на винте.
Таким образом, площадь входного отверстия должна выби-
раться возможно меньшей, но в то же время достаточной для
охлаждения на режимах взлета и подъема на высоте высотности
мотора. При этом входное отверстие должно быть расположено
возможно ближе к плоскости вращения винта, но не ближе
А = 50 мм (фиг. 105).
С целью обеспечения плавного обтекания носка капота на
всем диапазоне скоростей полета, необходимо чтобы минималь-
ная толщина профилированной части носка у на расстоянии
z от входной кромки составляла 0,1]/р (фиг. 105). Длину L
от носка кока до плоскости осей переднего ряда цилиндров
необходимо выбирать тем большей, чем больше число Маха.
Отношение-р- выбирается в первом приближении по таблице 12.
202
Таблица 12
Ма . .	0,55	0.65	0,75
£	0,65	0,85	1,15
Исключительное значение для уменьшения внутренних потерь
Капота имеет форма диффузорной части, являющейся входным
каналом капота. Испытания показали, что потери во входном
канале капота (от площади входа F,, до цилиндров мотора'
имеют большое значение в балансе потерь капота.
Установлено, что потери во входном канале бывают минималь-
ными, когда этот канал спрофилирован на принципе получения
постоянного градиента давления в потоке воздуха вдоль канала,
dp , _
то есть когда —= const. Поэтому при профилировании входных
CLsC
каналов капотов следует пользоваться методом, уже изложен-
ным в разделе „Радиаторные установки".
Выходная часть капотй (от цилиндров заднего ряда и дальше)
образуется внутренним капотом и задней частью внешнего обте-
кателя. Выход воздуха из капота должен осуществляться таким
образом, чтобы направление струи воздуха, выходящей из капота,
совпадало с направлением движения воздуха, обтекающего ка-
пот и фюзеляж. При этом выходная часть капота должна высту-
пать за очертания капота, образуя выступ. Необходимо иметь
в виду влияние вывода воздуха из капота на аэродинамику
крыла, если вывод сделан вблизи у крыла.
Угол максимального открытия заслонки а на взлете не должен
быть более 30° (фиг. 105).
Регулирование расхода воздуха через капот производится
изменением площади выходного отверстия при помощи заслонок.
Ввиду больших потерь и снижения эффективности использова-
ния набегающего потока, регулирование изменением площади
входного отверстия не допускается. К передней регулировке
охлаждения при помощи жалюзи рекомендуется прибегать в тех
случаях, когда регулировка на выходе не предохраняет от пере-
охлаждения мотора (при низких температурах на режимах дли-
тельного планирования или пикирования). Управление заслонками
капота и жалюзи может быть блокировано таким образом, чтобы
жалюзи начинали закрываться после полного закрытия заслонок
Ранее выход воздуха из капота производился по всему кольцу
капота. Однако в настоящее время испытаниями установлено,
что в таком выводе воздуха нет необходимости. Дело в том,
что кольцевой вывод воздуха, особенно на истребителях, ухуд-
шает обзор летчику при полном открытии заслонок. Кроме того,
управление заслонками в этом случае весьма сложно, так как
приходится разбивать их на значительное число секций, каждая
из которых управляется. Вывод воздуха может быть осуществлен
203.
•через два боковых отверстия или снизу моторной гондолы.
В этом случае заслонки не находятся в поле зрения летчика и
удается упростить управление ими, так как из-за небольшой
длины по окружности капота подобные заслонки выполняются
целыми, без секций.
Что касается равномерности охлаждения цилиндров при
боковом или нижнем выводе воздуха, то испытания показали,
что неравномерность (при достаточном объеме полости за цилин-
драми) лежит в пределах 25% допустимого диапазона изменения
температур головок цилиндров.
Заслонки на выходе должны быть тщательно подогнаны по
месту, чтобы при их полном закрытии протока воздуха через
капот не было. Кроме того, не допускается „огсос" заслонок
в полете.
В случае установки толкающего винта, для обеспечения об-
дувки на рулежке и взлете выходное отверстие должно распо-
лагаться возможно ближе к винту. Этим обеспечится необходи-
мый подсос воздуха винтом из капота.
При запуске и прогреве мотора воздушного охлаждения
имеют место затруднения, связанные с разной скоростью разог-
рева цилиндров и масла, а также с недостаточной обдувкой
мотора винтом. Цилиндры обычно розогреваются значительно
быстрее, чем масло. Разность в скорости прогрева масла и ци-
линдров приводит к тому, что мотор переводится на большее
число оборотов при холодном и вязком масле или при перегре-
тых цилиндрах. В обоих случаях смазка цилиндровой группы на-
рушается и повышается износ мотора.
Чтобы устранить разность скорости разогрева цилиндров и
масла, необходимо обеспечить на земле достаточный обдув цилин-
дров и применить разжижение масла.
Улучшение обдува цилиндров может быть достигнуто путем;
—	профилирования комля лопастей винтов, повышающего вен-
тиляторный эффект винта относительно капота;
—	увеличения диаметра входного отверстия капота с целью
использования напора, создаваемого лопастями на большем рас-
стоянии от оси вращения;
—	увеличения диапазона углов открытия заслонок капотов;
—применения принудительного обдува при помощи вентиля-
тора.
Наибольший эффект "дает последний способ, связанный,
однако, с усложнением моторной установки. Применение профи-
лированного комля лопастей хорошо сочетается с требованиями
повышения кпд винта и в настоящее время широко используется.
Что касается диапазона углов открытия заслонок капота, то опы-
том установлено, что эффективность действия створок возра-
стает вплоть до углов отклонения, равных 40° при работе на
номинальной мощности, и до углов 25° — 30° при работе на малом
газе.
204
4.	Элементы теории охлаждающих установок
Радиаторные установки и капоты двигателей воздушного
охлаждения представляют собою совершенно аналогичные термо-
динамические системы, рабочим телом которых является воздух.
Термодинамический процесс в охлаждающих установках мо-
жет быть разделен на три характерных части:
а)	поджатие воздуха в диффузоре, вследствие торможения
его перед радиатором или цилиндрами двигателя;
б)	подвод тепла к воздуху в районе охлаждающих элементов
(радиатора, цилиндров двигателя воздушного охлаждения);
в)	использование энергии воздуха для получения некоторой
реактивной тяги на выходе.
Потери мощности на преодоление внутренних сопротивлений
охлаждающей установки в значительной мере компенсируются
реактивной тягой на выходе. Движение воздуха через охлажда-
ющую установку сопровождается изменением его параметров:
скорости V, давления Р, веса единицы объема у и темпера-
туры Z; поэтому расчет подобных систем должен производиться
с учетом этих изменений. Ниже излагаются принципиальные
основы расчета охлаждающих установок, на базе которых по-
казан вывод основных расчетных формул.
Анализ работы охлаждающей установки можно значительно
упростить, если не учитывать, первоначально, влияние сжимае-
мости воздуха и его нагрева в радиаторе, а затем в полученные
формулы ввести соответствующие поправки. Кроме того, для
получения некоторых зависимостей будут сделаны и другие
допущения—равенство давления на выходе Ра с давлением атмо-
сферного воздуха Ро, отсутствие потерь на участке притекания
и др. Вводимые допущения дают возможность выполнить анализ
работы охлаждающих установок, пользуясь обобщенной теоремой
Вернули, а получаемые расчетные формулы после введения соот-
ветствующих поправок гарантируют практически достаточную
точность расчета.
Принципиальная схема охлаждающей установки показана на
фиг. 107.
Обозначим характерные сечения потока воздуха, проходящего-
через охлаждающую установку.
Сечение о—о—в невозмущенном потоке воздуха вдали перед
установкой;
„	е—е—на входе в канал;
„	р—р—перед радиатором или цилиндрами двигателя;
„	а—о—на выходе из канала;
„	п—п—после охлаждающей установки на некотором
расстоянии.
В дальнейшем параметры воздуха в каждом из характерных
сечений будут обозначаться соответствующими индексами.
205
Запишем уравнение Вернули для установившегося потока
между сечениями о—о и е—е, то есть (для участка притекания:
р^ + р0_д^Ц2+^,
где Д//г—потери напора на участке притеканйя, вследствие тор-
можения воздуха стенками капота, крыла или фюзеляжа. При
этом можно принять ро = ре, поскольку влияние сжимаемости
.воздуха учитывается ниже.
Фиг. 107. Принципиальная схема охлаждающей установки
0 У 2
Обозначим ' ° —--Д//е =//„—полный напор на входе.
В случае, когда потерь на участке притекания нет, Н„ =
- PJ41
2 '
Тогда
Н —	-р р__р
Полный напор Нп, отнесенный к скоростному напору набе-
гающего потока, принято называть коэфициентом полного на-
пора х.
рУ 3
. Г - е  р _Р
2	'О
X--	17 2
Р Ур
2
Таким образом, пользуясь коэфициентом /, характеризующим
условия на участке притекания, можно учитывать влияние уча-
стка притекания на работу охлаждающей установки.
Задача расчета охлаждающей установки заключается в опре-
делении коэфициента внутреннего лобового сопротивления, пло-
щади выходного отверстия и условий перед радиатором или ци-
линдрами, необходимых для расчета поверхности охлаждения.
Поэтому рассмотрим последовательно обоснование необходимых
расчетных формул.
206
КОЭФИЦИЕНТ ВНУТРЕННЕГО ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
_______^вн
хв“~ РУ? ’
2 р
где сила внутреннего аэродинамического сопротивления
охлаждающей установки,
Fp площадь фронта радиатора или цилиндров.
В общем виде, на основании теоремы импульсов, можем запи-
сать:
^ = РГ(УО-УЯ),
причем секундный расход воздуха U^= Vp Fp~aV0Fp, так как
а —	---коэфициент расхода воздуха через охлаждающую
Уо
установку. Тогда
\ /
Чтобы определить отношение , запишем уравнение Бер-
Уо
нули для сечений о—о и п—tv.
-ф- + Р0=^ +Р"+ Ш
где Д/У—внутренние
При этом Р0 = Рп.
Следовательно,
потери напора в охлаждающей
установке.
1
ДН
рУо* ’
2
(36)
но
ДН__ г
рУ/
2
и
v0
Поэтому
- а2 .
На этом
шется:
_к
к
основании выражение для коэфициента
запи-
Слвя=2я(1-у'1—С,а2).
207
С учетом влияния участка притекания выражение для Сх Bh
примет вид:
Сг.« = 2а (\/х — \/х—Cv«2)-
ПЛОЩАДЬ ВЫХОДНОГО ОТВЕРСТИЯ
Запишем, на основании уравнения Вернули, для сечений о—с
и а—а:
^ = ^- + ^Н + Ра-Рй.
Разделив левую и правую части на
рУг
2 ’
получим:
ЬН _У* Р-Ро
2	2
Левая часть
Ул2
равна , а
(36)
этого равенства на основании зависимости
Ра-Р0
правая часть содержит член	• характери-
~2“
охлаждающей уста-
зующий статическое давление на выходе из
новки.
Р_а__ Pq _р
рУ>2 ~
2
где Ра—коэфициент статического давления
Следовательно,
на выходе.
Уоа
У’
(37)
На основании закона неразрывности потока
VPPP= VaFa
Pa-Xp-f
РР ~ va~Ja
где fa—коэфициент площади выходного отверстия.
Vo а Va
или
Уа __ а
Vo А •
(38)
_ Ур
~ У,
208
Тогда равенство (37) перепишется в виде:
(39)
Подставляя (39) в выражение для Хвн и затем переходя к Схвй,
получим:
Схвн — 2а
t1 \A/J+Р° ]
Кроме того, для сечений е—е и а—а можем записать:
L2e- + Р-Ра = ^~ + ^Н.
Разделив на
рУр2
2
получйм:
+ р__р
2	*_ ° —У*2 . _Д^_ -	. Г «з
pVo2 “Voa+ PjV \fa) S
2	2
Левая часть последней зависимости представляет собою z — Ра.
Действительно
Р1// I р ___р । р ____р Р У?2 I р______р
z__________________________________________— v__________р
рУо2	~ рУо! рУо! ~х “
2	2	2
Таким образом,
Отсюда
14 Волков
209
УЧЕТ НАГРЕВА ВОЗДУХА
Полученные выражения для а и fa выведены без учета на-
грева воздуха в радиаторе и должны быть скорректированы со-
ответствующим образом. Нагрев воздуха в радиаторе уменьшает
его плотность и, следовательно, увеличивает скорость движения
воздуха.
р
На основании уравнения Клайперона — = RT можем запи-
сать:
______2°_ =
ъРа ~ Та То + А/ ’
где Д£ — повышение температуры воздуха после прохода через
радиатор или ребра цилиндров.
Допустим, что Ро — Ра. Тогда
Увеличение скорости воздуха, вследствие нагрева в радиа-
торе, на основании (38) будет:
/ г + Д(
ио /а|/ То-
Поэтому
Выражение для коэфициента внутреннего лобового сопроти-
вления Схвн с учетом влияния нагрева воздуха будет:
Из последнего уравнения' видно, что нагрев воздуха в радиа-
торе уменьшает внутренние потери охлаждающей установки,
так как увеличение при этом скорости выхода воздуха наружу
увеличивает реактивную тягу установки.
210
УЧЕТ ВЛИЯНИЯ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА
Торможение воздуха в диффузорной части туннеля радиа-
торной установки или капота увеличивает его температуру
и плотность. Чтобы получить возможность рассчитывать нагрев
воздуха и увеличение его плотности вследствие торможения,
запишем баланс энергии 1 кг воздуха в тепловых единицах:
А + А Ъ + Cv Т° = А + А Ь + Q Тр •	(40)
Это выражение представляет собою уравнение Цейнера с уче-
том того, что на участке от сечения о —о до сечения р~— р
к воздуху извне тепло не подводится и воздух не совершает
внешней работы.
В этом уравнении:
А —механический эквивалент тепла;
V2
—кинетическая энергия движения воздуха;
Р
—----потенциальная энергия давления воздуха;
Cv — теплоемкость воздуха при постоянном объеме;
СуТ—внутренняя тепловая энергия воздуха.
Пользуясь уравнением состояния (уравнение Клайперона)
р
~ = RT и уравнением Майера Ср — CV~AR, перепишем зави-
симость (40):
1/2	V2
A^g + С>>Т» = А 2g +С^'
Повышение температуры воздуха Ыр = Тр—То будет:
Д
^=-2ic;W-v^.
Имея в виду, что g — 9,81 м/сек2, Ср для воздуха при темпе-
ратуре
и А =
в пределах +40-^ + 6041 равно 0,2405 ккал ГЦ кг
1
—кгмъ ккал, можем записать:
1/2__ 1/ 3
Д/ _ Ио
.2015
14*
Если считать, что торможение воздуха полное и пренебречь
конечной скоростью Vp, получим:
I/2
М = —°-
р 2015
и
(41)
17 2
Т — Т 4- '° -
р 0	2015 '
Торможение воздуха происходит "в короткий промежуток вре-
мени, поэтому другие параметры воздуха в сечении р—р можно
определить, считая, что процесс сжатия происходит адиабати-
чески. Тогда
Тр = То
Тр\к~х
Л/
рР = р^
к
Тр\
KJ
где
k
Выражение для ур, пользуясь равенством (41), можно пере-
писать:
/, К2 \2,44
Yp — То + 2015г ) ,
так как для воздуха при обычных температурах k = 1,41.
Влияние сжимаемости воздуха имеет также значение для
коэфициента расхода воздуха через охлаждающую установку:
На основании неразрывности потока можно записать:
V F — V F
v рл р — v трл лс»
где Fx— площадь живого сечения для прохода воздуха
через радиатор или ребра цилиндров с дефлекто-
рами;
Vmp— скорость воздуха в каналах радиатора или между
ребрами.
р
Но	= jM — относительная площадь живого сечения.
212
Тогда
Vp = VmPfM\
„   Утр fm  (mpf ж
Vo “ voymp •
где Tm₽ — вес единицы объема воздуха при проходе по трубкам
или каналам радиатора.
Принимая, что ~[тр^’(р, получим:
~ __ ___( ^трЛтр) f ж_
V. /1 + _И>2 -Y-44'
2О15Гоу
Последнее выражение для коэфициента расхода удобно при-
менять в расчете радиаторных установок. Обычно при этом зна-
чениями Vmp(mp задаются. Остальные же параметры воздуха
*(К), То и ^о) известны из расчетных условий.
5.	Расчет радиаторной установки
Задача расчета радиаторной установки заключается в определе-
нии поверхности охлаждения радиатора, обеспечивающей необходи-
мое рассеивание тепла с минимальными потерями на охлажде-
ние. Кроме того, расчетом определяются потери мощности на
охлаждение и площадь выходного отверстия. Расчет ведется
с учетом влияния выбранного типа туннеля радиаторной уста-
новки и для условий, соответствующих аэродинамическим свой-
ствам данного самолета.
Расчетными случаями являются:
а)	полет с максимальной скоростью на границе высотности
мотора с учетом скоростного наддува;
б)	полет на режиме наивыгоднейшего подъема самолета
у границы высотности мотора.
Обычно расчет производится на первый расчетный случай,
и получаемая поверхность охлаждения затем проверяется на ре-
жиме подъема. Это объясняется тем, что на режиме максималь-
ной скорости потери на охлаждение имеют наибольшее значение.
На режиме подъема самолета, когда повышенная теплоотдача
мотора сочетается с малой скоростью обдува радиатора, охлаж-
дение обеспечивается большим открытием заслонки туннеля.
В большинстве случаев радиатор, подобранный для первого рас-
четного случая, обеспечивает охлаждение и на режиме подъема
•самолета.
При расчете температура атмосферного воздуха должна быть
взята по Международной стандартной атмосфере с увеличением
на 15°Ц для учета возможных отклонений ее.
Для высотных самолетов может оказаться, что на больших
высотах охлаждение затрудняется из-за уменьшения плотности
213
воздуха. В этом случае следует проверять достаточность охлаж-
дения на больших высотах у потолка самолета.
Теплоотдача мотора в охлаждающую жидкость и масло обычно,
указываются моторостроительным заводом. При отсутствии этих
данных, теплоотдачу можно вычислить следующим образом.
Опытные данные по теплоотдаче моторов в охлаждающую жид-
кость показывают, что она может быть принята эквивалентной
5Ор/о номинальной мощности мотора, и в масло 7 — 8% номи-
нальной мощности. Эти данные соответствуют температуре
воды + 70е Ц. Поэтому
Q, = 3600 ~ 0,57V 0 = 3157V, 0	,
‘	427 е0	час
QM = 3600	0,087V, 0 = 507V, 0	,
м	427	е и	е v час
где Q„ и QM— соответственно теплоотдачи в воду и в масло;
7Ve 0 — номинальная мощность мотора у земли.
Теплоотдача на боевых и форсированных режимах работы
мотора возрастает пропорционально изменению индикаторной
мощности мотора для воды в степени 0,56 и для масла— в сте-
пени 0,25. Кроме того, теплоотдача в масло значительно меняется
при изменении оборотов, что может быть учтено умножением
известной теплоотдачи на отношение новых оборотов к оборо-
там первоначальным в степени 2,6.
Необходимо также учитывать влияние на теплоотдачу изме-
нения температуры жидкости. С изменением температуры воды
теплоотдача в нее изменяется пропорционально величине
в масло—пропорционально
[1 + ^А^-70)][1 -^(^-70)1,
где qM, q, и qMe— опытные коэфициенты. Их можно принять
равными следующим величинам:
^ = 6,4.10-3;	= 2,5-Ю-з.
Коэфициент qB для моторов типа ВК-105 равен 3,4, для мото-
ров типа АМ-34 — 4,6 и для моторов типа ДВ-601—8,7.
Таким образом, общими выражениями для теплоотдачи будут:
Qe = 3157VeO[l-^-7O)]
лдд0-56
Мо/
Q,, = 5O7V, 0 [ 1 + qM ,	70)| [1 - qM (tM- 70)]
7Vift\0.25 /пн \2,6
Mo/ \ «о J '
214
где п0, A’j о и ^0—обороты и мощности мотора у земли;
пн, н — обороты и мощность на высоте Н;
tM, tM — средние температуры жидкости в моторе, для
которой ведется расчет.
Параметры воздуха в расчете берутся соответственно высоте
полета на расчетном случае. Поскольку размеры радиатора зави-
сят от характерных размеров туннеля, определяющих скорость
обдува радиатора, а размеры туннеля в свою очередь зависят от
габаритов радиатора, расчет должен вестись методом прибли-
жений.
Ниже излагается метод расчета радиаторной установки *,
предполагающий три этапа расчета:
а)	приближенное определение фронтовой поверхности радиа-
тора;
б)	более точный расчет радиаторной установки;
в)	проверка достаточности охлаждения на режиме набора
высоты.
По этому методу расчет ведется следующим образом:
ПЕРВЫЙ ЭТАП РАСЧЕТА
1.	Исходя из общей компановки самолета, выбирается тип
радиаторной установки.
2.	Выбирается тип радиатора (сотовый, пластинчатый и т. д.)
I
и отношение —z-.
“в
3.	Для выбранного типа радиаторной установки по таблице 13,
устанавливаются величины Сх0 и
где СЛО — коэфициент внешнего сопротивления радиаторной
установки;
Ск — коэфициент потерь напора в туннеле.
4.	По формулам (31), (32), (33) определяется и затем коэ-
фициент суммарных потерь напора :
5.	Пользуясь номограммами (фиг. 108 и 109), находят
у?
величину • 106 и далее Fp, где QM = Qe или QM=QJ,l-
Для этого необходимо знать кроме CxQ и также скорость
полета Vt и высоту полета Н.
На’ этом первый этап расчета заканчивается. По полученной
площади Fp уточняются размеры и формы туннеля.
* Настоящий метод расчета разработали К. А. Ушаков, А. И. Сильман,
В. Г. Николаенко и Ю. Г. Лимонад.
215
Приближенные характеристики
№№
п/п
Тип радиаторной
установки
Схема установки
1 Крыльевая, с выходом у задней
кромки .....................
2
Крыльевая, с выходом на верхней
поверхности ...................
Крыльевая, со входом на передней
кромке крыла и выходом под
фюзеляжем . .	....... .
4 Лобовая.....................  .
5
Подвесная, под мотором
6 Подвесная, под хвостовой частью
крыла ...............................
7 Подвесная, со входами по бокам
гондолы и выходом в хвостовой
части гондолы .	. . .
8
9
10
Подвесная, под фюзеляжем; впе-
реди расположена маслорадиа-
торная установка .............
Подвесная, под фюзеляжем . . . .
Фюзеляжная, со входом на верхней
и выходом на нижней поверхно-
стях фюзеляжа................
216
Таблица 13
радиаторных установок
	Режим Ушах				Режим подъема			
	£лО	Ск	Со	Ра		Со	Ра	пт
	1 0,02-0,04	2-4	0	0	1-3	0	-0,2	1,0
	0,04-0,08	2-4	0	-0,4	1-3	0	— 0,6	1,0
	0,04—0,06	3-6	0	0	3-5	0	— 0,2	1,0
	0,05—0,10	1—2	0	0	1-2	0	-0,2	0,7—1,0
	0,06-0,12	2-4	0	0	2-4	0	— 0,2	0,7-1,0
	0,08-0,15	6-15	0,2	0	4—10	0,15	— 0,2	0,8—1,0
	0,06-0,12	8-12	0,3-0,5	0	6-10	0,2—0,3	— 0,2	0,8-1,0
	0,06-0,10	4-6	0,3-0,4	0	3—5	0,2-0,3	— 0,3	0,6—0,8
	0,08-0,12	4-6	0,2-0,3	0	3—5	0,1—0,15	— 0,3	С,6-0,8
	0,12-0,18	8-12	0,1	0	10—15	0,2	— 0,2	0,8—1,0
217
ВТОРОЙ ЭТАП РАСЧЕТА
Второй этап расчета ведется с целью выбора оптимальной
скорости обдува радиатора. Каждой скорости обдува радиатора,
рассеивающего заданное количество тепла, соответствуют пло-
щадь его фронтовой поверхности и потери мощности на про-
движение радиаторной установки. В результате расчета строится
Фиг. 108. Номограмма для определения площади
фронта водяных радиаторов
кривая зависимости потерь мощности на охлаждение от фрон-
товой площади радиатора и выбирается наивыгодпейшее значе-
ние Fp. Затем определяется потребная площадь выходного
отверстия туннеля.
Порядок расчета следующий:
1.	Задаются несколькими значениями Vmp^mp,
где Vmp—скорость воздуха в радиаторе м/сек, зависящая от
скорости обдува радиатора;
"[тР — вес единицы объема воздуха в каналах радиатора
в кг/м?.
218
При выборе значений величины Утр \тР следует первона-
чально вычислить ее значение по формуле
1/ у — а УсХтр
v тр imp — f >
J ж
где а—коэфициент расхода воздуха, полученный при предвари-
тельном расчете по номограмме (фиг. 108 или 109).
Фиг. 109. Номограмма для определения площади
фронта масляных радиаторов
Расчетные значения Vmp'\mp берутся меньше и больше вычи-
сленной величины, обычно в пределах от 20 до 50 кг/сек.м2.
Вес единицы объема воздуха в каналах радиатора вычисля-
ется по формуле:
/ V2 \?.44
W = T«p+ 2015ГЛ ) 1
219
Vs \2Л4
где 1 1 + 201g^ J*-* —величина, учитывающая влияние тормо-
жения воздуха перед радиатором;
Ve — скорость полета в м/сек;
Ъ и — вес единицы объема и температура воз-
духа на высоте Н.
Дальнейший расчет можно свести в таблицу с вертикальными
колонками для выбранных 4—5 значений Vmp^
Фиг. 110. Зависимость коэфициеитов вязкости и
теплопроводности воздуха от температуры
2.	Подсчитывается коэфициент Re 10-3 для каждого значе-
ния Vmplmp.
р„ 1 л—3 —LL ”	МО)
К ~ 9,81^Ю3 ’	1 }
где р. — коэфициент вязкости воздуха при заданной температуре
воздуха; может быть найден по графику фиг. 110, на
котором с левой стороны оси ординат указаны значе-
ния р106, а с правой стороны—значения к.
3.	Определяется коэфициент теплопередачи k.
Для этого необходимо определить параметр Nu по одному
220
и3 графиков (фиг. 95, 96, и 97) и затем подсчитать для каждой
расчетной величины Vmp"(mp значения k. Подробно подсчет коэ-
фициента теплопередачи k изложен в разделе „Радиаторы".
4.	Производится расчет площади поверхности охлаждения
радиатора S и его фронтовой площади Fp.
s = —7---------,Qx у, yj («).
^^жер — \teH +
где t,H —температура атмосферного воздуха по MCA на расчет-
ной высоте И, увеличенная на 15°Ц;
0ж—теплоотдача в жидкость в ккал]час\
т]—коэфициент для учета уменьшения теплопередачи в том
случае, когда в радиаторе находится не вода, а масло.
Для воды, поэтому,
т) = 2,85 _,	(43)
F\/
т v тр । тр
где WM—расход масла через радиатор в м3/сек.
W
Член равенства находится в пределах 0,4 — 0,7 jujceK и
* р
учитывает влияние расхода масла через радиатор на его тепло-
передачу.
Счедняя температура жидкости в радиаторе tMe может быть
вычислена по формуле:
J. ___ 2.	_
ер — ',ж	2 ’
Для воды перепад температур в радиаторе Мж обычно равен
8—12°Ц, для масла 30—45°Ц. Величина Мж может быть под-
считана.
д/ —______2^2------
ж~ W^Cw3600 ’
где — расход жидкости через радиатор м31сек-г
Чж—вес единицы объема жидкости кг]м3',
Сж — теплоемкость жидкости. Для масла Сж = 0,5ккад/кг°Ц.
Площадь фронта радиатора не трудно получить из равенства
F,=-------Ц- •	(44)
fЖ
221
Коэфициент ks для сотовых радиаторов равен 4,0
„	„	„ пластинчатых „	„3,2
. ребристых „	",	3,8.
Таким образом, для каждого значения Vmpymp будет полу-
чена площадь- фронта радиатора. Затем следует рассчитать
потери мощности на охлаждение при каждом значении Fp и
выбрать наивыгоднейшее произведение Vmp;mp.
Ниже изложен порядок расчета потерь на охлаждение.
5.	Определяется коэфициент расхода воздуха через радиа-
тор а для каждого значения Vmp-(mp.
п  р  ^тр"\тр1 ж
V~ ! V? W4
ЦгЬ + 20157;)
Здесь Vp—скорость воздуха перед радиатором м1сек.
6.	Для полученных значений а определяется коэфициент вну-
треннего сопротивления радиаторной установки на максимальной
скорости полета:
где у— относительный нагрев воздуха в радиаторе, причем
М— повышение температуры воздуха при проходе через
радиатор за счет подвода тепла от жидкости.
Л “ (Vmp(mp)fMFpThCp 3600 ’
X — коэфициент полного напора перед входом в туннель.
Этот коэфициент зависит от потерь напора на участке прите-
кания, характеризуемых коэфициентом С'о:
Х=1-С'о.
Величина С'о, соответственно типу рассчитываемой радиатор-
ной установки, берется из таблицы 13. Из этой же таблицы
берется значение коэфициента внешнего сопротивления радиа-
торной установки Сх0.
7.	Определяется коэфициент дополнительного лобового сопро-
тивления, обусловленного провозом веса радиаторной установки:
С S
('	X кр'-’кр
—Л Q ир1.
222
Коэфициент лобового сопротивления крыльев самолета Схк„
можн^ принимать в расчете для бомбардировщиков равным 0,01
и для истребителей 0,008.
Коэфициент, учитывающий дополнительный вес самолета К
определяется по формуле:
К— 1,8 — 0,002 f-,
^кр
где О—вес самолета в кг;
SKP—площадь крыльев в №;
Gpi—вес радиатора с жидкостью, отнесенный к 1лг2 фронто-
вой поверхности радиатора. Приближенно:
для сотовых радиаторов
Г, ~94	_
// 0.77 ’
“в
для пластинчатых радиаторов
= d 0,75 
8.	Определяется коэфициент полного аэродинамического
сопротивления радиаторной установки:
С х ру—^хвн + СдгО + Cxg-
9.	Мощность, затрачиваемая на радиаторную установку, равна:
ДД7 — ___1_ Рх с р
Npy~ 7^в	2 С-ру^р-
Теперь не трудно построить кривую зависимости потерь
мощности ДА/ру от Fp по данным, подсчитанным для каждого
значения	Наивыгоднейшая Fp соответствует минималь-
ной величине &Npy.
Практически, однако, целесообразно принимать фронтовую
площадь радиатора Fp меньше наивыгоднейшей, соответственно
увеличению ^Npy, по сравнению с минимальным значением, при-
мерно, на 5%. При этом вес и габариты радиатора существенно
уменьшаются, что облегчает размещение его на самолете и
улучшает скороподъемность самолета. Максимальная скорость
самолета, в результате такого увеличения Fp, уменьшается,
примерно, на 1 км1час.
10.	Площадь выходного отверстия туннеля Fа вычисляется
по формуле:
1 + -р
* н
а2
223
р
где fa~~pa — коэфициент площади выхода из туннеля; #
£j>
Ра — коэфициент статического давления на выходе из
туннеля. Значение зависит от типа радиатор-
ной установки и находится по таблице 13.
На этом расчет радиаторной установки на режиме максималь-
ной скорости (первый расчетный случай) заканчивается.
Далее следует проверить достаточность охлаждения на режиме
подъема (второй расчетный случай). Влияние сжимаемости воз-
духа из-за малых скоростей при этом не учитывается.
ТРЕТИЙ ЭТАП РАСЧЕТА
Проверка достаточности охлаждения па подъеме произво-
дится в следующем порядке:
1.	Для расчитанной Fp на режиме максимальной скорости
находится поверхность охлаждения 5 по формуле (44).
2.	При данном QM и известных S, 1жер и tH находят потреб-
ный коэфициент теплопередачи радиатора на подъеме /гло<5:
ъ —_______
_ n°d~S(tMCD—tH) 7]’
X C	nf t
причем 7] для воды равен 1, а для масла определяется по фор-
муле (43).
3.	Находится коэфициент теплопередачи от стенки радиатора
в воздух ав на подъеме:
1
gg~ 1 1_ •
к под	аж
аж можно принимать равным 2000 ккал/м3 °Ц час.
4.	По формуле (34) находится параметр Nu и далее параметр
Re при помощи графиков (фиг. 95, 96 и 97).
5.	Определяется потребная скорость воздуха в трубках на
взлете в виде произведения Vmp утр. На основании формулы (42)
можно записать:
17	_ В 10-3 9.81 (Л 103
^тр Утр—Re Ю
6.	По найденному значению Vmp \тр определяют потребный
коэфициент расхода воздуха через радиаторную установку на
подъеме самолета:
„   (	Утр)/ж
апод —----------- •
224
7 Подсчитывается площадь выходного отверстия туннеля, не-
обходимая для режима подъема:
Ви под ~l pjat od
Lt
Т
* н
+ ПтВ,) (/-Pg)
юд
Величины nm, Pa, C'o и для режима подъема берутся из
Lt
таблицы 13. Относительный нагрев воздуха в радиаторе
* н
определяется по выражению (45), причем Q берется в соответст-
вии с режимом работы мотора при подъеме самолета.
Btnm — величина, учитывающая влияние обдувки винта на
работу радиаторной установки;
пт — коэфициент, учитывающий положение туннеля относи-
тельно струи от винта;
Вв — коэфициент нагрузки на сметаемую винтом площадь:
о _	75/V^
° Р К8 ’
2	4
De— диаметр винта в м\
rlg — кпд винта:
Ve— скорость самолета на режиме взлета.
р
В результате расчета может оказаться, что отношение =
* р
=fanod будет более 0,8—0,9 или даже мнимым. Это значит, что
радиатор, выбранный из условий работы на максимальной ско-
рости, не обеспечивает охлаждения на подъеме. В этом случае
необходимо увеличить фронтовую площадь радиатора до обес-
печения faK0d = 0,84-0,9.
6. Расчет капотов
Расчет капотов на моторы воздушного охлаждения произво-
дится с целью определения размеров выходного отверстия ка-
пота и потерь мощности на охлаждение.
Принципиально расчет капота аналогичен расчету радиатор-
ной установки. Значительные упрощения в расчете капота объяс-
няются тем, что поверхность охлаждения задается, и в расчете
исключается возможность варьировать ее размерами. Действи-
тельно, система оребрения цилиндров двигателя разрабатывается
моторостроительным заводом и какому-либо изменению при
проектировании и расчете капота подвергаться не может.
15
Волков
225
Моторостроительный завод обычно задает также потребный
весовой расход воздуха через капот Gгарантирующий охлаж-
дение, и в задачу расчета капота входит обеспечение указанного
расхода воздуха. Это исключает из расчета определение коэфи-
циента теплопередачи, имевшее место в расчете радиаторной
установки, и упрощает его. Кроме того, эго в большинстве
случаев дает возможность ограничиться расчетом капота в одном
варианте, не определяя оптимальной скорости обдува мотора.
Расчетными случаями капота являются:
1. Полет самолета с максимальной скоростью на границе вы-
сотности мотора с учетом скоростного наддува. Температура
воздуха при этом берется на 15° Ц выше температуры по MCA.
2. Подъем самолета с наивыгоднейшей скоростью на границе
высотности мотора при такой же температуре воздуха.
Кроме того, производится проверка достаточности обдува
мотора на земле при работе на месте. Возможность переохлаж-
дения мотора в полете (при длительном планировании, при пи-
кировании) предупреждается путем летных испытаний и уста-
новкой жалюзи на входе в капот.
Порядок расчета следующий:
1.	Определяется необходимый коэфициент расхода воздуха
через капот а’.
где GM—потребный весовой расход воздуха через капот в кг\сек\
1ф—скорость полета по траектории движения самолета в
м[сек-,
— вес единицы объема воздуха на высоте Н в кг[м?\.
s — мидель капота в №.
Весовой расход воздуха ОЛ в том случае, когда он неизве-
стен, может быть приближенно подсчитан по статистической
формуле;
G\o = 0,24\-/А'г, кг < сек,
где ОЛ()—потребный весовой расход воздуха у земли;
—эффективная мощность мотора у земли в л. с.
Чтобы определить потребный расход воздуха на высоте Н
необходимо сделать следующий пересчет:
G — G ^'1	^1н
•« '	/ __/ Л/ '
сц ‘О /vi0
Здесь — допустимая температура цилиндров в°Ц;
tH — температура воздуха на высоте Н °Ц;
to — температура воздуха у земли в °Ц;
'Vi0 и i\riH—индикаторная мощность мотора у земли и на высоте.
226
Известно, что потребный весовой расход воздуха у земли для
некоторых моторов равен:
АШ-82 — 9-=-10 кг/сек; М-88 -8,5 кгjсек; AUI-62—8 кг/сек.
2.	Определяется нагрев воздуха при проходе через капот.
де QM — тепло, отдаваемое воздуху от цилиндров мотора,
в ккал/сек, указываемое моторостроительным заводом;
Ср — теплоемкость воздуха при постоянном давлении, равная
приблизительно 0,24 ккал)кг “Ц.
Если неизвестно, подсчет его можно произвести по при-
ближенной формуле:
Здесь k — коэфициент, равный 0,44-0,5.
3.	Подсчитывается необходимая относительная площадь вы-
ходного отверстия капота fa.
где Fa — площадь выходного отверстия капота в м2;
Тн—273 4- tH, причем tH берется на 15° больше темпе-
ратуры по MCA;
Ф
?Л1 — --— отвлеченное эквивалентное отверстие мотора.
S
(Фм — эквивалентное отверстие мотора в м2);
Ф
<ре = —----отвлеченное эквивалентное отверстие входной
части капота. (Фе — эквивалентное отверстие
входной части капота в м2).
Эквивалентное отверстие мотора Фм указывается моторострои-
тельным заводом или определяется приближенно по нижепри-
веденной формуле:
Фм — 0,0057	м>.
От расхода ’воздуха и высоты полета величина эквивалент-
ного отверстия мотора зависит несущественно. Порядок вели-
15-	227
чины Фм можно представить себе на основании следующих
данных:
АШ-82 — 0,24-0,22;	М-88 — 0,185;	АШ-62 —0,2.
Величина Фе обычно получается в результате испытаний ка-
потов или приближенно подсчитывается по формуле:
с Fe м2,
где Fe—площадь входного отверстия капота в л«2;
с—коэфициент, зависящий от формы входного канала
капота.
Для капотов, с входным каналом, построенным по принципу
постоянства градиента давления вдоль оси капота можно при-
нять с = 1,5—2,0.
Для капотов, входные каналы которых не профилированы
или имеют на входе жалюзи, с = 0,7—1,0.
На основании изложенных соображений не трудно определить
потребную площадь выходного отверстия капота Fa и коэфи-
циент внутреннего лобового сопротивления системы капот—мо-
тор Схен.
Схен = ЧаГ1 — f 1 +	
\	* н J /а
Внешнее лобовое сопротивление капота входит в общее со-
противление моторной гондолы или фюзеляжа и обычно отдельно
не вычисляется.
Наличие входного отверстия капота увеличивает коэфициент
лобового сопротивления фюзеляжа или моторной гондолы на 0,02,
по сравнению с сопротивлением фюзеляжа или моторной гон-
долы такой же формы, но без отверстия входа в капот.
При этом указанный прирост коэфициента сопротивления
вычислен путем отнесения силы сопротивления к площади ми-
деля капота.
Совершенно аналогично производится расчет на режиме подъ-
ема самолета (второй расчетный случай), но с учетом вляния об-
дува от винта. При этом относительная полощадь выходного-
отверстия вычисляется по формуле:
где Ра — коэфициент статического давления на выходе из капота;
/е— коэфициент полного напора на входе в капот.
Величина Ра обычно определяется из испытаний капотов и.
в общем^виде равна:
228
-де Ра—статическое давление на выходе из капота;
Рн— атмосферное давление.
Коэфициент х, учитывает обдувку винтом и зависит от про-
филировки комлевой части лопастей винта, числа лопастей, ре-
жима его работы и от диаметра входного отверстия капота.
Приближенно
Ze ~ 1 + jo I Г) ) Н.
Здесь '	---относительная поступь винта;
De— диаметр входного отверстия капота в лг,
De— диаметр винта;
И— коэфициент напора. Причем для винтов с хо-
рошей профилировкой
77 — 0,15 — о, IX,
для винтов с плохой профилировкой
77=0,11—0,IX.
В случае применения лопастей винта со специальной профи-
лировкой комля или в случае применения манжет на комле ло-
пастей величина н может быть увеличена.
Рассчитанная таким путем относительная площадь выходного
•отверстия капота на режиме подъема должна быть не слишком
большая или мнимая. Большое значение fa свидетельствует
о недостаточном охлаждении мотора и потребует применения
вентилятора для увеличения обдува или переделки капота.
7, Принудительное охлаждение
Потребный расход воздуха через капот зависит от коли-
чества тепла, рассеиваемого мотором, от перепада температур
Головок цилиндров и воздуха, а также от коэфициента тепло-
передачи в воздух.
По данным Ц.АГИ, полученным при летных испытаниях с мо-
тором М-85, потребный расход воздуха Wn может быть выражен
ледующей зависимостью:
о,675/ л;
Т« \ ^ч
лт3, сек,
где GM— потребный весовой расход воздуха через капот;
Тл — удельный вес воздуха на высоте Ff;
Nt—индикаторная мощность мотора;
t*—температура головок цилиндров;
te—температура воздуха перед цилиндрами.
Следовательно, при увеличении индикаторной мощности мо-
тора потребный расход воздуха через капот возрастает в равной
степени, как и при уменьшении разности температур
Отсюда также видно, что уменьшение удельного веса воздуха
при увеличении высоты полета вызывает увеличение Wri, так
как коэфициент теплопередачи k в среду меньшей плотности
уменьшается.
Развитие моторов воздушного охлаждения характеризуется
ростом мощностей и увеличением высотности. Это определяет
рост потребного расхода воздуха через капот, достигающего ве-
личин, которые не могут быть получены при напорах на входе
в капот, создаваемых набегающим потоком воздуха. Причем рост
потребного расхода воздуха не сопровождается достаточным
ростом располагаемых расходов, зависящих от скорости полета
и сопротивления системы капот—мотор.
Более того, сопротивление проходу воздуха, омывающего
цилиндры, возрастает, так как рост мощности моторов сопро-
вождается развитием конструкции мотора в длину, путем уста-
новки 2-х—4-х звезд при почти неизменном диаметре. При одном
и том же скоростном напоре это вызывает уменьшение распо-
лагаемого расхода. На режимах взлета и при работе на земле,
когда скорость обдува капота резко уменьшается, тем более не-
возможно получить располагаемый расход, равный потребному.
Это ясно видно из выражения для располагаемого расхода
воздуха через капот:
Wp= Vc \/~ 1 ~ м^сек'
F Р}+~Ф2
где Ve — скорость полета;
ф — коэфициент располагаемого напора—
Fa— площадь выходного отверстия;
Ф— эквивалентное отверстие системы мотор—капот.
Увеличение Wp путем открытия заслонок на выходе из ка-
пота (с целью увеличения Fu) исключается, так как конструк-
тивно невозможно получить столь большое выходное отверстие.
230
при котором \Vp — \V„. Кроме того, значительное открытие за-
слонок увеличивает общее сопротивление капота. Таким образом,
в связи с ростом потребного расхода воздуха через капот и не-
возможностью получения его при современных сопротивлениях
капотов и скоростных напорах на входе в капот,возникает необ-
ходимость принудительного обдува мотора.
Принудительное охлаждение может быть получено при по-
мощи вентилятора, устанавливаемого на входе в капот и приво-
Фиг. 111. Установка вентилятора с приводом
от редуктора мотора
димого мотором. При этом следует различать два случая приме-
нения вентилятора:
1) для улучшения охлаждения двигателя на взлете и при работе
на земле, когда скоростной напор на входе в капот не обеспе-
чивает необходимого расхода воздуха через капот;
2) для улучшения охлаждения на больших высотах, когда из-за
уменьшения плотности воздуха потребный объемный расход воз-
растает.
До настоящего времени наиболее часто вентиляторы приме-
няются с целью улучшения охлаждения на взлете и на земле.
Привод вентилятора может осуществляться от вала двигателя
через редуктор (фиг. 111) или путем установки его на втулке
винта (фиг. 112). В первом случае (моторная установка BMW-801)
вентилятор вращается со скоростью в 3,2 раза быстрее коленча-
того вала. Вентилятор имеет 12 лопастей. Во втором случае
вентилятор имеет от 50 до 70 лопастей и вращается со скоростью
вращения винта.
Вентилятор увеличивает напор на входе в капот, обеспечивая
потребный расход воздуха на всех режимах и высотах полета.
Применение вентилятора, увеличивая интенсивность охлаждения
мотора, снижает тепловой режим его работы. Кроме того, при-
менение вентиляторов дает возможность проектировать капоты
231
с формами, особенно благоприятными для полета на больших
скоростях.
При расположении всасывающих патрубков, укрытых в ка-
поте (фиг. 115а) вентилятор создает дополнительный скоростной
наддув, увеличивая высотность мотора
Фиг. 112. Установка вентилятора на втулке
винта
Однако установка вен-
тилятора сопряжена с за-
тратой мощности на при-
вод его. Поэтому всякий
раз, когда решается во-
прос об установке венти-
лятора, необходимо рас-
смотреть соотношение по-
терь мощности, связан-
ных с приводом его, и
выигрыша мощности из-за
улучшения охлаждения.
Увеличивая расход воз-
духа через капот, вен-
тилятор увеличивает так-
же скорость выхода воз-
духа из капота. При этом
увеличение скорости вы-
хода воздуха из капота
повышает реактивный эф-
фект. Если обозначить
через Уа скорость вы-
хода воздуха из капота
V"a—скорость воздуха на
при отсутствии вентилятора, а через
выходе при наличии вентилятора, то прирост реакции выхода
воздуха при установке вентилятора будет:
A/? = /«(V"o-V'o),
где т — секундная масса воздуха (/n = pIF„).
Полезная работа Тп реакции Д/? на самолете:
Tn^XRVc = mVc{V"a-~V'a),
где Vc—скорость полета.
Работа, потребляемая вентилятором Тв, в связи с затратой
мощности на привод, будет:
= WH
ViP ’
где Н — напор, создаваемый вентилятором;
т(в— полный кпд вентилятора;
— кпд редуктора привода вентилятора.
Так как
Н =	---=	— V )
2	2	2	°	а’’
1'0
Т”—2т т -У*_______
• Т, -£^V'a+ V"a
С другой стороны, при использовании мощности, затрачивае-
мой на привод вентилятора на винте, работа Т'п будет равна:
Т'„= 7.TJ,
где д — кпд винта.
Обозначим через у коэфициент использования мощности
вентилятора на самолете, представляющий собою отношение
полезной работы, полученной на самолете от вентилятора, к по-
лезной работе, полученной от винта, при одинаковой затрате
мощности. Тогда
о - А -	Vc
‘ 7Г'п '4 ^a+Va' ’
2
В том случае, когда ф > 1, использование мощности через
вентилятор выгодней, чем через винт. Для АШ-82 при затрате на
привод вентилятора 100 л. с. в случае скорости полета 273 км, час
« = 1 1,2, а при Vf = 500 км/час <р = 0,9.
Таким образом, применение вентилятора, представляя ряд
выгод, вместе с тем не дает больших потерь мощности на при-
вод вентилятора, ввиду роста реакции выхода воздуха из ка-
пота.
8. Герметизация охлаждающих установок
Совершенствование современных скоростных самолетов пока-
зало, что исключительно важное значение имеет герметичность
капотов, туннелей и даже противопожарных перегородок.
Дело в том, что конструктивно капот состоит из каркаса,
переднего кольца и ряда съемных крышек (фиг. 104). В местах
установки съемных крышек, а также в местах крепления пово-
ротных заслонок, капот имеет щели, размеры которых зависят
не только от пригонки элементов капота на заводе, но и от
обращения с капотом в эксплоатации. Деформация крышек ка-
пота в эксплоатации, плохое состояние замков и шарниров, ве-
дут к увеличению неплотностей капота.
При работе капота поток воздуха, омывающий капот снаружи,
создает разрежение на поверхности капота, а поток воздуха,
проходящий внутри, вызывает повышенное давление, вследствие
торможения его. Аналогичное явление имеет место и у радиа-
торных установок. Таким образом, создается разность давления
233
между внутренней полостью капота и наружным, окружающим
капот пространством. Под действием этой разности давлений
через щели в стыках элементов капота просасывается воздух.
Так, например, при щели в 1,5 мм по периметру стыка носка
капота просос воздуха достигает 1 м3[сек.
Воздух, проникающий через щели наружу, выходит перпен-
дикулярно потоку, омывающему внешний обвод капота, наруша-
ет обтекание капота и вызывает дополнительное сопротивление.
Это сопротивление равно потерянному количеству движения
секундного объема просасывания воздуха, которое в общем
виде может быть записано следующим образом:
р(1/е- V^cosp),
где AQ — потерянное количество движения;
Ж,— секундный объем прососанного воздуха;
!>—скорость полета;
\/у — скорость выхода воздуха через щель;
р—угол между направлением полета и направлением вы-
хода воздуха через щель.
Рассмотрим случай, когда Vc = 540 км час = 150М'сек, р = 90°,
р = 0,125 кг сек2!м*, и просос составляет Wy= 1,0 м3:сек.
Потерянное количество движения равно:
&Q = 1,0 • 0,125 • 150= 18,75 кг,
что потребует дополнительной затраты мощности мотора на про-
движение капота:
ДА' =
AQ Ve _ 18,75-150
75 т, ~ 75  0,75 “ U
л. с.
Это составит при мощности мотора в 1300 л. с. потерю
в скорости полета около 7 км]час.
Работы ЦАГИ по герметизации моторных установок самоле-
тов показали, что тщательная герметизация может дать прирост
скорости полета на 20 — 25 км!час. Особенно большое значение
имеет негерметичность входного канала капота, так как утечка
воздуха в этой части капота, кроме нарушения внешнего обте-
кания, является балластной в том смысле, что эта часть воздуха
не участвует в охлаждении мотора.
Так как осуществить в производстве, а затем сохранить
в эксплоатации герметичность стыка съемных частей капота до-
вольно трудно, в настоящее время применяют различные методы
герметизации. При этом для уплотнения щелей используется раз-
ность давлений в капоте и снаружи, под действием которой
специальные клапаны прижимаются и герметизируют щели.
Г Л А В A VII
ВСАСЫВАЮЩИЕ СИСТЕМЫ
Подвод воздуха к двигателям, установленным на самолетах,
производится с помощью всасывающих систем, которые пред-
ставляют собою заборные патрубки и трубопроводы значительных
размеров и сложной формы.
Во всасывающие системы часто включаются радиаторы для
охлаждения или агрегаты для подогрева воздуха, а также
фильтры, очищающие воздух от механических примесей. В по-
следнее время во всасывающие системы включаются также
турбокомпрессоры, поддерживающие давление воздуха на входе
в двигатель при подъеме самолета на высоту.
Всасывающие системы силовых установок существенно влияют
на высотные характеристики двигателей и, следовательно, на
летные данные самолетов. В полете поток воздуха, втекающий
в приемный патрубок всасывающей системы силовой установки,
тормозится. При этом кинетическая энергия воздуха переходит
в потенциальную энергию давления и тепловую энергию, что
вызывает увеличение давления и температуры воздуха на входе
в двигатель. Повышение давления на входе в двигатель, с уче-
том гидравлических потерь напора во всасывающей системе,
может быть выражено следующим образом:
АР- Р^2	-
2	’ 2 ж3 ’
где Vc скорость полета м'сек-,
Р—плотность воздуха в кг сек2]м*;
£—коэфициент гидравлических потерь во всасывающей
системе.
pl/,2
Очевидно, максимально возможное повышение давления Q
определяется скоростью полета Vc, а фактически имеющее место
повышение давления зависит также от потерь во всасывающей
, pVe2
системе ,	' 
Повышение давления на входе в двигатель путем использо-
вания кинетической энергии набегающего потока воздуха при-
нято называть скоростным наддувом. Скоростной наддув повы-
235-
шает предел высотности двигателя. Теоретически возможное
повышение высотности двигателя при скоростях полета 800 —
850 км/час достигает 2200 — 2500 м. Вследствие увеличения вы-
сотности силовой установки улучшается скороподъемность
и максимальная скорость самолета на высотах выше предела
высотности мотора. Кроме того, увеличивается практический
потолок самолета.
Повышение температуры воздуха, вследствие адиабатичес-
кого торможения во всасывающей системе, можно определить
на основании уравнения Цейнера:
Д/ =
V?
2gCp
V2
—f—°Ц
2015 Ц
где Ср — теплоемкость воздуха при постоянном давлении
в кал!кг °Ц;
Л = термический эквивалент работы в кал'кг м.
Фиг. 113. Высотные характеристики
двигателя с учетом влияния скорост-
ного наддува
рост высотности обозначен \Н
До предела высотности дви-
гателя повышение темпера-
туры воздуха, вследствие ско-
ростного наддува, вызывает
потерю мощности двигателя и
увеличивает потребное окта-
новое число топлива
На фиг. 113 показаны вы-
сотные характеристики дви-
гателя Причем характеристика
/ показывает изменение мощ-
ности без учета влияния ско-
ростного наддува. Характери-
стика 2 соответствует нали-
чию скоростного наддува при
отсутствии потерь во всасы-
вающей системе (; = 0). Если
же принять, что скоростной
наддув полностью расходуется
на преодоление гидравличе-
ского сопротивления всасыва-
ющей системы (Е=1), то ха-
рактеристика будет такой, как
показывает кривая 3. При-
и соответствует теоретически
возможному, а падение мощности за счет нагрева воздуха обо-
значено ДМ Для современного истребителя фактический прирост
высотности мотора ДА/ достигает 1500—1600 м.
Кроме того, всасывающие системы увеличивают общее аэро-
динамическое сопротивление самолета, поскольку приемные
236
патрубки выступают за очертания самолета. В ряде случаев эго
вызывает уменьшение скорости полета на 1,5 — 2%.
Таким образом, устройство всасывающей системы имеет боль-
шое значение для летно-тактических свойств современного са-
молета и его надо выполнять с учетом ряда требований, кото-
рые излагаются ниже.
Забор воздуха из атмосферы, а также подвод его к двигателю,
должны производиться с минимальными потерями скоростного
напора. Скоростной наддув должен составлять не менее 80% от
теоретически возможного при данной скорости полета.
Потери мощности двигателя из-за нагрева воздуха на всасы-
вании и внешнее аэродинамическое сопротивление заборного па-
трубка всасывающей системы должны быть минимальными. Уста-
новка заборного патрубка на самолете не должна снижать подъ-
емной силы крыла на любом из режимов полета или ухудшать
обтекание других частей самолета. Патрубки не должны мешать
обзору летчика.
В том случае, когда степень повышения давления на всасы-
вании, вследствие использования нагнетателя или турбокомпрес-
сора, значительна и сопровождается, следовательно, чрезмерным
повышением температуры воздуха, должны применяться радиа-
торы для охлаждения воздуха.
С целью предохранения карбюраторов от внутреннего обле-
денения при низких температурах и обеспечения нормального
смесеобразования, при установке карбюраторов до нагнетателей
иногда приходится предусматривать подогрев воздуха на всасы-
вании.
К всасывающим системам необходимо также предъявлять тре-
бование очистки воздуха от механических примесей. Это умень-
шает износ двигателей и повышает срок службы их во время
эксплоатации.
1.	Типы всасывающих патрубков и их характеристики
Форма и расположение всасывающих патрубков современных
самолетов весьма разнообразны, и классификация их может быть
произведена лишь в общем виде.
Можно установить следующие основные типы всасывающих
патрубков:
а)	патрубки, расположенные на силовой установке и выступаю-
щие за ее очертания;
б)	внутренние всасывающие патрубки, расположенные в пре-
делах очертания силовой установки;
в)	патрубки, установленные в передней части крыла.
Качество всасывающего патрубка характеризуется степенью
использования скоростного наддува и внешним аэродинамичес-
ким сопротивлением, определяющим потери мощности на продви-
жение патрубка. При этом, степень использования скоростного
237
наддува зависит от формы патрубка, места его установки на са-
молете и внутренних потерь в патрубке.
Выступающий патрубок (фиг. 114) дает высокую степень
использования скоростного наддува, но лобовое сопротивление
Фиг. 114. Выступающий всасывающий патрубок
таких патрубков значительно и в ряде случаев вызывает сниже-
ние скорости полета на 1,5 — 2°/0. Стремление уменьшить внеш-
нее лобовое сопротивление патрубка привело к применению
внутренних патрубков, расположенных в пределах очертаний
силовой установки. Два варианта таких патрубков показаны на
фиг. 115.
Внутренние всасывающие патрубки, уменьшая высотность дви-
гателя (за счет снижения скоростного наддува) на 300-—400 м
по сравнению с выступающим патрубком, имеют меньшее лобо-
вое сопротивление. Вследствие этого на высотах ниже предела
2.38
высотности скорость самолета при установке внутреннего всасы-
вающего патрубка увеличивается на 1,5 — 2°'о, а выше предела
высотности — на 0,5 — 1 %.
При варианте а внутреннего всасывающего патрубка забор
воздуха производится под капотом перед цилиндрами двигателя.
В этом случае исключается возможность применения жалюзи на
входе в капот для предохранения цилиндров двигателя от пере-
охлаждения зимой. Вариант б предусматривает забор воздуха на
лобовой части капота и дает возможность получить достаточно
высокую степень использования скоростного наддува.
Установка всасывающих патрубков в передней кромке крыла
(фиг. 116) также не выступает за очертания самолета, но при не-
Фиг. 116. Всасывающие трубопроводы с входным
отверстием на передней кромке крыла
правильном выполнении может ухудшить обтекание крыла, осо-
бенно на больших углах атаки.
С целью уменьшения влияния всасывающего патрубка на
аэродинамику крыла необходимо располагать его входное отвер-
стие в зоне максимального давления при больших углах атаки,
соответствующих режиму посадки. При расположении всасываю-
щего патрубка в зоне разрежений, на режиме посадки может
произойти срыв потока воздуха с передней кромки крыла, со-
провождающийся падением подъемной силы крыла.
С' точки зрения потерь скоростного наддува имеют значение
Участки притекания воздуха к патрубку, а также длина и форма
воздухопровода от места забора воздуха из атмосферы до ввода
его в мотор. Участок притекания воздуха к входному отверстию
Патрубка может быть охарактеризован степенью торможения
воздуха у стенок капота, расположенных перед патрубком. Боль-
шая длина пути воздуха у стенок капота и завихрение потока
из-за срывов у стенок уменьшают напор у входа в патрубок
239
и снижают скоростной наддув. При этом толщина заторможен-
ного слоя воздуха на участке притекания может достигать 100
и более мм.
Для устранения потерь на участках притекания необходимо
стремиться располагать патрубки таким образом, чтобы перед
ними не было каких-либо обтекаемых поверхностей, а в случае
наличия этих поверхностей отверстие для входа в патрубок сле-
дует удалять от них для слива заторможенной части потока.
В качестве примера можно привести результаты испытаний
двух вариантов всасывающих патрубков, показанных на фиг. 117*.
Патрубок с входным отверстием на передней части капота
(вариант а) позволяет использовать скоростной наддув до 85°/0>.
а патрубок с входным отверстием, перед которым находится
Фиг. 117. Варианты всасывающих патрубков
на участке притекания поверхность капота (вариант б), всего
лишь до 52°/0. Это в конечном счете дает разность в высотности
в 400 жив скорости полета около 10 км)час.
Кроме того, степень использования скоростного напора за-
висит от угла между направлением набегающего потока воздуха
и плоскостью входного отверстия. Этот угол должен быть 90°,
а допустимые отклонения составляют 10—15°. Что касается формы
и длины воздухопровода от входного отверстия патрубка до места
входа воздуха в двигатель, то большое значение имеет форма возду-
хопровода. Объясняется это тем, что потери напора при измене-
нии направления движения воздуха имеют большую величину, пс
сравнению с потерями на трение о стенки воздухопровода.
Особое внимание, поэтому, должно обращаться на места из-
менения площадей сечения воздухопровода и места изгиба его.
При движении воздуха ио изогнутой части воздухопровода
часто наблюдается отрыв потока от внутренней стенки изгиба,
сопровождающийся завихрениями. Объясняется это действием
центробежных сил, которые отбрасывают воздух к внешней
стенке. Из-за уменьшения массы воздуха, текущего у внутрен-
ней стенки, и сравнительно меньшей длины пути воздуха в этом
месте, скорость потока падает и его кинетической энергии
нехватает для преодоления давления. Появляются проти-
* И. Е. Идельчик, „Аэродинамика всасывающих патрубков авиамоторов'
Т. В. Ф. № 5 — 6, 1944 г.
240
вотоки воздуха и завихрения. Таким образом, поток воздуха
на изгибе как бы суживается, а в свободной зоне канала, у внут-
ренней стенки, появляются срывы потока, сопровождающиеся
значительными Потерями напора.
Для исключения этих потерь необходимо уменьшать сечения
канала на изгибе.
Потери на поворотах, кроме того, могут быть снижены пра-
вильным выбором радиуса закругления воздухопровода, который
должен быть возможно большим. Отношение радиуса закругле-
ния г к ширине воздухопровода в районе поворота в должно
быть не менее 2 (фиг. 118). В случае, если поворот воздухопро-
вода с достаточно большим радиусом закругления осуществить
Фиг. 118. Колено всасывающего канала
нельзя, для уменьшения потерь в нем следует устанавливать
поворотные направляющие лопатки. Схема установки направля-
ющих лопаток показана на этой же фигуре.
Рациональными соотношениями размеров при этом будут:
t=ry2~,
ai
число лопаток и =	; угол а ^48°.
Если обозначить через at расстояние между двумя лопатками,
порядковый номер которых i— 1 и Z, то:
a-, = tz1-|-(Z—1) d,
, ai
ГлеЛ=п И «1 =
2/2
3
b
п+1
Значение местных потерь в поворотах воздухопровода можно
подтвердить следующим примером. На одном из самолетов пер-
16 Волков
241
воначально применялся всасывающий патрубок, показанный на
фиг. 119, вариант а. Затем он был изменен по варианту б. Не-
смотря на увеличение длины воздухопровода, гидравлические
потери напора в нем уменьшились в 1,5 раза, что дало увели-
чение высотности моторной установки на 50—60 м.
Большое значение для лобового сопротивления патрубка
имеет коэфициент расхода через патрубок, представляющий со-
бою отношение скорости в патрубке Ve к скорости полета %
(причем Ve—скорость воздуха во входном отверстии патрубка).
Если отношение -т-А равно 1, то скорость потока, а следова-
с
тельно и статическое давление, вплоть до входа в патрубок
остаются постоянными, и при отсутствии потерь на участке
Фиг. 119. Варианты всасывающих патрубков
Z
притекания сопротивление такого патрубка будет наименьшим
® I/ t
Увеличение отношения -р-(больше 1) вызывает ускорение по-
тока, входящего в патрубок, и связанные с этим потери. При
%
малых значениях отношения может оказаться, что кине-
тической энергий воздушного потока нехватит для преодоления
повышения давления в патрубке, и появится срыв потока внутри
патрубка.
Кроме того, на степень использования скоростного наддува
влияет форма входного отверстия. Входное отверстие, вытяну-
тое вдоль стенки капота, захватывает больше заторможенной ча-
сти потока воздуха и дает меньший процент использования ско-
ростного наддува. Наиболее рациональной формой входного
отверстия следует считать все же плоское отверстие, но удален-
ное от стенок капота для слива заторможенной части потока.
Оптимальные размеры выступающего всасывающего патрубка
показаны на фиг. 120. Площадь входного отверстия F е должна
составлять не менее 50% площади входного отверстия карбюра-
р
тора или нагнетателя Fa. Отношение —Д- = 1,0ф 1,2.
Диффузор всасывающего патрубка, расположенный между
сечениями Fe и %, имеет угол раствора = 10—12°, а длина
242
€ro L должна быть в пределах 150—200 мм. Поперечное сечение
патрубка рекомендуется делать вытянутым в горизонтальном
направлении при отношении £2 2.
Изложенное выше касается преимущественно всасывающих
патрубков для самолетов, часто летающих выше предела высот-
ности моторов. В том случае, когда полет выше предела вы-
сотности следует рассматривать как исключение, или когда боль-
шие скорости на малых высотах оказываются более существен-
Фиг. 120. Оптимальная форма выступающего всасывающего патрубка
ными (как, например, для штурмовиков),—всасывающие патрубки
делают не выступающими, в виде отверстия в капоте.
Коэфициенты лобового сопротивления патрубков, а также
коэфициенты внутренних потерь в воздухопроводе, обычно опре-
деляются опытным путем. В общем виде внешнее лобовое со-
противление всасывающего патрубка состоит из гидравлического
внешнего сопротивления и внешнего сопротивления обтекания
патрубка:
СХ~СХ г+Сд л.
Внешнее гидравлическое сопротивление патрубка возникает
вследствие потерь количества движения потоком воздуха, вхо-
дящим в патрубок, и может быть записано в виде силы сопро-
.тивления Хг.
Xr = mVc = PWVc,
где т—масса воздуха, втекающего в патрубок;
р—его плотность;
W~FeVe—объемный расход воздуха через патрубок.
16s
243
Тогда
xr=P 17^,14=4; р^к2-
с
Отсюда
V₽ _ Хг
P^W
Правая часть последнего равенства представляет собою поло-
вину коэфициента лобового сопротивления Сх г.
Р ___ Лг
хГ“ РГеК2 '
2
Следовательно, Схг = 2
'С
Это подтверждает уже отмеченное большое значение правиль*
ного выбора скорости на входе в патрубок Ve.
2.	Каналы подвода воздуха туннельных реактивных
силовых установок
Реактивные силовые установки снабжаются всасывающей си-
стемой только в тех случаях, когда двигатель устанавливается
внутри фюзеляжа или крыла, то есть в случае туннельных уста-
новок. Во всех других случаях установки двигателей особой си-
стемы для подвода воздуха не требуется, так как в конструкции
двигателей предусматривается входной канал для подвода воз-
духа, забираемого непосредственно из атмосферы.
На фиг. 121 показана схема туннельной установки двигателя
в фюзеляже, где изображены каналы для подвода воздуха 1 и ка-
нал для отвода выхлопных газов 2.
При проектировании и постройке всасывающих систем тун-
нельных силовых установок приходится учитывать три основных,
обстоятельства:
1.	Необходимость получения возможно большей степени
использования скоростного наддува.
2.	Получение равномерного скоростного поля потока воздуха
перед входом его в компрессор двигателя.
3.	Влияние входного отверстия всасывающей системы сило-
вой установки на обтекание самолета внешним потоком.
Степень использования скоростного наддува и равномерность
скоростного поля потока воздуха на входе в двигатель имеют
исключительно большое значение для работы двигателя и в зна-
чительной мере определяют тягу, развиваемую силовой установ-
кой, ее экономичность и высотность. Форма, размеры и распо-
ложение входных отверстий всасывающей системы влияют на
244
•обтекание самолета и, следовательно, на его летные характери-
стики.
Для силовых установок с поршневыми двигателями, при пол-
ном использовании скоростного наддува, на скоростях полета
600—700 км,'час высотность силовой установки возрастает на
1500—2000 м. Прирост максимальной скорости полета при 75°/0
использовавания скоростного наддува достигает 10%, то есть
60—70 км)час при скорости полета 700 км!час.
Использование скоростного наддува для реактивных силовых
установок приобретает еще большее значение, чем для устано-
вок с поршневыми двигателями. Объясняется это такими причи-
нами:
а)	скорости полета реактивных самолетов более высокие, и
располагаемый скоростной наддув значительно выше, так как
он пропорционален скорости полета во второй степени;
Фиг. 121. Туннельная силовая установка реактивного
двигателя
б)	по характеру рабочего процесса реактивные двигатели
более чувствительны к скоростному наддуву.
Дело в том, что рабочий процесс реактивных двигателей
характеризуется, в частности, малыми степенями сжатия воздуха.
Обычно степени сжатия воздуха компрессором составляют всего
3—3,5. Работа, выполняемая компрессором при сжатии воздуха,
может быть подсчитана. При допущении, что сжатие воздуха
происходит адиабатически, для высоты полета в 10С00м и тем-
пературы воздуха 223° по Кельвину, эта работа составит при
степени сжатия 3 около 8400 кгм на 1 кг воздуха, а при степени
сжатия 3,5—9900 кг я н а 1кг воздуха.
Если полет совершается со скоростью 900—950 км]час, то
сжатие воздуха за счет скоростного наддува оказывается вполне
соизмеримо со сжатием его в компрессоре. Работа сжатия воз-
духа для этих скоростей полета за счет скоростного наддува соста-
вит соответственно 3200—3600 кгм на 1 кг воздуха.
245
Таким образом, суммарное сжатие воздуха, поступающего
в рабочие камеры двигателя, на 70—75% достигается в компрес-
соре и на 25—30% за счет использования скоростного наддува.
При меньших степенях сжатия и больших скоростях полета
доля повышения давления воздуха за счет скоростного наддува
еще больше возрастает и может достигать 50—7с% от общего
сжатия. Крайним случаем является безкомпрессорный воздушно-
реактивный двигатель, у которого сжатие' воздуха достигается
только путем использования скоростного наддува.
Поэтому степень использования скоростного наддува имеет
большое значение для работы реактивных двигателей и влияет
на общий кпд силовой установки и ее экономичность. Считается,
что уменьшение использования скоростного наддува от 0,8 до
0,7 (на 12,5°/0) от максимально возможного вызывает уменьшение
тяги двигателя, примерно, на 7,5%. Экономичность двигателя
при этом ухудшается также на 7,5%. Это означает, что снижение
скоростного наддува на 1% соответствует падению тяги и эко-
номичности установки, примерно, на 0,7%.
Кроме того, рабочий процесс турбокомпрессорного воздушно-
реактивного двигателя характеризуется высокими коэфициентами
избытка воздуха, достигающими величин 4—4,5. Поэтому для
получения одной и той же тяги через реактивный двигатель
нужно пропустить, примерно, в 10 раз больше воздуха, чем
через поршневой. Так например, для сравнительно маломощного
реактивного двигателя Дженерал-Электрик TG-180 расход воз-
духа достигает 30 кг/сек, что при земном атмосферном давлении
составляет около 23 мг\сек воздуха. 
Столь большие расходы воздуха вынуждают допускать во
всасывающих каналах силовых установок большие скорости, вы-
зывающие повышенные гидравлические потери. Попытка осуще-
ствить канализацию воздуха по всасывающим каналам реактив-
ных силовых установок, со скоростями, характерными для
установок с поршневыми двигателями, привела бы к недопусти-
мому увеличению габаритов всасывающей системы.
Процент использования скоростного наддува зависит от потерь
во входном канале и определяется его конструкцией и распо-
ложением на самолете.
Рассмотрим причины, вызывающие потери напора во входном
канале.
Эти потери могут быть разделены на три группы:
1.	Потери на участке притекания воздуха к входному от-
верстию всасывающей системы.
2.	Потери, связанные с торможением потока воздуха от скоро-
сти полета до скорости в начальном участке всасывающего канала.
3.	Потери напора, вызываемые гидравлическими сопротивле-
ниями всасывающего канала на участке от входа до компрессора.
Потери скоростного напора на участке притекания воздуха
к входному отверстию всасывающей системы имеют место в том
246
Случае, когда перед входным отверстием находятся какие-либо
элементы конструкции самолета, тормозящие поток. Так напри-
мер, на самолетах Консолидейтед Валти ХР-81 и Локхид Р-80
„Шутинг Стар" заборные отверстия всасывающей системы
расположены вблизи обтекаемых стенок фюзеляжа. Вслед-
ствие образования на поверхности фюзеляжа пограничного
слоя, поток набегающего воздуха тормозится, и скоростной
наддув полностью использовать не удается.
Вторая и основная группа потерь связана с изменением ско-
рости потока на входе во всасывающую систему. Эти потери
возрастают при увеличении скорости полета и зависят от отно-
шения скорости воздуха на входе в канал к скорости полета.
Если площадь входного отверстия выбрана таким образом,
что при данном расходе воздуха двигателем скорость на входе
меньше скорости полета,—имеет место торможение потока, со-
провожаемое нарастанием давления. В этом случае может на-
блюдаться отрыв потока воздуха от стенок всасывающего ка-
нала. Объясняется это наличием толстого пограничного слоя
воздуха у стенок, в котором скорости потока малы; поэтому,
при больших нарастаниях давления в начальном участке канала,
в этом слое появляются противотоки, завихрения потока и отрыв
воздуха от стенок. Это связано с потерей энергии потока воз-
духа и, следовательно, с уменьшением процента использования
скоростного наддува.
Наконец, третья группа потерь обусловливается гидравли-
ческим сопротивлением канала и зависит как от. формы канала,
так и от внутренней отделки его.
Нафиг. 122 показан входной канал туннельной силовой уста-
новки реактивного двигателя J-16 на самолете фирмы Райан
„Файрбол".
Поскольку входные отверстия канала расположены в перед-
ней кромке центроплана крыла, на некотором удалении от фю-
зеляжа, потерь на участке притекания нет. Однако в канале
потери имеют место. При испытаниях этого канала оказалось,
что на участке от сечения /—1 до сечения 2—2 потери напора,
отнесенные к скоростному напору набегающего потока, состав-
ляют 0,33, а на участке от сечения 1—1 до сечения 3—3 на
входе в двигатель относительные потери напора составляют
всего 0 37 от теоретически возможного. Следовательно, потери
напора в канале, главным образом, происходят во входной части,
так как на участке от сечения 2—2 до сечения 3—3 относи-
тельные потери напора составляют всего 0,04. Это подтверждает,
что потери на входе в канал имеют первостепенное значение.
Поэтому выбор размеров и формы входного участка, определя-
ющих соотношение скорости входа и скорости полета, должен
производиться тщательно.
Потери напора в самом компрессоре двигателя зависят от
равномерности скоростного поля потока на входе в компрессор.
247
В связи с этим требуется, чтобы неравномерность скоростного
поля потока перед компрессором не превышала 5°/0. В против-
ном случае заводы, поставляющие двигатели, не несут ответ-
Фиг. 122. Всасывающий канал туннельной установки
двигателя J-16
ственности за сохранение характеристик двигателей и вибра-
ционную прочность компрессора. Заводы, поставляющие двигатели,
специально оговаривают это требование в условиях на установку
двигателей на самолетах.
3.	Фильтры всасывающих систем
Срок службы двигателей в значительной мере зивисит от
степени загрязнения воздуха, всасываемого в двигатель, меха-
ническими примесями. Опыт эксплоатации самолетов показывает,
что при работе на пыльных аэродромах, а также в случае хра-
нения и опробования двигателей в земляных укрытиях, срок
службы двигателей весьма часто сокращается в 8—10 раз. По-
этому требуется очистка воздуха на всасывании от пыли при
помощи специальных фильтров.
Особенно важно очищать воздух на всасывании в случае ус-
тановки двигателя на самолетах истребительного типа и учебно-
тренировочных, совершающих частые взлеты и посадки, а также
на самолетах, предназначенных к эксплоатации на пыльных
аэродромах.
2 IS
Применение фильтров на всасывании сопряженно с рядом
трудностей, обусловленных, с одной стороны, стремлением по-
лучить минимальные потери скоростного наддува, а с другой,—
значительными потерями напора при проходе воздуха через
фильтр. Поэтому фильтры всасывающих систем должны удовле-
творять следующие требования:
—	малые потери высотности и скорости полета, вызываемае
установкой фильтра;
—	хорошая пылеочистка при больших скоростях протекания
воздуха через фильтр. Считается, что коэфициент пылеочистки
должен быть не ниже 0,9. Под коэфициентом пылеочистки, при
этом, понимают отношение веса задержанной пыли к весу всей
пыли, содержащейся в проходящем через фильтр воздухе:
—	минимальные габариты и вес фильтра;
—	простота установки и выключения фильтра в полете и
эксплоатации.	н	j
с< По американским данным, при коэфициенте пылеочистки 0,9 .
потери напора в фильтре не должны превышать 100 мм вод. ст.
В ряде случаев, однако, потери напора в фильтре достигают
значительно больших величин.
Известны два основных типа фильтров всасывающих систем:
а) сетчатые и б) матерчатые.
Матерчатые фильтры изготовляются из бязи или мадеполама,
натянутых на металлический каркас в несколько слоев. Очистка
воздуха достигается простой фильтрацией его через слои ткани.
Площадь фильтрующей поверхности матерчатого фильтра
выбирается из расчета 0,5 м2 на 1000 л. с. мощности мотора.
Эти фильтры имеют существенный недостаток, заключающийся
в том, что они быстро загрязняются, и пыль, задержанная
фильтром, постепенно проникает через фильтр. Из-за большого
гидравлического сопротивления и ненадежной фильтрации воз-
духа матерчатые фильтры не нашли широкого применения.
Более широко па отечественных самолетах применяются сет-
чатые фильтры. Принцип действия этих фильтров заключается
в том, что пыль отделяется от воздуха путем отражения и за-
держания на поверхностях, смазанных маслом.
Фильтрующие элементы такого фильтра состоят из 3—4 ме-
таллических перфорированных пластин, причем наружные пла-
стины устанавливаются параллельно поток}’ воздуха, обтека-
ющего фильтр, а внутренние изгибаются гофром с шагом около
50 мм и высотой около 15 мм. Устройство перфорированного
листа показано на фиг. 123.
Набегающий поток воздуха, проходя на всасывание через
фильтр, меняет направление движения. Пыль при повороте по-
тока сепарируется, так как имеет больший удельный вес и,
ударяясь, отражается от фильтра. Это показано пунктирными
стрелками. При проходе следующих перфорированных листов
воздух совершает зигзагообразный путь, так как листы устанав-
249
ливаются с взаимно противоположным направлением отгибов
краев отверстий. Пыль при этом улавливается, соприкасаясь со
смазанными поверхностями.
Установлено, что около 80—85% задерживаемой пыли отра-
жается внешним листом фильтра, а остальная пыль задержи-
вается на смазанных
Фиг. 123. Схема работы фильтра
поверхностях. Таким
образом, для подоб-
ных фильтров со-
вершенно обязатель-
на установка фильт-
рующих элементов
параллельно набега-
ющему потоку воз-
духа.
Общий коэфи-
циент пылеочистки
таких фильтров до-
стигает 0,80—0,85.
Коэфициент сопро-
тивления фильтра
равен 75 — 80. Площадь фильтрации выбирается из рас-
2
чета 0,1 лг2 на 1С00 л. с. мощности мотора.
Фильтры американских самолетов
чаще всего выполняются по схеме, по-
казанной на фиг. 124.
Наружная поверхность фильтра вы-
полняется из сетки 1 с крупными ячей-
ками, примерно 20x20 мм, и служит
для крепления к ней фильтрующих се-
ток 2 и 3 при помощи крючков 4. По
пути следования воздуха через фильтр
первыми расположены 10 слоев гофриро-
ванной крупной сетки 2. Гофр сделан во
взаимно перпендикулярном направлении.
Затем установлены 5—6 слоев мелкой
гофрированной сетки 3. Весь набор се-
ток смазывается моторным маслом и
в эксплоатации периодически промы-
вается.
Фиг. 124. Устройство
сетчатого фильтра
Конструктивно фильтры всасываю-
щих систем выполняются таким обра-
зом, что при работе на земле, во время
опробования двигателя, рулежки и взлета, воздух проходит че-
рез фильтр, а в полете фильтр выключается, и воздух поступает
250
мимо фильтра. Это необходимо для полного использования ско-
ростного наддува.
Обычно выключение фильтра производится автоматически.
Для этого управление заслонкой, направляющей воздух через
фильтр или мимо его, связывается с положением убирающегося
шасси. Когда шасси выпущено, воздух проходит через фильтр,
а в полете, после уборки шасси, фильтр выключается. Схема
подобного устройства показана на фиг. 125, где 1—фильтр, 2—
заслонка, напр-. вляющая воздух через фильтр, иЗ—тяга к шасси.
Фиг. 125. Схема управления заслонкой фипыра
Кроме фильтров для очистки воздуха во всасывающих патруб-
ках устанавливаются сетки, предохраняющие всасывающие системы
от попадания посторонних предметов в нагнетатель или кар-
бюратор. Сетки изготовляются из проволоки диаметром 0,6—
—0,8 мм с размером ячеек 5 5 или 8x8 мм. Для уменьшения
потерь сетки устанавливаются под углом 45 и в местах наи-
большей площади сечения воздухопровода.
4.	Подогрев воздуха на всасывании
Испарение топлива, в процессе образования рабочей смеси
в карбюраторе двигателя, сопровождается поглощением тепла.
Это тепло, равное скрытой теплоте парообразования, подводится
к топливу за счет снижения температуры воздуха, проходящего
через карбюратор. Ввиду того, что воздух всегда содержит
некоторый процент влаги, охлаждение его в случае установки
карбюратора до нагнетателя, часто сопровождается отложением
льда в карбюраторе. Обледенение карбюраторов вызывает па-
дение числа оборотов двигателя из-за частичного закупориваю;я
льдом всасывающей системы. При сильном обледенении про-
исходит резкое обеднение смеси и может быть остановка дви-
гателя.
Для обеспечения безотказной работы двигателя при высокой
влажности воздуха и при низких температурах, в случаях уста-
251
новки карбюраторов до нагнетателей, необходимо предусматри-
вать подогрев воздуха во всасывающей системе силовой уста-
новки. При расположении карбюратора после нагнетателя в
подогреве нет необходимости, так как, вследствие сжатия воздуха
нагнетателем, его температура возрастает и появляется даже
необходимость охлаждения воздуха.
Подогрев воздуха на всасывании обычно производится теплом
выхлопных газов и должен отвечать следующим требованиям:
—	температура воздуха на всасывании не должна быть выше
необходимой для предотвращения образования льда в карбюра-
торе и нормального смесеобразования;
—	гидравлические потери в устройствах для подогрева воз-
духа должны быть минимальными;
— температурное и скоростное
поле потока всасываемого воздуха при
входе в карбюратор должно быть
равномерным. В противном случае
при многодиффузорных карбюраторах
качество смеси, поступающей в от-
дельные цилиндры, будет неодина-
ково;
—.система подогрева должна допу-
скать регулирование температуры воз-
духа.
Обычно регулирование темпера-
туры воздуха достигается смешением
в разных пропорциях холодного и.
подогретого воздуха в специальных
смесителях, устанавливаемых во вса-
сывающих системах.
Существует несколько типов по-
догревателей воздуха на всасывании,
Фиг. 126. Устройство подо- из которых наиболее часто приме-
грева воздуха на всасывании няется тип „жаровой" трубы. Схема
устройства такого подогревателя по-
казана на фиг. 126.
Внутри выхлопного коллектора 5 смонтирована жаровая
труба 7, по которой проходит подогреваемый воздух, захваты-
ваемый из атмосферы патрубком 3. Выхлопные газы при этом
двигаются против потока воздуха и выходят в атмосферу через
отверстие 4. В верхней части силовой установки холодный воз-
дух поступает в систему через патрубок 8. Смешение холодного
и нагретого воздуха производится в смесителе 1, где имеются
две заслонки 2, регулирующие подачу холодного и нагретого
воздуха. Заслонки кинематически связаны между собою таким
образом, что при открывании заслонки нагретого воздуха закры-
вается заслонка холодного воздуха. Тщательно перемешанный и
подогретый воздух поступает на вход в карбюратор 6. Работа
252
подогревателя контролируется при помощи термометра воздуха
д Подогрев воздуха на всасывании рекомендуется производить
дО 20-25° Ц, '
В практике самолетостроения с целью предупреждения обле-
денения всасывающей системы применяют также забор воздуха,
проходящего через радиаторы и нагревающегося в них.
5.	Охлаждение воздуха на всасывании
Мощность, развиваемая мотором, зависит от весового коли-
чества воздуха, поступающего в цилиндры мотора, которое
может быть представлено в виде зависимости
G = у W кг.
При этом
Р 288
Т = 7°7бб 2^ТГКгМ ’
где у0— удельный вес воздуха при давлении 760 мм рт. ст. и
температуре +15° Ц;
у — удельный вес воздуха при другом давлении и другой
температуре;
Р—давление в мм рт. ст.;
t — температура воздуха в °Ц.
При изменении давления и температуры на всасывании в
одном и том же объеме воздуха будет различное весовое коли-
чество его. Известно, что при сжатии воздуха на всасывании
нагнетателями и турбокомпрессорами, его температура повы-
шается. Вследствие этого уменьшается весовое количество воз-
духа, поступающего в мотор, и появляется опасность детонации
топлива в моторе.
Охлаждение воздуха на всасывании дает возможность уве-
личить мощность мотора, особенно при большой высотности его.
Для охлаждения воздуха, во всасывающих системах устанавли-
ваются радиаторы, которые могут быть водо-воздушными или
воздухо-воздушными. В первом случае охлаждение воздуха
достигается отводом от него тепла в жидкость, которая затем
рассеивает его в атмосферный воздух. Во втором случае отвод
тепла от воздуха, поступающего на всасывание, производится
непосредственно в атмосферный воздух.
Кроме того, в зависимости от места установки радиатора во
всасывающей системе, различают промежуточные и конечные
радиаторы. Промежуточными радиаторами принято называть ра-
диаторы, устанавливаемые между двумя ступенями нагнетателя
или между турбокомпрессором и нагнетателем. Конечными ра-
диаторами называют радиаторы, устанавливаемые между послед-
ней ступенью нагнетателя и карбюратором или цилиндрами
двигателя, при непосредственном впрыске.
253
Рассмотрим преимущества и недостатки водо-воздушных и
воздухо-воздушных радиаторов, а также места установки их во
всасывающей системе.
На фиг. 127 показана принципиальная схема установки водо-
воздушного радиатора.
Радиатор 1 охлаждает воздух, поступающий к мотору от
нагнетателя. Охлаждающая жидкость циркулирует при помощи
насоса 2 в специально предусмотренной системе и рассеивает
тепло в атмосферу через радиатор 3, установленный в туннель.
В системе предусмат-
Фиг. 127. Схема установки водо-воздушного
радиатора на всасывании
ривается расширитель-
ный бачок 4 с горло-
виной и дренажным
клапаном 5. Запол-
няется система обычно
антифризом. Как видно
из схемы, установка
водо-воздушного ра-
диатора во всасываю-
щей системе требует
монтажа на самолете
специальной системы
для циркуляции жид-
кости, радиатора для
охлаждения жидкости,
расширительного бачка
и отдельного жидкост-
него насоса.
Основным недостат-
ком водо-воздушных радиаторов поэтому является значительный
вес их и сложность установки.
Обычно водо-воздушные радиаторы устанавливаются после
последней ступени нагнетателя, то-есть являются конечными
радиаторами. Объясняется это сравнительно малыми габаритами
водо-воздушных радиаторов, что позволяет успешно размещать
их на моторе между нагнетателем и карбюраторами. В то же
время установка на моторе воздухо-воздушных радиаторов за-
труднительна как из-за больших габаритов их, так и из-за не-
возможности осуществить рациональный подвод и отвод охлаж-
дающего воздуха.
Преимуществом установки водо-воздушных радиаторов яв-
ляется возможность располагать радиатор для охлаждения жидко-
сти за пределами силовой установки — в крыле или фюзеляже,
осуществляя наивыгоднейшую радиаторную установку с мини-
мальными потерями мощности на ее продвижение. В некоторых
случаях установка водо-воздушных радиаторов не имеет авто-
номной системы циркуляции охлаждающей жидкости, а вклю-
чается в общую систему охлаждения мотора.
254
В отличие от водо-воздушных, установка воздухо-воздушных
радиаторов значительно проще, если предоставляются возмож-
ности удобно подвести к ним охлаждающий воздух. Вес ее
меньше, и в эксплоатации такие установки проще.
Обычно воздухе-воздушные радиаторы применяются в каче-
стве промежуточных радиаторов, то есть устанавливаются между
турбокомпрессорами и нагнетателями. Так как турбокомпрессоры
размещаются весьма часто вдали от силовой установки, то раз
мещение между ними и нагнетателями воздухо-воздушных ра-
диаторов удобно .Сравнивая промежуточный радиаторе конечным,
следует отметить преимущество конечного радиатора, который,
охлаждая воздух после последней ступени нагнетателя, работает
при большем перепаде температур и поэтому более эффектив-
ный. Габариты конечного радиатора обычно меньше габаритов
промежуточного, что облегчает компановку его непосредственно
на моторе.
Что касается расчета радиаторов для охлаждения воздуха во
всасывающих системах, то этот расчет в принципе аналогичен
расчету других радиаторов.
6.	Устройство всасывающих систем
Фиг. 128. Всасывающая система
самолета „Эркобра"
В качестве примера рассмотрим устройство всасывающих
систем самолетов Нортроп Р-61 „Блэк-Видоу“ и „Эркобра" Р-39.
Эти системы дают представление
об основных элементах всасы-
вающих систем и об их взаим-
ном размещении.
На фиг. 128 показано устрой-
ство всасывающей системы само-
лета „Эркобра" Р-39.
Воздух подводится к карбю-
ратору через переходник 7, в
котором установлена заслонка
для отключения выступающего
всасывающего патрубка. Упра-
вление заслонкой производится
тягой 4. Мотор на самолете
„Эркобра" установлен в фюзе-
ляже сзади летчика. Поэтому вы-
ступающий всасывающий патру-
бок расположен на фюзеляже в
верхней его части и служит
для забора воздуха с использованием скоростного наддува. Из
этого патрубка воздух поступает по стрелке 6.
В том случае, когда самолет находится на земле или тре-
буется подогревать всасывающий, воздух, верхний выступающий
патрубок отключается. Воздух, при работе двигателя на земле,
255
поступает по стрелке 7 в боковое отверстие в обшивке фюзе-
ляжа, следует через фильтр 2 и по гибким воздухопроводам 9
к переходнику 1. При необходимости подогрева воздух посту-
пает в систему из области за водяным радиатором, где он нагрет,
по стрелке 8 и далее по гибким воздухопроводам 10 в обход
фильтра к переходнику 1. Для отключения подогрева преду-
смотрена заслонка, управляемая тягой 5.
Таким образом, система обеспечивает использование в полете
скоростного наддува, очистку воздуха от пыли при работе на
земле, и, в случае необходимости, подогрев воздуха на всасы-
вании.
Устройство всасывающей системы двухмоторного самолета
Нортроп Р-61 „Блэк-Видоу“ показано на фиг. 129.
Фиг. 129. Всасывающая система самолета Нортроп Р-61 „Блэк Видоу*
Входные отверстия для воздуха 1 расположены по обе
стороны моторной гондолы в передней кромке крыла. В консоль-
ной части крыла отверстие для воздуха—увеличенного размера,
так как оно служит для подвода воздуха к маслорадиатору,
устанавливаемому в туннеле 2. Воздух, поступающий на всасы-
вание, направляется по трубам 3 к первой ступени нагнетателя,
показанной условно вращающимися стрелками 4. После сжатия
первой ступенью воздух по трубам 5 идет к воздухо-воздушным
радиаторам 6, где охлаждается и поступает по трубам 7 через
переходник 8 ко второй ступени нагнетателя.
Воздух, охлаждающий радиаторы, как показано стрелками 9,
поступает через отверстия в крыле и подходит через направляю-
256
щие лопатки к радиатору 6 и далее наружу. Количество охлаж-
дающего воздуха регулируется заслонками на выходе его из
туннеля в атмосферу.
Во время полета на малых высотах, когда крыльчатка первой
ступени отключена, воздух, обдувающий радиатор, отжимает
заслонки 10, прижатые слабыми пружинами, и проходит в обход
первой ступени нагнетателя на всасывание, минуя при этом ра-
диатор. Когда же работает первая ступень нагнетателя, заслонки
10 прижимаются не только пружинами, но и давлением воздуха,
создаваемым первой ступенью нагнетателя. При работе на земле
забор воздуха из атмосферы производится через фильтр 11. При
этом трубопроводы перекрываются заслонками, и перепускные
заслонки над радиаторами 10 запираются системой рычагов,
чтобы исключить возможность прохода через них воздуха, ми-
нуя фильтр.
Система имеет устройство для подогрева воздуха, которое
на схеме не показано.
Несмотря на относительную сложность, всасывающая система
самолета »Блэк-Видоу“ представляет интерес, как пример ком-
плексного решения задач по подводу воздуха к двигателю с
использованием скоростного наддува, с охлаждением, подогре-
вом и очисткой от пыли.
17
Волков
ГЛАВА VIII
ВЫХЛОПНЫЕ СИСТЕМЫ
1. Отвод выхлопных газов и требования,
предъявляемые к нему
В процессе работы мотора из его цилиндров выбрасывается
значительное количество газов, являющихся продуктами сгорания
рабочей смеси.
Ввиду того, что продукты сгорания, или, как их часто назы-
вают, выхлопные газы, содержат угарный газ (СО) и имеют вы-
сокую температуру, отвод их от мотора, установленного на са-
молете, осуществляется специальными трубами — выхлопными
патрубками или коллекторами. Кроме того, выхлопные газы об-
ладают значительной энергией, использование которой дает воз-
можность увеличить тяговую мощность силовой установки или,
при помощи турбокомпрессора, повысить мощность на высоте вы-
ше границы высотности мотора. Часто также выхлопные газы
используются для подогрева воздуха на всасывании и в кабинах
самолетов, для борьбы с обледенением самолетов и для заполне-
ния бензобаков.
Трубопроводы и устройства, предназначенные для отвода вых-
лопных газов и использования их энергии, принято называть вых-
лопными системами силовых установок.
Конструкция и гидравлические характеристики выхлопных си-
стем силовых установок влияют на работу двигателя и могут
вызвать потери или увеличение располагаемой мощности сило-
вой установки. Дело в том, что выталкивание выхлопных газов
в атмосферу через выхлопную систему связано с преодолением
гидравлических сопротивлений ее. Работу по преодолению гид-
равлических сопротивлений выхлопных устройств выполняет дви-
гатель, теряя на это некоторую мощность. Кроме того, из-за
гидравлических потерь в выхлопных системах, на выходе из ци-
линдров создается некоторое противодавление, затрудняющее
очистку рабочих камер цилиндров от продуктов сгорания. Это
вызывает уменьшение заряда цилиндров свежей рабочей смесью
и ведет к потере мощности двигателя.
Экспериментальные данные и расчет показывают, что потери
мощности двигателя при этом могут достигать 2—4%, а иногда
и больше, от эффективной земной мощности, причем основную
258
«часть потерь составляют потери за счет ухудшения наполнения
цилиндров свежей смесью.
Установлено, что увеличению противодавления в выхлопной
системе на 30 мм рт. ст. соответствует падение мощности мо-
тора на 1% при работе его на режиме полного газа в пределах
номинальных чисел оборотов. С другой стороны, используя энер-
гию выхлопных газов для привода турбокомпрессора или путем
прямой реакции при выходе их в атмосферу, можно повысить
общую тяговую мощность силовой установки. Таким образом,
мощность, развиваемая силовой установкой самолета, зависит
от устройства выхлопной системы.
Кроме того, выхлопная система силовой установки почти
всегда имеет выступающие за очертания самолета детали,
влияющие на общее лобовое сопротивление самолета и, сле-
довательно, на его летные данные. Струя выхлопных газов
может нарушать обтекание самолета воздухом и также влиять на
его летные свойства. •
Чтобы определить основные требования, которые должны
быть предъявлены к выхлопным системам, необходимо остано-
виться на ряде других особенностей отвода выхлопных газов в
атмосферу.
Как уже упоминалось, выхлопные газы, наряду с другими ком-
понентами, содержат окись углерода СО— так называемый угар-
ный газ. Весьма важно обеспечить такой отвод выхлопных га-
зов, при котором они не попадали бы в кабину экипажа. В про-
тивном случае не исключается возможность потери сознания
экипажем в полете или снижение его работоспособности.
Для выхлопных газов свойственна также высокая темпера-
тура, достигающая на выходе из цилиндров 1000—1100° по
Кельвину. Поэтому отвод выхлопных газов должен быть осу-
ществлен таким образом,, чтобы исключалась опасность воспла-
менения паров топлива или деталей самолета, которые могут
оказаться в районе прохода выхлопной системы.
При расположении выхлопных трубопроводов вблизи всасы-
вающей системы мотора может иметь место потеря мощности
мотора из-за нагрева воздуха на всасывании. Нагрев воздуха на
всасывании на 5° вызывает уменьшение мощности в среднем на
1°'о из-за уменьшения весового заряда цилиндров воздухом. При
нагреве от выхлопной системы бензопровода может иметь место
снижение высотности бензосистемы самолета	•
Выхлоп связан с некоторым догоранием рабочей смеси в вых-
лопных системах. В зависимости от режима работы мотора и,
главным образом, от состава смеси, величина и вид пламени на
выхлопе будут различны. В ночное время пламя на выхлопе силь-
но демаскирует самолет и затрудняет работу экипажа. Кроме
того, выход выхлопных газов в атмосферу сопровождается шумом,
составляющим значительную часть общего шума самолета. Пла-
мягашение и заглушение шума на выхлопе имеют большое так-
17'
259
тическое значение для военных самолетов, особенно ночных ти
пов бомбардировщиков.
На основании изложенных соображений можно установить
следующие основные требования к выхлопным системам силовых
установок:
а)	возможно полное использование энергии выхлопных газов
путем прямой реакции или путем привода турбокомпрессоров ,
Потери мощности мотора, вызываемые противодавлением на вых-
лопе, а также потери, связанные с* преодолением гидравличес-
кого сопротивления выхлопных систем, должны быть минималь-
ными;
б)	отвод выхлопных газов должен быть осуществлен таким
образом, чтобы выхлопные газы не попадали в кабину экипажа.
Количество окиси углерода в кабинах самолета на любом режиме
полета, не должно превышать 0,005%;
в)	должна быть обеспечена пожарная безопасность отвода
выхлопных газов;
г)	пламя, выбрасываемое из выхлопных систем, не должно де-
маскировать самолет или ухудшать обзор летчику;
д)	шум выхлопа газов должен быть возможно меньшим;
е)	выхлопные системы должны иметь возможно меньший вес,
достаточную прочность и надежность в эксплоатации;
ж)	аэродинамическое сопротивление выступающих частей вых-
лопной системы должно быть минимальным.
Существующие выхлопные системы могут быть разделены на
две основные группы:
1)	системы, предназначенные для отвода газов в атмосферу:
2)	системы, подводящие выхлопные газы к турбокомпрессо-
рам.
В первом случае, кроме того, различают индивидуальные вых-
лопные патрубки для каждого цилиндра и выхлопные коллекторы.
Последние применяются в тех случаях, когда индивидуальные
патрубки не дают возможности выполнить требования „б“, „в“,
„г“, „д“. Наиболее часто это бывает при отводе выхлопных га-
зов от звездообразного мотора. В зависимости от того, исполь-
зуется реакция выхода выхлопных газов или не используется,
выхлопные устройства разделяют на реактивные и устроенные на
принципе минимального противодавления нi выхлопе.
Беспрерывное повышение летно-тактичзских данных совре-
менных самолетов привело к повсеместному использованию энер-
гии выхлопных газов, поэтому патрубки и коллекторы минималь-
ного противодавления применяются все реже.
2.	Способы использования энергии выхлопных газов
Выхлопные газы обладают значительной тепловой и кинети
ческой энергией. Вместе с выхлопными газами из мотора уносится
около 50% общей тепловой энергии, выделяемой топливом при
2С0
ггорании в цилиндрах мотора. Кроме того, выхлопные газы содер-
жат несгоревшее топливо, которое, вследствие переобогащения
смеси на форсированных режимах работы мотора, выполняет
роль охладителя, снижающего опасность детонации.
Столь значительные резервы неиспользуемой энергии, которую
уносят выхлопные газы, представляют ряд возможностей для по-
вышения мощности силовой установки и, следовательно, летных
свойств самолетов.
В последние годы, в связи с общим стремлением повысить
-скорость и скороподъемность самолетов, проделана большая ра-
бота по утилизации энергии выхлопных газов. При этом опреде-
лились два основных направления в использовании энергии вых-
лопных газов:
а)	применение реактивных выхлопных патрубков и коллекто-
ров;
б)	применение турбокомпрессоров.
.В обоих случаях, по существу, применены дополнительные к
основному мотору тепловые машины. Реактивные патрубки или
коллекторы представляют собою простейший реактивный двига-
тель, а турбокомпрессор, состоящий из газовой турбины и ком-
прессора, является агрегатом, преобразующим энергию выхлоп-
ных газов в давление воздуха на входе в основной мотор.
Применение турбокомпрессоров дает возможность освободить
основной мотор от непосредственных затрат мощности на привод
нагнетателя или уменьшить эти затраты. Установка реактивных
выхлопных устройств или турбокомпрессоров повышает проти-
водавление на выхлопе, и мощность мотора несколько снижает-
ся Но мощность силовой установки при этом возрастает за счет
непосредственного использования реактивной тяги или, в случае
применения турбокомпрессора, за счет роста эффективной мощ-
ности на валу основного мотора.
В отдельных случаях, при хорошей разработке установки тур-
бокомпрессора, удается применять на одной и той же силовой
установке оба способа использования энергии выхлопных газов,
то есть турбокомпрессор и реактивный патрубок на выхлопе
газов из турбокомпрессора. В последнем случае, однако, эффект
реакции выхлопа значительно ниже, чем при использовании энер-
гии выхлопных газов в реактивных системах выхлопа.
Что касается целесообразности использования энергии вых-
лопных газов тем или иным путем, то в настоящее время уста-
новлено, что на высотах свыше 7000—8000 м выгодно применять
турбокомпрессоры в системе комбинированного наддува (турбо-
компрессор—приводной центробежный! нагнетатель); для высот
ниже 5000 м целесообразно наддув осуществлять приводным на-
гнетателем, а энергию выхлопных газов использовать в виде
реакции выхлопа.
Это, однако, правильно лишь для больших скоростей полета,
когда реакция выхлопа используется наиболее эффективно. На
261
малых скоростях полета использование энергии выхлопных газог
в турбокомпрессоре может быть рационально и на меньших
высотах.
С другой стороны, целесообразность использования энергии
выхлопных газов для привода турбокомпрессора определяется
также кпд турбокомпрессора. Чем выше кпд турбокомпрессора,
тем эффективнее использование в нем энергии выхлопных газов?
Необходимо при этом отметить, что расположение турбоком-
прессора рдали от мотора дает возможность в меньшей степени
считаться с габаритами его компрессора и позволяет придавать
ему более выгодные в гидравлическом отношении формы. Поэтому
Фиг. 130. Высотная характеристика двигателя
без ТК (2) и с ТК (1)
кпд компрессора в этом случае выше кпд приводного компрес-
сора, устанавливаемого на моторе.
Применение турбокомпрессора дает возможность также повы-
сить мощность силовой установки на промежуточных высотах.
Это хорошо видно из фиг. 130, где показаны высотные характе-
ристики мотора, снабженного турбокомпрессором 1 и приводным
центробежным нагнетателем с реактивной системой выхлопа 2.
Сохранение постоянства наддува при приводном нагнетателе
достигается путем изменения степени дросселирования воздуха
на входе в нагнетатель и изменения скорости привода нагнета-
теля. Вследствие этого, высотная характеристика мотора имеет
характерные „провалы11, которым соответствует период перехода
на другую скорость привода нагнетателя. Мощность мотора при
этом, на некотором диапазоне высот, снижается.
Сохранение постоянства наддува при использовании турбо-
компрессора достигается плавным изменением количества вых-
лопных газов, проходящих через турбину. Поэтому высотная
характеристика не имеет „провалов", и мощность силовой уста-
262
новки сохраняется на всех высотах до расчетной. Прямым след-
ствием этого достоинства турбокомпрессоров является увеличе-
ние скороподъемности самолета. Кроме того, применение тур-
бокомпрессоров дает существенные выгоды в области эконо-
мичности полета.
Следовательно, использование энергии выхлопных газов в тур-
бокомпрессоре более выгодно на самолетах с большим потол-
ком и большой дальностью полета.
В заключение укажем, что тепловая энергия выхлопных
газов в ряде случаев используется для обеспечения нужд, непо-
средственно не связанных с увеличением мощности силовой
установки. Различные способы обогрева кабин самолетов, подо-
грев воздуха на всасывании, борьба с обледенением самолета —
все это базируется на использовании тепла, уносимого выхлоп-
ными газами.
3.	Выхлопные устройства минимального противодавления
Использование реакции выхлопа для увеличения тяги сило-
вой установки целесообразно на самолетах, развивающих боль-
шие скорости и летающих на больших высотах. На неско-
ростных и невысотных самолетах применяются выхлопные устрой-
ства минимального противодавления. В последнем случае стре-
Фиг. 131. Выхлопной коллектор минимального противодавления
мятся всячески уменьшить сопротивление на выхлопе, придавая
выхлопным устройствам такие конструктивные формы и размеры,
которые будут наивыгоднейшими с этой точки зрения.
Устройство выхлопного коллектора минимального противо-
давления для рядного мотора показано на фиг. 131. Газы вхо-
дят в коллектор через патрубки 1 и выходят в атмосферу через
отверстие 2.
При применении выхлопных патрубков и коллекторов мини-
мального противодавления на режиме полного газа, противодав-
ление выхлопу у земли должно быть не выше 30 мм рт. ст.
Для отдельных цилиндров противодавление может быть нес-
колько выше, но не более 50мм рт. ст.
263
Площадь поперечного сечения коллектора минимального про-
тиводавления может быть определена по эмпирической фор-
муле:
А= 0,258/V
7	k
где fx — минимальная площадь поперечного сечения коллектора
в любом месте в см2;
N—максимальная мощность мотора в л. с.;
п— число цилиндров, подсоединенных к коллектору до
сечения
k—общее-число цилиндров мотора.
Кроме того, существуют другие статистические данные для
подбора размеров коллекторов. Выхлопной коллектор звездообраз-
ного мотора должен иметь объем, составляющий 0,45 — 0,65
рабочего объема присоединенных к нему цилиндров. Площщь
живого поперечного сечения выхлопного коллектора должна
составлять 25 сл-z2 на 100 л. с. номинальной мощности цилин-
дров, присоединенных к выхлопному коллектору до этого сече-
ния. Допускается отклонение на +5 см" на 100 л. с.
Таким образом, выхлопной коллектор минимального противо-
давления представляет собою конусную трубу, площадь попереч-
ного сечения которой увеличивается, по мере подключения к ней
цилиндров, по направлению к выходному отверстию. Площадь
выходного отверстия такого выхлопного коллектора обычно
составляет 29—32слт2 на 100 л. с. мощности цилиндров, подклю-
ченных к нему. Такая площадь сечения выходного отверстия,
примерно, соответствует скорости выхода газов: у земли
120—125м/сек, на высоте 4000 м —200 м,сек, на высоте 6000 м -
ЗООж/сек.
4.	Реактивные выхлопные системы
При выходе газов из выхлопной системы в атмосферу возни-
кает реактивная сила, действующая в противоположном напра-
влении выходу газов. Согласно закону механического импульса,
величина реактивной силы пропорциональна массе и скорости
выходящих газов.
p—niV3—
О,
g
Угкг,
где /’—реактивная сила;
/к—"Масса газов, выходящих в 1 сек;
\сг—скорость выхода газов;
С2—вес газов, выходящих в 1 сек.
2(54
Реактивная мощность Д/V,, без учета потерь во всасывающей
системе моторной установки*, выражается уравнением:
A/V? ~ PV = — ]/г Vкгм';сек
или в л. с.:
= I/ 1/л. с.,
7og
где V—скорость полета.
Величина реактивной тяги, используемой самолетом для дви-
жения вперед, зависит также от угла а между направлением
полета и направлением действия реакции выхлопа. Тогда реак-
тивная мощность, используемая самолетом, будет:
±Кг = V.Vcosa.
/5g
Отсюда видно, что мощность, развиваемая реактивными
выхлопными системами, зависит:
—от количества газов, выбрасываемых двигателем, то есть
от мощности и режима его работы:
—от площади выходного отверстия выхлопной системы, опре-
деляющей скорость выхода выхлопных газов;
—от скорости полета I/, зависящей также от высоты полета. ’
Таким образом, эффективность реактивной выхлопной системы
тем больше, чем больше скорость и вцсота полета.
Фактический выигрыш в мощности силовой установки ДАГ
при применении реактивных выхлопных устройств зависит также
ог потерь мощности мотора из-за увеличения противодавления
на выхлопе ДА/,,.
ДАГ = ДАу—ДА7Л.
Причем в этом случае, поскольку сравнение реактивной
мощности производится с мощностью, полученной от мотора
через винт, выражение для ДА/, будет:
1де г1е—кпд винта.
Последнее выражение показывает, что целесообразность
использования реактивных выхлопных устройств увеличивается
для силовых установок с винтами, имеющими низкие кпд.
Потери во всасывающей системе учитываются при расчете всасывающих
патрубков.
265
Выражение для ДЛГ„ можно записать, если известна величина
противодавления Д//, понижающая мощность мотора на 1%.
Мм =
Pj~P„
Хр'
N.
100
л. с.,
где Pj - эффективное противодавление, определяющее потери
мощности мотором, в мм рт. ст.;
Рн—атмосферное давление в мм рт. ст.
Величина Хр', как указывалось ранее, в среднем равна 30мм
рт. ст. и зависит от числа оборотов мотора и абсолютного зна-
чения противодавления на выхлопе.
Эффективное противодавление на выхлопе Рр если предпо-
ложить адиабатическое истечение газов из реактивного выхлоп-
ного устройства, можно выразить формулой:
где Т, — абсолютная температура выхлопных газов, приведен-
Ср.
Cv
К —
ная к нулевой скорости;
— коэфициент адиабаты для выхлопных газов, равный
1,35.
Абсолютная температура выхлопных газов на выходе Та
может быть найдена по выражению:
2gCp
ГДеЛ = "427
— тепловой эквивалент механической работы в
ккал, кгм;
Ср = 0,31 ккал кг °Ц—теплоемкость выхлопных газов при по-
стоянном давлении.
Отсюда видно, что потеря мощности из-за противодавления
на выхлопе при прочих равных условиях зависит от скорости
выхода выхлопных газов в атмосферу V2. От этой же величины
зависит и реактивная мощность ДМ. С увеличением скорости
выхода выхлопных газов реактивная мощность ДЛ'г возрастает,
но при этом растут и потери мощности из-за противодавления.
Таким образом, задача расчета реактивных выхлопных
устройств заключается в определении оптимальной скорости
выхода выхлопных газов, при которой чистый выигрыш в мощ-
ности силовой установки будет максимальным. Необходимая
скорость выхода газов, при одном и том же расходе их, может
быть получена изменением площади выходного отверстия вы-
хлопного патрубка или коллектора.
266
Зависимость прироста мощности силовой установки, при
использовании реактивного выхлопа через коллектор, от ско-
рости и высоты полета показана для одного конкретного сл\ -
чая на фиг. 132. По осям ординат слева отложен выигрыш
в мощности силовой установки в л. с., а справа — этот же выиг-
рыш в процентах от земной эффективной мощности.
Из графиков видно, что прирост мощности за счет реакции
выхлопа тем больше, чем больше скорость и высота полета.
При скорости в 700 аж вдс на высоте в 10000 м прирост мощ
ности достигает 18°/0 от земной мощности мотора. В пересчете
на скорость полета для со-
временных истребителей это
соответствует увеличению
скорости полета, примерно,
на 30 — 35 км1час. На ре-
жиме разбега и взлета,
когда скорость самолета не-
большая, оптимальные вы-
хлопные патрубки скорост-
ного самолета уменьшают
располагаемую мощность
силовой установки, прибли-
зительно, на 4—5°'о.
Реактивные выхлопные
устройства могут быть вы-
полнены в виде индиви-
дуальных патрубков на каж-
дый цилиндр или в виде
коллекторов, объединяю-
щих отвод выхлопных га-
Фиг. 132. Прирост мощности силовой уста-
новки за счет использования реакции
выхлопа через коллектор
зов от цилиндров одного
блока. Процесс истечения
выхлопных газов из коллектора принципиально отличается от
процесса истечения из индивидуальных патрубков.
В случае применения коллектора продукты сгорания соби-
раются от ряда цилиндров в одном сборнике, давление и темпе-
ратура у выхода из коллектора выравниваются, и процесс исте-
чения выхлопных газов происходит непрерывным потоком. При
индивидуальных патрубках продукты сгорания поступают в па
трубок из одного цилиндра в течение периода выхлопа при раз-
ных давлении и температуре. Поэтому скорость движения газов
как в патрубке, так и на выходе, беспрерывно меняется, имея в на-
чале выхлопа наибольшую величину, превосходящую скорость
истечения из коллектора, а в конце выхлопа падающую до
нуля.
Вследствие этого индивидуальные выхлопные патрубки имеют
ряд преимуществ, а именно:
—реактивная мощность индивидуальных патрубков больше,
267
так как средняя скорость истечения газов из них выше скорости
истечения из коллектора;
г X—потери мощности из-за загрязнения заряда остаточными га-
зами при индивидуальных патрубках меньше, так как расшире-
ние газов в цилиндре происходит почти до атмосферного давле-
ния, в то время как при коллекторе газы в цилиндре расши-
ряются до давления в коллекторе, всегда большем атмосферного.
Больше того, давление у выхода из индивидуальных патруб-
ков в конце расширения газов может быть даже ниже атмо-
сферного при наличии отсоса, создаваемого потоком воздуха,
обтекающего патрубки, или потоком выхлопных газов, выходя-
Фиг. 133. Изменение выигрыша реак-
тивной мощности выхлопа при пуль-
сирующем и непрерывном потоках в
зависимости от высоты
щих из впереди расположен-
ных патрубков. Это приво-
дит к улучшению заполне-
ния цилиндров свежей сме-
сью и может дать некото-
рый прирост мощности мо-
тора.
Поэтому индивидуальные
патрубки, при правильном
использовании реакции вы-
хлопа, у земли почти не
дают потерь мощности мо-
тора, в то время как кол-
лекторы, при тех же усло-
виях, на земле дают потери
мощности, достигающие 2-^
4°/0 от эффективной земной
мощности мотора.
Преимущества индиви-
дуальных реактивных пат-
рубков хорошо видны из
графика фиг. 133, где по-
казаны кривые изменения чистого выигрыша мощности силовой
установки при использовании индивидуальных патрубков (кри-
вая /) и коллектора (кривая 2). График построен для условий
Сг = 1 кг сек, V—6Q0 км/час и -»]в —0,72. У земли индивидуальные
патрубки дают возможность снять дополнительно около 25 л. с
При увеличении высоты полета преимущество индивидуальных
патрубков уменьшается, так как в связи с падением атмосфер-
ного давления условия для работы коллектора улучшаются.
Весьма наглядно преимущества использования реакции вы-
хлопа и, в частности, индивидуальных реактивных патрубков
показаны на фиг. 134.
На этом графике приведены результаты сравнительных лес-
ных испытаний самолета с различными выхлопными системами.
Кривая / соответствует полету при отсутствии реактивного вы-
хлопа— выхлоп осуществлялся через короткие патрубки, перпен-
268
дикулярно направлению
с реактивным коллектором,
использования индивидуаль-
ных реактивных патрубков.
В данном случае на второй
расчетной высоте применение
реактивного коллектора дало
возможность увеличить ско-
рость полета, примерно, на
25 кличас, а применение инди-
видуальных патрубков — на
33 км!час. Таким образом,
во всех случаях, когда не
встречаются какие-либо за-
труднения в применении инди-
видуальных патрубков, им
должно быть отдано предпо-
чтение по сравнению с коллек-
торами.
При проектировании вы-
хлопной системы должен быть
произведен расчет с целью
определения оптимальной пло-
щади выходного отверстия,
а также для получения дан-
полета. Кривая 2 получена в полете
Кривая 3 показывает преимущества
ных О Приросте МОЩНОСТИ СИ- Фиг. 134. Изменение скорости само-
ловой установки.	лета по высоте при использовании
Ввиду принципиальш го раз- различных систем выхлопа
линия процесса истечения га-
зов из коллектора и индивидуального патрубка, методика рас-
чета их также различна. Н. Я. Литвинов разработал способы
расчета реактивных систем обоих типов. При необходимости де-
Фиг. 135. График для определения площади выходного
отверстия реактивного коллектора
269
гального расчета следует пользоваться упомянутыми методами.
Профессор В. И. Поликовск-ий предложил упрощенный метод рас-
чета площади выходных сечений реактивных коллекторов, которым
также можно воспользоваться для предварительного опреде-
ления этой площади. Согласно методу проф. Поликовского, пло-
щадь выходного отверстия реактивного коллектора определяется
по графику фиг. 135.
При пользовании графиком должны быть известны скорость
на высоте, для которой производится расчет \/н, мощность мо-
тора у земли Ne и атмосферное давление Рн. Располагая этими
данными, не трудно подсчитать отношение и затем напти по
графику FaPH. Здесь Fa — удельная площадь выходного отвер-
стия коллектора. Обычно эта площадь выбирается не менее
13 — 14 ел? на 100 л. с.
Прирост мощности силовой установки от реактивного выхлопа
можно определить по графику фиг. 136. При этом следует для
Фиг. 136. График для определения прироста
мощности силовой установки за счет реактив-
ного выхлопа
заданной скорости полета VH и высоты полета Н* найти отно-
A7V
шение .
ч
Что касается прироста скорости полета, то он может быть
с достаточной точностью подсчитан по формуле:

270
“Правильно спроектированные индивидуальные —реат иные
патрубки при скоростях полета 600 — 700 км(час на высотах до
10 000 л? дают, по сравнению с реактивными коллекторами, уве-
личение прироста мощности силовой установки на 3—6°0.
Площадь выходного отверстия индивидуального патрубка
может быть выбрана из расчета 28	30 см2 на каждые 100 л. с.
взлетной мощности, приходящейся на один патрубок. При этом
площадь выхода из патрубка обычно составляет 0,9 —1,1 пло-
щади щели при максимальном открытии выхлопного клапана, но
не должна быть более площади выхлопного окна цилиндра.
5.	Выхлопные системы реактивных силовых установок
Реактивные силовые установки снабжаются выхлопными кана-
лами при туннельной установке двигателя в фюзеляже или крыле
самолета.
При установке двигателей в моторных гондолах, расположен-
ных на крыле самолета, также иногда приходится предусматри-
вать выхлопные каналы. Дело в том, что для достижения пра-
Фиг. 137 Способы установки реактивного двигателя на самолете
вильного положения центра тяжести самолета двигатель уста-
навливается возможно ближе вперед. Отвод газов в атмосферу,
поэтому, производится через специальные каналы — выхлопные
трубы.
На фиг. 137 показаны схемы установки двигателя „Нин“ на
самолете.
Как видно из схем, выхлопные каналы нужны как при уста-
новке в фюзеляже (рис. п), так и при установке в моторной
гондоле на крыле (рис. б).
Установка выхлопных каналов связана со следующими основ-
ными проблемами:
а)	выхлопные каналы вызывают потери кинетической энергии
выходящих газов и уменьшают, поэтому, тягу реактивной уста-
новки.
б)	гидравлическое сопротивление выхлопных каналов повы-
шает давление за турбиной двигателя, что может привести к по-
вышению температуры на рабочем колесе турбины и создать
условия для работы турбины, отличные от условий, на которые
она проектировалась;
271
в)	выход газов в атмосферу вблизи от частей самолета ока-
зывает влияние на работу этих частей как в смысле нагрева
их, так и в отношении- изменения обтекания их внешним пото-
ком воздуха;
г)	направление струи выхлопных газов, определяющее напра-*
вление силы тяги, сказывается на устойчивости и управляемости
самолета;
д> в зоне расположения выхлопного канала создается повы-
шенный температурный режим, требующий продувки этой зоны
воздухом.
Кроме того, возникают определенные конструктивные труд-
ности при разработке канала, так как он работает в условиях
высоких температур и при этом должен быть герметичным, легко-
съемным и минимальным по весу.
Потери в выхлопной трубе зависят от ее размеров и кон-
струкции.
Вся выхлопная система реактивной установки состоит из трех
основных частей:
1) выхлопного канала, принадлежащего двигателю. Обычно этот
канал имеет кольцевую форму, образованную конусом и частью
корпуса двигателя, расположенной за турбиной;
2) выхлопной трубы, изготовляемой самолетостроительными за-
водами, в зависимости от места установки двигателя на данном
самолете;
3) выхлопного насадка на выходе газов из выхлопной трубы
в атмосферу. Этот насадок также изготовляется на самолето-
строительном заводе.
Уменьшение потерь в выхлопной системе может быть достиг-
нуто только при условии правильного выбора размеров каждой
ее части. Прежде всего должно быть правильно выбрано соот-
ношение площадей выхода из выхлопного канала двигателя
и входа в выхлопную трубу. Опыты показывают, что оптималь-
ным отношением площади выхода из двигателя к площади входа
в выхлопной канал является 0,8. Наивыгоднейший угол конус-
ности выхлопной трубы, сужающейся к выходу в атмосферу,
равен 12°.
Отношение длины к диаметру выхлопной трубы также сильно
влияет на потери в ней. С увеличением этого отношения потери
растут. Установлено, например, что при отношении =5 и от-
ношении площади выхода из двигателя к площади входа в трубу,
равном 0,8, потери достигают 10% кинетической энергии выхлоп-
ных газов. В настоящее время считается, что увеличение длины
выхлопного канала на 1 м вызывает падение тяги силовой уста-
новки, вследствие роста потерь в канале, в среднем на 1 —1,5°.,.
Ранее уже упоминалось, что струя газа на выходе из выхлоп-
ной системы установки оказывает влияние на части самолета,
расположенные вблизи ее. Вывод газов в районе хвостового опе-
272
рения самолета изменяет обтекание его потоком воздуха. В ре-
зультате этого влияния наблюдается скос потока воздуха и изме-
нение нагрузки на оперение, что может повлиять на устойчи-
вость самолета в полете. Кроме того, ввиду высоких температур
газа, имеет место нагрев частей самолета.
Это принуждает располагать оперение возможно дальше от
струи газа и защищать части самолета в пожарном отношении.
Приходится предусматривать обшивку фюзеляжей в районе про-
хода газов стальными листами с продувкой воздухом для охла-
ждения.	•
В связи с этим представляет интерес распределение темпера-
тур в струе выходящих газов. Известно несколько исследова-
тельских работ, при которых производились замеры температур
в различных зонах струи выходящих газов.
^гООЪООд т[°ц]
Фиг. 138. Распределение температур в струе газа на выходе из двигателя
BMW 003 '
При испытаниях двигателя BMW-003* было получено поле
температур в газовом потоке на выходе из двигателя, показан-
ное на фиг. 138.
Замеры показали, что наиболее высокая температура наблю-
дается по оси потока газов, и непосредственно на выходе из
двигателя она достигает 600 — 650эЦ при п = 9500 об/мин. На
расстоянии 930 мм от двигателя температура уменьшается до
500 — 550 , и на расстоянии 3430 мм она падает до 200 — 220 .
С удалением от оси потока температура уменьшается. Причем,
* Е. С. Щетинников и А. И. Смирнов, „Экспериментальное исследова-
ние турбореактивного двигателя BMW-()03“. Техника Возд. Флота № 10, 1946 г.
18 Волков
273
если принять за границу потока температуру газа. 20	30 , то
поток образует конус с углом в вершине, равным 30 .
По данным этих испытаний можно производить расчет тем-
ператур газа в потоке за двигателем по его оси,, пользуясь сле-
дующей формулой:
=	0,7
Л7°	0,29-—^—’
•
где Д 7^ — разница между температурой в центре струи в дан-
ном сечении и температурой атмосферы;
ДТ0—разница между температурой на выходе из двигателя
и температурой атмосферы;
s — расстояние от данного сечения до двигателя в млг,
/?0 — радиус сопла двигателя в мм.
Коэфициент а, учитывающий влияние степени турбулентности
струи газа, был получен при испытаниях и составил 0,11—0,12.
Распределение температур в поперечном сечении струн рас-
чету не поддается.
Учитывая высокие температуры газа и нагрев выхлопных
труб до 600 Ц, при разработке общей компановки реактивной
силовой установки, а также при разработке конструкции вых-
лопной трубы, приходится принимать ряд противопожарных меро-
приятий. К ним относятся продувка зоны установки двигателя
и выхлопной трубы воздухом, теплоизоляция выхлопной трубы,
применение огнестойких материалов для элементов конструкции
самолета.
Кроме того, конструкция выхлопной трубы должна допускать
термические деформации без потери герметичности.
Что касается сил, действующих на трубу, то оказывается,
что выходящие газы стремятся оторвать трубу от двигателя
назад. Поэтому обычно выхлопные трубы при помощи фланца
крепятся к двигателю, а для восприятия поперечных нагрузок
труба укладывается на опорах, связанных с конструкцией само-
лета.
6. Устройство и расположение выхлопных систем
Выхлопные патрубки и коллекторы представляют собою свар-
ные трубопроводы сложной формы, изготовленные из корро
зиестойких и жароупорных сталей. Форма и габаритные раз-
меры выхлопных коллекторов и патрубков определяются типом
двигателя, расположением выхлопной системы на силовой уста-
новке и места вывода выхлопных газов в атмосферу. Наиболее
сложными являются системы выхлопа звездообразных моторов.
На фиг. 139 показан выхлопной коллектор звездообразного
мотора.
274
Фиг. 139. Выхлопной коллектор
звездообразного мотора
На один мотор устанавливается два таких коллектора. В дан-
ном случае собственно коллектор состоит из трех частей:
1, 2 и 3, соединенных между
собою специальными газонепро-
ницаемыми и подвижными соеди-
нениями 4. Коллектор разделен
на части, с целью удобства мон-
тажа на силовой установке,
.а также для компенсации в местах
соединений температурных де-
формаций и придания всему кол-
лектору некоторой гибкости, не-
обходимой для уменьшения влия-
ния вибраций. К каждой секции
коллектора присоединены пат-
рубки подвода газов от цилинд-
ров. Причем патрубки 5 при-
соединяются к цилиндрам зад-
него ряда звезды, а патрубки 6,
через дополнительные трубы сое-
диняются с цилиндрами перед-
него ряда звезды.
Отвод газов в атмосферу или
к турбокомпрессору произво-
дится через трубу 7, к которой
для этого присоединяется реак-
тивный насадок или удлиненная
труба к турбокомпрессору.
Коллектор для рядного дви-
гателя показан на фиг. 140. Он
также разделен на две секции,
соединенные хомутом 1, и на
выходе имеет реактивный наса-
док 2.
Трубопроводы выхлопных систем работают в условиях высо-
ких температур и вибрации. Герметичность трубопроводов вых-
лопа имеет большое значение как в противопожарном отноше-
ние, так и с точки зрения условий работы экипажа. Это налагает
<5
<5
Фиг. 1-10. Выхлопной коллектор рядного мотора
18*
275
особые требования на соединения трубопроводов— они должны
быть герметичны и вместе с тем подвижны, чтобы обеспечива-
лась компенсация температурных удлинений. Соединения выхлоп-
ных труб должны легко разбираться. Поэтому соединение вы-,
полняется в виде стяжного хомута, который через уплотнитель
затягивает взаимно передвигающиеся части трубы. Уплотнение до-
стигается применением медно-азбестовых прокладок или уплот-
нительных шнуров, изготовленных из проволоки никелевого
сплава.
При эксплоатации самолетов необходимо следить за гер-
метичностью соединений выхлопных систем и своевременно устра-
нять утечки газа путем подтяжки хомутов и замены уплотни-
телей.
Конструкция индивидуального реактивного патрубка показана
на фиг. 141. Как видно из чертежа патрубка, площадь выход.-
Фиг. 141. Индивидуальный реактивный выхтопной патрубок
/
ного отверстия 1 меньше площади входа в патрубок 2. Патру-
бок выштампован в виде двух половинок, сваренных затем вдоль
патрубка. Фланец 3 служит для крепления патрубка к выхлоп-
ному окну цилиндра.
При установке выхлопных коллекторов, которые распола-
гаются под капотами силовых установок, встает вопрос об охла-
ждении их. Охлаждение необходимо для уменьшения нагрева
воздуха под капотом от выхлопа, а также с целью снижения
противодавления на выхлопе. Дело в том, что на силовой установке
в районе выхлопного коллектора могут размещаться бензопро-
воды, магнето и электропроводка, нагрев которых может вызвать
отказ питания топливом и нарушение зажигания. Требуется, чтобы
между выхлопными трубопроводами и электропроводами, имею-
щими изоляцию, зазор был не менее 20 мм. Поэтому выхлопные
коллекторы часто заключают в специальные кожухи или устанав-
ливают экраны из тонкой стали для тепловой изоляции коллек-
тора.
276
На фиг. 142 показан выхлопной коллектор, заключенный в ко-
жух- Воздух поступает в переднее отверстие и, омывая коллектор,
выходит из кожуха в районе вывода выхлопных газов. При
этом имеет место явление эжекции, так как выхлопные газы,
выходя с большой скоростью, отсасывают воздух из кожуха..
При установке выхлопных систем необходимо гарантировать
противопожарную безопасность. Поэтому выход газов в атмо-
сферу следует располагать за очертанием капота на расстоянии
не менее 50лмг. Если выхлопной трубопровод проходит вблизи
деревянных частей самолета, должен быть предусмотрен между
ними зазор не менее 100 мм, и, кроме того, деревянные
Фиг. 142. Схема охлаждения выхлопного коллектора
детали должны защищаться металлом, причем лучше с прослой-
кой азбеста. При хорошей защите деревянных частей зазор может
быть уменьшен до 50мм.
Чтобы избежать температурных деформаций капота, необхо-
димо предусматривать также зазор между выхлопными трубами
и капотом, который должен быть не менее 15 лог.
В районе выхода выхлопных газов в атмосферу расстояние до
деревянных частей и до полотняной обшивки должно быть не
менее 1 м вдоль движения выхлопных газов. В противном слу-
чае раскаленные частички нагара, попадая на горючие матери-
алы, могут воспламенить их. Для предотвращения попадания
газов в кабину экипажа выходные отверстия коллекторов сле-
дует размещать (при одном выходе из коллектора звездообраз-
ного мотора) с той стороны силовой установки, где струя воз-
духа закручивается винтом сверху вниз.
В качестве основного материала для изготовления выхлопных
трубопроводов применяется жароупорная сталь ЭЯ-1Т. Толщина
материала берется в пределах 1—1,5мм.
Вес выхлопных систем для двигателей мощностью до 500 л.с.
составляет 0,027 кг/л.с., а для двигателей свыше 500 л. с. сни-
жается до 0,019 кг л. с. Для двухрядных звезд вес коллектора
составляет 0,023 кг/л.с. Для моторов 1800 и больше л.с. вес вы-
хлопной системы еще меньше и составляет около 0,013—0,014 кг/л.с.
7. Пламягашение и заглушение шума выхлопа
До появления радиолокации основным способом обнаруже-
ния самолета являлось улавливание шума самолета, а в ночное
277
время, кроме того, обнаружению содействует свечение пламени
на выхлопе. Поскольку повсеместное применение радиолокацион-
ных средств невозможно из-за высокой стоимости и технической
сложности, повидимому, обнаружение самолета по его звуку
и по свечению пламени будет и в дальнейшем применяться. В ноч-
ном воздушном бою свечение выхлопа попрежнему явится основ-
ным демаскирующим свойством.
Таким образом, заглушение звука самолета и пламягашение
на выхлопе представляют значительный практический интерес-
Кроме того, заглушение шума улучшает условия для работы
экипажа и уменьшает утомляемость его в полете.
Шум, создаваемый самолетом в полете, состоит из шума
винта, шума выхлопа, аэродинамического шума и шума движу-
щихся механизмов. Главными источниками шума самолета являются
вращающийся винт и выходящие в атмосферу выхлопные газы.
Интенсивность шума измеряется в децибеллах и может быть
выражена зависимостью:
02
70
где S—интенсивность шума;
А—масштаб уровня громкости над порогом слышимости;
Ро—звуковое давление, измеряемое барами и соответствую-
щее порогу слышимости;
Р—звуковое давление в барах, для которого определяется
интенсивность шума.
Под порогом слышимости понимают наименьшую силу звука,,
воспринимаемую человеческим ухом. Масштаб уровня громкости
k обычно принимается равным 20. Наибольший уровень интен-
сивности суммарного шума самолета Як-1 достигает 104 деци-
белл.
Известно, что звук представляет собою колебательные дви-
жения, волнообразно распространяющиеся в той или иной среде.
Поэтому звук может быть охарактеризован также частотой ко-
лебаний, то есть числом колебаний в единицу времени. Частота
колебаний измеряется в герцах (гц). Один гц соответствует одному
колебанию в секунду. Человеческое ухо воспринимает звуки
в пределах частот от 16 гц до 20000 гц, причем наибольшая чув-
ствительность нашего слуха относится к звукам средних частот
(1500 2000 гц).
Существующие глушители шума выхлопа являются акусти-
ческими фильтрами низкой частоты, то есть заглушают звуки
средних и высоких частот. Необходимо, однако, иметь в виду,
что заглушение шума выхлопа имеет смысл лишь в том случае,,
когда он является наиболее мощным шумом самолета. В против-
ном случае заглушение шума выхлопа мало понизит интенсив-
ность общего шума самолета. Обычно шум выхлопа, является.
278
наиболее интенсивным, и заглушение его имеет практический
смысл.
Могут применяться два основных типа глушителей шума
выхлопа: а) глушители, предотвращающие образование шума, и
б) глушители, заглушающие уже появившийся шум.
Первые основаны на принципе понижения температуры газов
до выхода их в атмосферу. При охлаждении газов скорость их
уменьшается, и звук при выходе в атмосферу становится менее
интенсивным. Вторые являются акустическими фильтрами, заглу-
шающими определенные частоты колебаний, или образуются
из звукопоглощающих материалов.
Попытки создать глушители в виде сопротивлений, уменьша-
ющих скорость выхода газов в атмосферу, не дали нужных ре-
зультатов, так как глушители сопротивления создают большие
противодавления на выхлопе. В период второй мировой войны
широко применялись глушители, действующие на принципе по-
нижения температуры газов, и акустические фильтры.
Все без исключения пламягасители устраиваются на прин-
ципе понижения температуры газов, которое вызывает угасание
гАто-зо-о?
Фиг. 143. Схема глушителя-пламягасителя
пламени. Поэтому глушители шума, поскольку они так или
иначе охлаждают газы, являются также и пламягасителями.
Трудности применения пламягасителей и глушителей шума
выхлопа заключаются в том, что для обдува воздухом они уста-
навливаются как выступающие части силовой установки. Это
вызывает потери скорости полета. Кроме того, установка глу-
шителей связана с увеличением противодавления и не дает воз-
можности полностью использовать реактивный эффект выхлопной
системы. Общие потери скорости из-за этого достигают в ряде
случаев 20—30 км[час. Для устранения столь значительных
потерь в скорости применяют иногда выключающиеся глуши-
тели, которые включаются лишь при подходах к цели и во
время полета над целью.
На фиг. 143 показана схема глушителя-пламягасителя, являюще-
гося акустическим фильтром низкой частоты.
Глушитель крепится к выхлопному коллектору при по-
мощи шарового соединения. Выхлопные газы проходят после-
довательно четыре камеры, образованные перегородками 2,
которые соединяются между собою трубками типа Вентури 3.
Выход газов в атмосферу — через отверстие 4. Общая длина
279
этого глушителя около 2,5 м при наибольшем диаметре около
25 сж. Глушитель изготовлен из жароупорной стали ЭЯ-1Т и
имеет толщину стенок 0,8 мм. Вес его около 24кг. Подобные
глушители расчитываются с целью определения степени заглуше-
ния звука и гидравлического сопротивления.
Методы акустического расчета глушителей низкой частоты
дают возможность определить необходимые конструктивные раз-
меры глушителя. Обычно расчет ведется на заглушение наиболее
важной частоты шума выхлопа, которая определяется экспери-
ментальным путем для системы выхлопа конкретного мотора.
Глушитель, показанный на фиг. 143, увеличивает противодавле-
Фиг. 144. Индивидуальные реактивные патрубки-пламягасители
ние на выхлопе на 1§мм рт. ст., что вызывает снижение мощ-
ности мотора, примерно, на 2°/0.
На фиг. 144 показаны индивидуальные выхлопные патрубки,
которые построены с целью обеспечения пламягашения при мак-
симально возможной степени сохранения реактивного эффекта.
Пламягашение в данном случае достигается выводом газов
в атмосферу через узкие выходные отверстия, которые дают воз-
можность получить увеличенную поверхность охлаждения, по
сравнению с круглыми отверстиями выхода. Интенсивное охла-
ждение газов дает полное пламягашение.
Более интенсивное охлаждение газов можно получить при
установке выхлопных патрубков радиаторного типа, показанных
на фиг. 145. В данном случае газы выводятся в атмосферу из
каждого патрубка через пять плоских каналов, хорошо обдува-
емых воздухом. Кроме того, охлаждение усиливается при помощи
двух труб, идущих вдоль всего блока патрубков, по которым
также проходит воздух.
280
Патрубки радиаторного типа являются также пламягасителями
и глушителями шума выхлопа. Противодавление, создаваемое
этими патрубками, достигает 90 мм рт. ст. и вызывает снижение
Фиг. 145. Индивидуальные реактивные патрубки
радиаторного типа
мощности мотора до 3°/с. Вес таких патрубков для одной сило-
вой установки равен 45 кг, что превышает вес обычных реактив-
ных патрубков, примерно, на 30 кг.
ГЛАВА IX
ТУРБОКОМПРЕССОРНЫЕ УСТАНОВКИ
1.	Требования, предъявляемые к турбокомпрессорным
установкам
Силовые установки современных высотных самолетов снаб-
жаются турбокомпрессорами (ТК). Применение ТК дает возмож-
ность увеличить высотность силовой установки самолета, улуч-
шить ее высотную характеристику путем устранения потерь
мощности на высотах переключения нагнетателя на вторую или
третью скорость и повысить общий кпд силовой установки за
счет рационального использования энергии выхлопных газов.
Принципиальная схема установки ТК на самолете показана
на фиг. 146.
Нагнетатель турбокомпрессора 1 приводится от газовой тур-
бины 2 и подает поджатый воздух к нагнетателю мотора 3.
Таким образом, ТК является первой ступенью повышения давле-
ния воздуха на входе в мотор. Забор воздуха из атмосферы
производится через выступающий всасывающий патрубок 4 с
использованием скоростного наддува. Выхлопные газы, исполь-
зуемые для вращения турбины 2, поступают из выхлопной си-
стемы по каналу 5 и, в зависимости от положения заслонки 6,
в том или ином количестве проходят в сопловой аппарат и
далее на рабочее колесо турбины. Выход- газов в атмосферу
происходит через патрубок 7 или, после прохода через турбину,
из.патрубка 8.
Следовательно, регулирование числа оборотов ТК, а значит,
и степени повышения давления воздуха, достигается изменением
количества газов, перепускаемых через турбину ТК. Управление
заслонкой 6 обычно осуществляется автоматически, при помощи
регулятора наддува 9\ причем степень повышения давления в ТК
может быть задана летчиком, воздействующим на регулятор
через тягу 10,
К регулятору 9 подводится трубопровод И, сообщающий
полость с чувствительным элементом регулятора с полостью, в
которой требуется поддерживать заданное давление. При этом
могут быть два случая:
а)	регулятор управляет ТК в зависимости от давления на
входе в нагнетатель мотора, который снабжается, кроме того,,
своим регулятором;
282
б)	регулятор управляет ТК в зависимости от общего давления
воздуха после нагнетателя мотора.
Охлаждение воздуха на всасывании происходит в радиаторе
12. Обычно при установках ТК для этой цели применяются
воздухо-воздушные радиаторы, имеющие ряд преимуществ перед
водо-воздушными радиаторами. Охлаждающий воздух подводится
к радиатору с помощью патрубка 13. Регулирование охлаждения
достигается изменением положения заслонки 14, управляемой
из кабины летчика. Из патрубка 13 часть воздуха отводится по
трубопроводу 15 к ТК для охлаждения корпуса турбины.
Смазка подшипников ТК, а также подача масла к регулятору
давления 9, производится при помощи маслонасоса 16, приводи-
Фиг. 146. Схема турбокомпрессорной установки
мого от ТК. Насос 16 включен в автономную маслосистему,
состоящую из масляного бачка 17 и трубопроводов и не связанную
с масляной системой самолета. Маслобачок имеет горловину 18
и дренажную трубку 19.'
Иногда в регулятор давления подводится вместо масла рабо-
чая жидкость из гидросистемы самолета.
Контроль работы установки ТК достигается при помощи
приборов, замеряющих давление и температуру воздуха после
радиатора, температуру выхлопных газов, поступающих в турбину,
число оборотов ТК и давление, масла на входе в ТК. Совер-
шенно обязательными приборами являются манометр давления
воздуха после ТК, термометр замера температуры воздуха после
радиатора и тахометр ТК. Другие приборы или указатели поло-
жения заслонок применяются не всегда и являются дополни-
тельными.
Укажем некоторые общие данные, характерные для устано-
вок ТК.
283
Производительность ТК составляет 1,2 —1,7 kzJcck воздуха
и зависит от мощности мотора, для которого предназначен
данный ТК. Числа оборотов ТК достигают 20000—22 000
об'.мин, Установки ТК обычно громоздки и имеют значительный
вес. Собственно ТК весит от 80 до 120 кг. Вес установки иногда
достигает 250—380 кг.
Из рассмотрения принципиальной схемы турбокомпрессорной
установки следует, что обязательными элементами установки
являются газопроводы и воздухопроводы значительных размеров
и сечений, радиатор с подводом к нему охлаждающего воздуха
для охлаждения воздуха на всасывании и отдельная масляная
система.
С целью уменьшения веса и габаритов установки, ранее стре-
мились к расположению ТК как можно ближе к двигателю.
Однако опыт проектирования и постройки подобных установок
показал, что при этом появляются большие затруднения с раз-
мещением воздухо-воздушных радиаторов, загромождается сило-
вая установка в районе размещения часто обслуживаемых агре-
гатов (маслосисгема, бензосистема, магнето и др.), и наблюдается
значительное повышение температуры под Капотом силовой
установки. Кроме того, для увеличения срока службы соплового
аппарата и лопаток колеса турбины выхлопные газы, до подвода
их к ТК, должны охлаждаться. При малой длине газопровода
это охлаждение может оказаться неосуществимым.
В настоящее время установки ТК располагают на некотором
отдалении от мотора. В тех же случаях, когда указанные затруд-
нения для конкретного самолета устраняются легко и габариты
силовой установки допускают монтаж ТК вблизи к мотору, не-
обходимо стремиться к компактному размещению установки ТК,
как можно ближе к мотору.	>
К установке ТК предъявляются повышенные противопожар-
ные требования, поскольку температура газа у ТК достигает
700—800 Ц и при нарушении герметичности газопровода, а
также вследствие повышения температуры в районе установки
ТК, возможно воспламенение легкогорючих материалов или паров
топлива.
Герметичность газопровода и воздухопроводов необходима
также для обеспечения нормальной работы установки ТК, по-
скольку утечки газа или воздуха вызывают снижение наддува и
понижение общего кпд установки.
Существенное значение имеет внешнее аэродинамическое
сопротивление установки ТК. При установке ТК, за очертания
самолета выводятся всасывающие и выхлопные патрубки, кото-
рые ухудшают обтекание самолета. В отдельных случаях вслед-
ствие этого возникают потери мощности, эквивалентные 15—20
км, час скорости самолета.
Особое внимание при разработке установки ТК должно уде-
ляться снижению противодавлёния на выхлопе мотора, так как
284	'
система подвода выхлопных газов к ТК обычно представляет
собою значительное гидравлическое сопротивление.
Рассмотрим особенности основных элементов турбокомпрес-
сорных установок.
2.	Трубопроводы выхлопных газов
Система трубопроводов выхлопных газов установки ТК ра-
ботает при высоких температурах, достигающих 700—800’ Ц, и
подвергается вибрационным нагрузкам. Поэтому газопроводы
изготовляются из нержавеющих и жароупорных сталей и раз-
деляются на части, соединенные между собою при помощи
гибких соединений.
Площадь поперечного сечения газопровода зависит от мощ-
ности мотора, который обслуживает ТК. Для мотора с номи-
нальной мощностью в 2000 л. с. она составляет 260—270 слг.
Увеличение длины газопровода вызывает увеличение площади
его сечения, но, с другой стороны, площадь сечения газопро-
вода ограничена размерами входного отверстия для газов в
корпусе турбины ТК. Последние также определяются, исходя
из мощности обслуживаемого мотора.
Во всех местах силовой установки, где проходит трубопро-
вод выхлопных газов, должна быть обеспечена хорошая венти-
ляция или трубопровод должен заключаться в кожух с продув-
кой воздухом. Кожух обычно представляет собою трубу устано-
вленную с зазором в 18—20 мм по отношению к трубопроводу
газов и обшитую азбестом. Толщина стенок трубопровода газов
около 1,3—1,5 мм, кожуха 0,8—1,0 мм. В качестве материала
кожуха применяется жароупорная сталь. Соединение частей
газопровода, кроме гибкости и герметичности, должны также
обеспечивать компенсацию температурных расширений мате-
риала, то есть должны быть подвижны. Герметичность газопро-
вода проверяется под давлением в 0,7—0,8 кг\см2.
С целью обеспечения возможно меньшего противодавления
на выхлопе, не допускается резкое изменение сечений газопро-
вода по его длине, а также повороты его с радиусом менее 2,5
диаметра.
3.	Воздухопроводы
Воздухопровод турбокомпрессорной установки состоит из
следующих главных частей:
а)	заборника воздуха из атмосферы и трубопровода подвода
воздуха к нагнетателю ТК;
б)	трубопровода от нагнетателя ТК к радиатору для охлаж-
дения воздуха;
в)	трубопровода от радиатора к нагнетателю или карбюра-
тору мотора.
285
Заборник воздуха из атмосферы должен обеспечивать макси-
мально возможное использование скоростного наддува и устраи-
ваться на общих принципах, изложенных в разделе „Всасываю-
щие системы". Площадь поперечного сечения трубопровода под-
вода воздуха к нагнетателю зависит от производительности на-
гнетателя ТК, и для мотора с номинальной мощностью в 2000 л. с.
она достигает 450 см'2. Сечение воздухопровода между нагне-
тателем ТК и радиатором, при той же мощности мотора, должно
иметь площадь около 290—300 см2, а на участке радиатор—
нагнетатель мотора 330—340 см2.
Исключительно важное значение имеет герметичность возду-
хопровода. Нарушение герметичности воздухопровода на участке
от ТК до мотора принуждает, для получения требуемого над-
дува, увеличивать расход газов через турбину ТК, что связано
с повышением противодавления на выхлопе и потерями мощно-
сти мотора. В эксплоатации должно уделяться, поэтому, особое
внимание герметичности не только газопроводов, но и воздухо-
проводов установки ТК.
4.	Масляные системы установок турбокомпрессоров
Смазка подшипников турбокомпрессора обеспечивается масло-
насосом и системой внешней циркуляции масла. Основными
элементами маслосистемы установки ТК являются маслобачок,
трубопроводы, насос с нагнетающей и откачивающей ступенью,
кран и манометр давления масла на входе в ТК.
Количество масла, содержащегося в системе, зависит от типа
турбокомпрессора и продолжительности полета самолета. Для
самолетов с возможной продолжительностью полета менее
3 часов маслосистема ТК должна содержать от 3,5 до 6 л масла,
а при большей максимальной продолжительности полета—от
7 до 10 л масла. Производительность маслонасосов ТК достигает
нагнетающей ступени 4—5 л1мин и откачивающей—до 10л/лгин.
Давление масла на входе в ТК обычно изменяется от 0,7 до
1,2 кг!см2.
Емкость масляного бачка должна рассчитываться на содержа-
ние всего запаса масла с добавлением 25% свободного про-
странства на увеличение объема масла при нагреве и вспенива-
нии. Установка бачков на самолете должна исключать застыва-
ние масла при низких температурах, а также должна произво-
диться с обеспечением максимально возможного гидростатичес-
кого подпора на входе в насос. Превышение маслобачка отно-
сительно маслонасоса ТК должно обеспечивать подпор на входе
в насос по крайней мере 300—500 мм масляного столба и
должно быть возможно большим. Чтобы исключить переход
масла из бачка в корпус ТК на стоянке, на линии от бачка к
маслонасосу предусматривается запорный кран, перекрываемый
на время стоянки самолета на земле.
:28б
Как правило, фильтры в линию циркуляции масла не вклю-
чаются, но при этом требуется тщательная очистка масла при
заливке в бачок, для чего заправочные горловины бачков снаб-
жаются фильтрами. Маслопроводы выбираются с диаметрами в
пределах 12—18 мм.
5.	Монтажные схемы установок турбокомпрессоров
В качестве примера осуществления монтажа турбокомпрессор-
ных установок рассмотрим установки на самолетах В-24Д „Либе-
рейтор“ и Р-47Д-10 „Тандерболт".
На фиг. 147 показана схема турбокомпрессорной установки
на двухмоторном самолете В-24Д „Либерейтор".
• Фиг. 147. Турбокомпрессорная установка самолета „Либерейтор"
Турбокомпрессор 1 установлен внизу задней части силовой
установки и закреплен на специальной жесткой раме, смонтиро-
ванной на переднем лонжероне крыла. Выхлопные газы из вых-
лопного коллектора 2 по газопроводу 3 поступают к турбине ТК
и далее могут проходить в обход ротора турбины в атмосферу
через патрубок 4 или через ротор непосредственно в атмосферу.
Патрубок 4 снабжен заслонкой, от степени закрытия которой
зависит количество газов, поступающих к ротору турбины и,
следовательно, число оборотов ТК.
Воздух из атмосферы подводится к компрессору ТК по трубо-
проводу 5, входное отверстие которого находится в передней
части капота. После прохода первой ступени сжатия в нагнета-
теле ТК воздух следует по трубопроводу 6 к воздухо-воздуш-
ному радиатору 7 и далее, по трубе 8, к карбюратору мотора.
Вторая ступень сжатия—приводной центробежный нагнета-
тель—установлен после карбюратора.
Охлаждающий воздух поступает к радиатору по каналу 10,
установленному аналогично всасывающему воздухопроводу 5,
но с другой стороны капота. Охлаждение ТК достигается двумя
путями. Ротор турбины охлаждается воздухом, поступающим
287
через патрубок 9 непосредственно из атмосферы. Охлаждение
корпуса ТК, с целью тепловой изоляции турбины от нагнетателя,
производится воздухом, забираемым из трубопровода 10 перед
радиатором и поступающим к ТК по трубе И.	।
Для тепловой изо-
ляции газопровода 3 и
ТК установлен экран
из жароупорной стали,
который предохраняет
от нагрева агрегаты
силовой установки.
На фиг. 148 показан
график изменения да-
влений и температуры
воздуха при проходе
его через турбокомп-
рессорную установку.
Обычно высотность
силовой установки с
турбокомпрессором ог-
раничивается допусти-
мым числом оборотов
ТК. В данном случае
предельно допустимое,
из условий прочности,
число оборотов равно
22 400 об'мин и дости-
гается на высоте 7625л/.
Максимально воз-
можный наддув на
взлете составляет 1230
мм рт. ст. и обеспе-
чивается у земли при
работе ТК на 10 000
об'.мин. Номинальный
наддув у земли дости-
гается при работающем
Фиг. 148. График изменения температуры и
давления воздуха в турбокомпрессорной
установке
турбокомпрессоре.
Как видно из графика фиг. 148, воздух на входе в ТК нагре-
вается на 20° из-за торможения и нагрева от системы выхлопа.
Повышение температуры воздуха в ТК составляет 110° Ц, а при
охлаждении в радиаторе температура воздуха снижается на 80J Ц.
Давление воздуха беспрерывно возрастает, несмотря на потери
в радиаторе и в трубопроводах. Потери напора в радиаторе и
воздухопроводах, примыкающих к нему, составляют около
40 мм рт. ст.
Монтаж турбокомпрессорной установки самолета „Тандерболт"
показан на фиг. 149.
288

Турбокомпрессор 1 установлен в хвостовой части фюзеляжа.
Забор воздуха из атмосферы для мотора и для охлаждения
воздухо-воздушного радиатора 2 устроен в передней нижней
части капота через отверстие 3. Если учесть значительные сече-
ния воздухопровода 4 к ТК и радиатору, газопроводов 5 от
выхлопного коллектора 6 к ТК и воздухопровода 7. от ТК к
карбюратору мотора 8, то нетрудно представить себе громозд-
кость турбокомпрессорной установки. Пришлось значительно
увеличить мидель фюзеляжа, так как в нижней части его надо
было сооружать целую систему дла канализации газов и, следо-
вательно, увеличивать вес самолета.
Рассмотрим вкратце отдельные элементы установки.
Система подачи выхлопных газов к ТК состоит из двух вы-
хлопных коллекторов 6, патрубков 9 для выпуска выхлопных
газов в атмосферу и трубопроводов 10, идущих к ТК. Выход
выхлопных газов из турбины в атмосферу происходит, через
патрубок 11, выведенный под фюзеляж. Регулирование подачи
газов к турбине и, следовательно, регулирование числа оборотов
ТК, достигается при помощи заслонок, установленных в патруб-
ках 9 и управляемых от автоматического регулятора наддува
12. Максимальное чисдо об )ротов ТК имеет место в случае
полного закрытия заслонки в патрубках 9.
Трубопроводы 10, подводящие газы к турбине, заключены
в кожух, внутри которого и снаружи выхлопных труб проходит
воздух, обеспечивающий охлаждение выхлопных газов. Снаружи
кожух покрыт азбестом. Подогреваемый в кожухе воздух под-
водится на всасывание для предохранения при низкой температуре
всасывающей системы от обледенения. Управление подачей
подогретого воздуха на всасывание производится при помощи
цилиндрической заслонки, связанной с ручкой управления в
кабине 13.
Выхлопные трубы имеют внутренний диаметр перед патрубком
9—17 6 см., после него—15,7 см при общей длине от коллектора
до турбины 550 см. О^щая деформация выхлопной трубы при
нагреве достигает величины около 35 мм, что потребовало раз-
делить выхлопные трубы на секции, соединенные с зазором при
помощи герметических скбльзящих соединений.
Главный воздушный трубопровод 4 у ТК разделяется на два
рукава, один из которых подводит воздух на всасывание ком-
прессора ТК, а другой—к воздухо-воздушному радиатору 2. Из
этого же трубопровода 4 по трубе 14 часть воздуха отводится
для охлаждения корпуса ТК.
Регулирование охлаждения радиатора производится при по-
мощи заслонок 15, изменяющих площадь выхода воздуха через
отверстия в боковой стенке фюзеляжа. Управление этими заслон-
ками— электрическое и выведено в кабину 16 летчика.
Площадь сечения главного воздушного трубопровода равна
125 см2 при длине до радиатора 631 см. с
290
Масляная система состоит из бачка 17, трубопроводов 18 и
крана слива масла 19.
Установка имеет тахометр для замера числа оборотов ТК,
манометр давления наддува, термометры воздуха и-выхлопных
газов и указатель положения заслонок 15.
Рассмотренная монтажная схема установки показывает, что
установка ТК на истребителях, в отдалении от силовой установки,
весьма затруднена. Невидимому, на одномоторных самолетах ТК
следует располагать вблизи мотора; в противном случае уста-
новка получается слишком громоздкой и тяжелой.
19*
ГЛАВА X
СИСТЕМЫ ВПРЫСКА ВОДЫ
1.	Назначение систем впрыска воды и требования,
предъявляемые к ним
С целью дополнительного внутреннего охлаждения моторов
в последнее время применяют впрыск воды во всасывающую
систему или в цилиндры мотора. Как известно, вода при испаре-
нии поглощает значительное количество тепла. Теплота парообра-
зования воды составляет 530 — 540 ккал\кг. Впрыск воды во-
всасывающую систему мотора или в~ёго цилиндры снижает тем-
пературный режим работы мотора и, следовательно, представляет
дополнительные возможности форсирования его.
При испытании мотора АШ-82 с впрыском воды оказалось,
что температура головок цилиндров снижается на 35—50° Ц
От этого улучшаются условия работы мотора на взлетных режи-
мах, когда обдув его менее интенсивен, а также уменьшаются
потери на охлаждение.
f Дополнительное внутреннее охлаждение моторов водой дает
возможность увеличить наддув или применять топливо с мень-
шим октановым числом. На самолете „Тандерболт" впрыск воды
первоначально дал возможность повысить наддув с 1320 мм
[рт. ст. до 1420 мм рт. ст., а при увеличении впрыска воды
|в два раза—-до 1625 мм рт. ст. В результате увеличения наддува
мощность первоначально возросла на 300_д. с., а при повышении
'наддува до 1625 мм рт. ст.—на ,535 д, с.
Установлено, что применение впрыска воды уменьшает склон-
ность топлива к детонации, вследствие чего октановое число
топлива может быть понижено на 3—5 единиц.
Кроме того, путем впрыска воды можно увеличить экономич-
ность мотора. Объясняется эго тем, что дополнительнче внутрен-
нее охлаждение мотора путем обогащения смеси на форсирован-
ных режимах устраняется, так как роль внутреннего охлаждения
выполняет вода.
Наконец, впрыск воды дает возможность снизить количество
тепла, отводимого через радиаторы, устанавливаемые во всасы
вающих системах, или даже полностью отказаться от примене-
ния радиаторов на всасывании.
Краткий перечень выгод применения впрыска воды показы-
вает, что дополнительное усложнение оборудования силовой
*292
-установки системой впрыска воды вполне оправдывается и, неви-
димому, в дальнейшем будет иметь широкое распространение.
Таким образом, системы для впрыска воды могут приме-
няться с одной из следующих целей:
а)	для форсирования моторов на режимах, превышающих
номинальный или взлетный. В этом случае впрыск воды осуще-
ствляется только на режимах форсажа мотора;
б)	при переходе на топлива с низким октановым числом—для
устранения опасности детонации;
в)	для обеспечения охлаждения на взлетных режимах—с целью
повышения скороподъемности самолетов;
г)	при обеднении смеси на экономических режимах работы
мотора.
Количество воды, содержащееся в системе впрыска, зависит
ют возможной продолжительности времени впрыска воды за один
полет и процентного отношения количества впрыскиваемой воды
к расходу топлива. Расход воды обычно составляет от 10 до 35°/0
к расходу топлива и определяется целью применения системы
впрыска воды.
Чтобы избежать замерзания воды в системе, при низких тем-
пературах обычно применяют смесь воды со спиртом, а также
монтируют систему на самолете с учетом предохранения ее от
замерзания.
К системам впрыска воды предъявляются следующие основ-
ные требования:
а)	содержание необходимого запаса воды или водо-спиртовой
смеси;
б)	подача воды к впрыскивающим форсункам с давлением,
корректируемым по давлению подачи топлива. Это особенно
важно, когда водяной насос имеет автономный привод и его
число оборотов не определяется режимом работы мотора;
в)	увязка работы системы с регулятором наддува. Регулятор
наддува должен переходить на режим повышенного наддува
лишь при наличии соответствующего давления воды перед фор-
сунками и автоматически снижать наддув при израсходовании
запаса воды;
г)	обеднение смеси карбюратором допускается только при
наличии необходимого давления воды. В случае израсходования
воды карбюратор должен переходить нй. обогащение смеси;
д)	если впрыск воды применяется для использования низко-
октановых топлив, подача воды должна автоматически изме-
няться в зависимости от режима работы мотора (от числа его
оборотов);
е)	должна предусматриваться регулировка давления воды в
зависимости от сорта используемого топлива;
ж)	для обеспечения безотказной работы форсунок система
должна гарантировать тщательную очистку воды от механичес-
ких примесей;
293
з)	материалы агрегатов системы не должны корродировать
при длительном пребывании в воде;
и)	система должна быть смонтирована просто и удобно для
обслуживания и иметь возможно меньший вес.
Рассмотрим принципиальное устройство системы для впрыска
воды, а также систему самолета „Тандерболт".
2.	Устройство систем для впрыска воды
На фиг. 150 показана принципиальная схема впрыска воды.
Запас воды содержится в баке /, имеющем горловину 2 для
заполнения. Слив воды из бака производится через кран 3. Водя-
ной носос 5 забирает из бака воду, которая проходит фильтр 4.
Фиг. 150. Принципиальная
схема системы впрыска воды
и подает ее к перепускному клапану 6, установленному на основ-
ном перекрывном кране 7. Перекрывной кран управляется из
кабины при помощи жесткой тяги или соленоидом и служит для
приведения в действие системы, впрыска воды. Когда кран 7
закрыт, вода, подаваемая насосом, по трубопроводу 8 через пере-
пускной клапан 6 направляется в бак.
После перекрывного крана 7 вода следует к агрегату 9, регу-
лирующему количество подаваемой воды, и далее к форсун-
кам 10 во всасывающей системе. Давление воды замеряется
манометром 14. Трубопровод на выходе из агрегата 9 сообщен
с карбюратором 11 и дополнительным регулятором наддува 12,
связанным тягой 13 с основным регулятором. Благодаря этой
связи карбюратора и регулятора наддува с системой, при пре-
кращении подачи воды корректируется соответствующим обра-
зом качество смеси и наддув. Обычно подача воды во всасы-
вающую систему производится в течение 15 — 20 мин на соот-
ветствующем режиме. Запас воды поэтому составляет всего
около 100 л.
Вода подается под давлением от 1,0 до 1,5 кгсм"-. В некото-
рых случаях, в зависимости от конструкции форсунок,это дав-
294
ление может достигать 10 кг]см2. В том случае, когда система
впрыска устанавливается с целью обеспечения бездетонационной
работы на топливах с пониженным октановым числом, запас воды
составляет 10—15 /0 от запаса топлива на борту самолета. Если
система применяется только во время форсирования мотора по
наддуву и обеднения смеси, включение подачи воды путем откры-
тия крана 7 должно производиться автоматически при переходе
на указанный режим.
В качестве примера рассмотрим схему системы впрыска воды,
установленную на самолете „Таидерболт1*, являющуюся типич-
ной системой для впрыска воды при форсировании мотора на
чрезвычайном боевом режиме.
Как видно из схемы (фиг. 151), запас воды в количестве 57 л
содержится в баке /, на выходе из которого установлен фильтр 2
Фаг. 151. Система впрыска воды самолета „Тандерболт"
со сливным краном. Водяной насос 3 приводится от мотора и
подает воду под давлением 1,34 кг/см2 к соленоидному клапану 4.
Клапан 4 служит для приведения в действие системы впрыска
воды и связан с положением рычага дросселя в кабине летчика^
Когда клапан 4 закрыт, вода перепускается через трубку 17
обратно в бак. При открытии клапана 4 вода проходит к регу-
лятору давления воды, основным элементом которого^является
клапан подачи воды 6, установленный на диафрагме 7. Диаф-
рагма 7 разделяет полость регулятора на две части, одна из
которых сообщается с карбюратором, а другая с линией подачи
воды к распылителю 9. В зависимости от давления топлива
изменяется положение клапана 6, меняющего давление воды
перед распылителем 9. Кроме того, подача воды к распылителю
дозируется жиклером 8.
295
С другой стороны, при открытии клапана 4 давление воды
передается по трубке в полость карбюратора 11 и изменяет
положение клапана обеднения смеси. Смесь при этом обедняется.
По трубке 12 давление воды передается также к дополнитель-'
ному регулятору наддува. Вода давит на мембрану 73 и пере-
двигает шток 19, управляющий регулятором наддува. Величина
наддува при этом возрастает. Давление воды контролируется
манометром 20.
В случае прекращения впрыска воды, при израсходовании
запаса или при закрывании клапана 4, давление воды на диа-
фрагмы 13 и 11 падает. При этом регулятор наддува уменьшает
давление наддува, а карбюратор обогащает смесь. Таким обра-
зом, мотор автоматически предохраняется от детонации путем
перевода его с боевого чрезвычайного режима на боевой режим.
Трубопроводы 14, 15 и 16 служат для выравнивания давле-
ния в корпусе манометра 20, в полости дополнительного регуля-
тора наддува и на редукционный клапан водяного насоса с да-
влением на входе в карбюратор.
Во избежание попадания топлива через распылитель 9 и
жиклер 8 к соленоидному клапану 4 и далее в бак 7, когда
подача воды не производится, установлен обратный клапан 18.
Допускается непрерывный впрыск воды в течение не более 5 мин,
гак как работа мотора на чрезвычайном боевом режиме вызы-
вает дополнительные напряжения материала деталей мотора.
Аналогично устроена система впрыска воды на самолете
Белл Р-63 „Кингкобра**.
ГЛАВА XI
БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА ЗАПУСКА МОТОРОВ
1 Процесс запуска и требования, предъявляемые к самопускам
Силовые установки самолетов оборудуются агрегатами или
системами, предназначенными для запуска двигателей. В отли-
чие от средств запуска, находящихся на аэродроме и не свя-
занных с конструкцией силовой установки, эти агрегаты и
системы принято называть бортовыми средствами запуска мото-
ров.
Чтобы определить требования, которые следует предъявлять
к бортовым средствам запуска, рассмотрим некоторые особен-
ности процесса запуска мотора.
Запуск мотора заключается в раскрутке его коленчатого вала
до оборотов, при которых может произойти воспламенение смеси
в цилиндрах. Это минимально необходимое для запуска число
оборотов определяется, с одной стороны, качеством смеси, тем-
пературой и давлением ее, а, с другой стороны, интенсивностью
искры, зажигающей смесь.
Как известно, образование смеси происходит в карбюрато-
рах или в цилиндрах при непосредственном впрыске. Сущест-
вующие карбюраторы образуют смесь паров топлива с возду-
хом только при определенной скорости прохода воздуха через
диффузоры, зависящей от числа оборотов вала мотора. При непо-
средственном впрыске смесеобразование зависит от степени
завихренности воздуха, возникающей при движении поршня,
а подача топлива в цилиндры начинается при достижении дав-
ления перед форсунками, достаточного для открытия обратного
клапана. Давление и температура смеси также зависят от числа
оборотов, так как при увеличении скорости движения поршней
утечки смеси через неплотности поршневой группы относительно
меньше, а время для теплообмена смеси со стенками цилиндров
сокращается.
Следовательно, для улучшения смесеобразования и повыше-
ния давления и температуры смеси необходимо увеличивать число
оборотов вала мотора.
Чтобы обеспечить образование смеси в цилиндрах до начала
работы карбюратора или насоса непосредственного впрыска,
применяют предварительную заливку топлива во всасывающую
297
систему мотора или подают в цилиндры уже готовую смесь
приготовленную в специальных пусковых агрегатах. Таким обра-
зом, для запуска мотора необходимо подать топливо в его вса-
сывающую систему (или готовую смесь в цилиндры), и для обли-
чения воспламенения смеси сжагь ее путем раскрутки вала могбра.
Воспламенение смеси зависит также от интенсивности элек-
трической искры. Рабочие магнето моторов могут обеспечить
искру необходимой интенсивности лишь после достижения неко-
торых оборотов, причем в зимнее время, когда качество и тем-
пература смеси при запуске низки, интенсивность искры от рабе
чих магнето вообще оказывается недостаточной для запуска.
Поэтому для обеспечения первоначального воспламенения смеси
приходится пользоваться пусковыми средствами зажигания, а
для введения в работу рабочих магнето—сообщать валу мотора
некоторое число оборотов.
Установлено, что минимальная скорость вращения вала мо-
тора, обеспечивающая запуск, лежит в пределах 90 100 об/Зш/к.
При такой скор сти вращения вала обычно вступают в работу
карбюраторы, агрегаты непосредственного впрыска и рабочие
магнето. Для поджатия же смеси в цилиндрах необходимая ско-
рость снижается до 30—40 об!мин, причем зажигание смеси
должно производиться от пусковых средств зажигания.
Процесс запуска состоит из следующих основных этапов:
а)	заливка топлива во всасывающую систему мотора для полу-
чения смеси в цилиндрах;
б)	раскрутка вала мотора внешним источником энергии от
состояния покоя до 30—40 об мин с целью поджатия смеси
в цилиндрах для. облегчения ее воспламенения;
в)	зажигание смеси от автономной пусковой системы зажи-
гания;
г)	увеличение скорости вращения вала мотора под действием
давления газов первоначально воспламененной смеси до обо-
ротов, при которых вступают в работу магнето и карбюратор
или .агрегат непосредственного впрыска. После этого мотор ра-
ботает самостоятельно.
Следо! ательно, бортовые средства запуска должны обеспе-
чить раскрутку вала мотора до 30—40 об/мин.
При раскрутке вала мотора необходимо преодолеть:
—силы инерции вращающихся и поступательно движущихся
деталей мотора, поскольку раскрутка состоит во вращении вала
могора с определенным ускорением;
—силы, возникают.! е от давления газов на поршни при сжатии;
—силы трения, сопротивления выхлопа и всасывающей системы
мотора.
Если привести моменты этих сил к оси коленчатого вала, го
можно записать уравнение крутящих моментов в следующем
виде:
Мсп~	- MCJlC ~ Мтр - 0,
298
где zWtm—крутящий момент, сообщаемый валу мотора старте-
ром;,
.И„„—крутящий момент инерционных сия- всех двигаю-
щихся деталей мотора’
Afcw.— крутящий момент от действия сжатия и расширения
газов в цилиндрах;
Мтр—крутящий момент сил трения и насосных потерь.
Момент инерционных сил может быть определен методами
обычного динамического расчета мотора, причем величина его
зависит от ускорений и массы движущихся деталей. Условия
эксплоатации на величину этого момента не влияют.
Момент от сил давления и расширения газов в цилиндрах
мотора зависит от степени сжатия, теплообмена между газами
и стенками цилиндров, и величи!ы утечек газов через неплот-
ности. Следовательно, величина Мсж зависит от условий эксплоа-
тации, так как на нее влияют температура, износ, качество смазки
И Т. д.
Крутящий момент сил сопротивления трения и насосных
потерь зависит от температуры, от сорта масла, величин зазо-
ров между трущимися поверхностями, числа оборотов вала ит.д
Отсюда видно, что МП]р в сильной степени зависит от усло-
вий эксплоатации.
Таким образом, крутящий момент, который должен развивать
стартер для раскрутки вала мотора при запуске, зависит от
многих факторов, изменяющихся в зависимости от условий
эксплоатации и мощности запускаемого мотора. С увеличением
мощности и понижением температуры потребный крутящий мо-
мент возрастает. Обычно для современных авиационных моторов
этот момент составляет от 80 до 300 кгм. Чем больше
крутящий момент, развиваемый стартером, тем быстрее про-
исходит запуск мотора.
Мощность, развиваемая' стартером, для бензиновых моторов
с литражем в 35 л достигает 10—12 л. с. Для авиационных
дизелей мощность стартера возрастает до 25 л. с. Чтобы развить
столь значительные мощности при малых габаритах, приходится
применять стартеры, действующие на принципе использования
предварительно аккумулированной энергии.
Рассмотрим основные требования, предъявляемые к борговым
средствам запуска. К ним относятся:
—	надежность запуска независимо от температуры воздуха;
—	возможность многократного запуска без выполнения трудо-
емких операций;
—	возможно меньшая продолжительность времени между на-
чалом действия пускового устройства и моментом вспышки смеси
в цилиндрах;
—	возможно меньший расход энергии на запуск мотора;
—	малый вес и габариты пусковых агрегатов;
—	простота производства и обслуживания в эксплоатации;
29$'
—независимость от аэродромных служб и возможность приме-
нения в полете для запуска остановившегося мотора.
В настоящее время определились основные типы бортовых
средств запуска, которые могут быть объединены в следующие ,
группы:
1.	Системы для запуска сжатым воздухом или сжатой смесью.
2.	Инерционные стартеры.
3.	Пиротехнические стартеры.
В основу устройства бортовых средств запуска первой группы
положено использование энергии сжатого воздуха.
Инерционные стартеры действуют на основе использования
живой силы быстро вращающегося маховика.
Пиротехнические самопуски действуют путем использования
энергии давления газов, образующихся при сгорании пороха.
Ниже изложены особенности устройства и действия основных
средств запуска каждой из упомянутых групп.
2.	Системы воздушных самопусков
Энергия сжатого воздуха может быть использована для за-
пуска моторов двумя путями:
а)	путем ввода сжатого воздуха в цилиндры мотора в момент,
когда поршень находится в положении, соответствующем 10—15°
после верхней мертвой точки по углу поворота коленчатого
вала, и на рабочем ходе. Специальный распределитель сжатого
воздуха направляет воздух в цилиндр, где поршень находится
в упомянутом положении. Сжатый воздух сообщает поочередно
каждому поршню соответствующие импульсы, и вал мотора рас-
кручивается до момента вспышки смеси;
б)	путем приведения в действие стартера, который сообщает
крутящий момент валу мотора.
Наибольшее распространение нашли себе системы запуска
сжатым воздухом, вводимым в цилиндры. Нередко для облег-
чения запуска в цилиндры подается сжатый воздух, смешанный
с парами бензина, и запуск фактически производится сжатой
смесью. Системы запуска сжатым воздухом или сжатой смесью
имеют два основных узла: а) узел получения сжатого воздуха и
содержания его на борту самолета и б) узел запуска.
Для получения сжатого воздуха на борту самолета уста-
навливаются специальные малогабаритные компрессоры с при-
водом от запускаемого мотора или от отдельного мотора малой
мощности. В первом случае сжатый воздух получается во время
работы запускаемого мотора и хранится в баллонах для исполь-
зования при запуске. В случае автономного привода компрес-
сора от отдельного мотора малой мощности сжатый, воздух
может быть получен и при неработающем запускаемом мо-
торе.
300
Кроме того, все системы запуска сжатым воздухом имеют
устройства для заполнения бортовых баллонов воздухом от
аэродромного баллона.
Па фиг. 152 показана схема системы запуска сжатым воздухом
Компрессор АК 50 1, приводимый мотором, нагнетает сжатый
воздух к фильтру 2 и через автомат давления 3 и запорный
кран 5—в баллон 6, установленный на самолете- Фильтр 2 служит
для отделения от воздуха масла, которым он насыщается в ком-
прессоре. Периодически, во время эксплоатации, масло удаляет-
ся из корпуса фильтра через кран 10.
Фиг. 152. Схема системьГзапуска сжатым воздухом
Ввиду того, что компрессор АК-50 работает в течение всего
времени работы силовой установки и его производительность
обеспечивает заполнение баллона 6 за 12—15 мин, необходимо
устройство, сообщающее нагнетающую сторону компрессора с
атмосферой, после достижения требуемого давления в баллоне.
Этим устройством является автомат давления 3, направляющий
сжатый воздух в баллон, если в нем давление ниже установлен-
ного (50 ат), или в атмосферу—при заполненном баллоне.
Таким образом, компрессор нагнетает воздух в систему по
мере расходования его и обеспечивает постоянное заполнение
баллона сжатым воздухом. Баллон 6 может быть заполнен от
аэродромного баллона через штуцер 7, снабженный предохра-
нительным клапаном 8, ограничивающим давление в баллоне.
Это необходимо для исключения разрушения баллона 6, рас-
считанного на рабочее давление 50 ат, так как аэродромный
баллон содержит воздух с давлением до 150 ат.
301
Запуск мотора производится путем открывания крана 5, а мано-
метр, подключенный к крестовине 4, контролирует при этом давле-
ние воздуха, гюдаваемогона запуск по трубке 12. По трубке 9
воздух подводится к агрегатам пневматического управления раз-
личным оборудованием самолета (вооружение, тормоза и т. д.).
Для периодической продувки баллон 6 снабжен краном 11,
через который удаляется' конденсат.
Рабочее давление подобных систем равно 50 ат. Система за-
ливки всасывающих каналов мотора перед запуском и система
пускового зажигания в данном случае не связаны с самопуском
и устанавливаются иа самолете отдельно.
На фиТ. 153 показана схема системы запуска сжатым воз-
духом, смешанным с парами бензина.
Фиг. 153. Схема системы запуска сжатой смесью
Как видно из схемы, это обычная, ранее рассмотренная, си-
стема запуска сжатым воздухом, дополненная агрегатом ПН-1,
обозначенным на схеме цифрой 12. Агрегат ПН-1 представляет
собою пусковой насос, который имеет два основных узла—плун-
жерный насос для ручной подачи бензина и камеру с устройством
для образования пусковой смеси воздуха с бензином.
При помощи ручного насоса агрегата ПН-1 по трубке 13 из
заливного бочка засасывается пусковое топливо, которое затем
может быть подано по трубке 14 в систему заливки всасывающих
каналов мотора или перекачано в баллончик для образования
пусковой смеси Направление подачи на заливку или в баллончик
достигается при помощи крана. Для заполнения баллончика
агрегата ПН-1 необходимо сделать 8—9 качаний насоса.
302
Когда баллончик заполнен, запуск мотора производится от-
крыванием крана 16. При этом сжатый воздух из системы по
трубке 17 поступает в баллончик ПН-1, вытесняет из него бен
зин и, смешиваясь с бензином, по трубке 15 направляется к
распределителю сжатой смеси на запускаемом моторе и далее к
цилиндрам. Таким образом, агрегат ПН-1 дает возможность перед
запуском залить всасывающие каналы мотора бензином и про-
изводить запуск заранее карбюрированной и сжатой смесью,
что облегчает запуск моторов.
Рассмотренные системы для запуска сжатым воздухом от-
личаются возможностью запускать мотор карбюрированной смесью
и высокой надежностью в эксплоатации, но представляют собою
громоздкую систему, имеющую много соединений и агрегатов.
Однако в том случае, когда на самолете устанавливается пнев-
матическая система для обслуживания различных элементов
управления (тормоза, управление щитками, вооружением и т. д. ),
применение запуска сжатым воздухом наиболее просто, так как
при этом узел для получения сжатого воздуха приходится при-
менять независимо от системы запуска.
Силовые установки отечественных самолетов в подавляющем
большинстве оборудуются этими системами запуска мотора.
3.	Инерционные стартеры
При запуске инерционным стартером энергия, необходимая
для проворачивания вала мотора, предварительно аккумулируется
в быстро вращающемся небольшом маховике а затем через ре-
дуктор, фрикционную муфту и механизм сцепления передается
на хвостовик вала мотора. Чтобы при малых габаритах и весе
маховика получить достаточную живую силу, его раскручивают
до 13000—18000 обмин. Момент инерции маховиков инерцион-
ных стартеров находится в пределах 0,0012 — 0,009 кгм.сек'1, а
крутящий момент, передаваемый валу мотора, достигает 90 —
—140 кгм.
Инерционные стартеры различают по способу раскрутки ма-
ховика. Раскрутка маховика может производиться вручную,
электромотором, небольшим бензиновым мотором и сжатыми
газами. Соответственно способу раскрутки маховика, инерцион-
ные стартеры бывают: а) электроинерционные, б) мотоинерцион-
ные, в) пироинерционные.
Ручная раскрутка применяется как дополнительный способ
раскрутки в случае невозможности использовать основной способ.
Передача энергии быстро вращающегося маховика стартера
валу мотора не может быть осуществлена непосредственно, так
как при этом произойдет поломка стартера или сцепляющего
стартер с валом устройства. Поэтому все инерционные стартеры
снабжены редукторами для понижения числа оборотов от махо-
.вика к валу и муфтами, передающими лишь допустимый кру-
гов
тящий момент. Наиболее распространены фрикционные муфты
которым свойственны значительные потери энергии. Применяются
также резиновые муфты, повышающие коэфициент полезного
действия стартера. Маховик стартера с резиновой муфтой кре-
пится на вал через резиновое кольцо. При соединении вала
стартера с валом мотора происходит торможение маховика, и
резиновое кольцо закручивается до 220°. По мере разгона вала
мотора резиновое кольцо раскручивается до тех пор, пока
скорость вала мотора не достигнет величины, соответствующей,
скорости вращения маховика с учетом передаточного числа
редуктора. При этом одновременно происходит уменьшение
числа оборотов маховика.
Резиновая муфта дает возможность передать на вал почти
всю энергию, аккумулированную вращающимся маховиком.
Фиг. 154. Схема электроинерционного стартера
В качестве примера инерционного стартера рассмотрим ус
тройство широко применяющегося электроинерционного стар-
тера.	'
На фиг. 154 показана схема такого стартера.
Маховик 1 может быть раскручен электромотором 2 или
вручную при помощи привода 3, на квадратный конец которого
надевается ручка. Сцепление электромотора с маховиком про-
исходит при помощи храповика 4, который, как гайка, сидит на
червячной резьбе. Когда электромотор начинает вращаться,
храповик 4 благодаря инерции несколько отстает и передви-
гается в сторону маховика, преодолевая силу пружины 5. Про-
исходит сцепление электромотора с маховиком. При выключении
электромотора его число оборотов снижается, храповик 4 от-
стает от маховика и под действием пружины 5 отходит к элек-
тромотору—происходит отключение электромотора. После этого
304
можно передавать энергию вращающегося маховика к валу за-
пускаемого мотора.
У пироинерционных стартеров на маховике имеются лопатки,
Фиг. 155. Электрическая схема инерционного стартера
на которые направляются газы, образующиеся при сгор'анищпо-
роха в специальном заряде. В этом случае маховик является
как бы ротором газовой турбины.
Редуктор стартера состоит из группы шестеренок 6, 7,8,9, 10, II
и 12. Шестерня 9 ведет шестерни 12, которые сцеплены с не-
подвижной шестерней внутреннего зацепления И. Так как ше-
стерни 12 находятся на осях, соединенных с корпусом фрик-
ционной муфты 13, то при этом последний вращается.
Передача вращения к храповику стартера 14 производится
через фрикционную муфту 15, образованную набором стальных
и бронзовых дисков. Затяжка муфты достигается с помощью
гайки, зажимающей пружины 16. Муфта рассчитана на передачу
момента 90 кгм при оборотах храповика стартера 95 об/мин. Со-
20 Волков'
305
единение храповика стартера с хвостовиком вала мотора про-
изводится при помощи рычага 17 и валика 18.
Электрическая схема стартера изображена на фиг. 155.
Кнопка 1 служит для включения стартера. При вытягивании
рукоятки кнопки на себя замыкается цепь между аккумулятор-
ной батареей 2 и электромагнитным включателем 3. Ток идет
через обмотку включателя 3, и его сердечник замыкает кон-
такты 4—электромотор стартера 5 начнет раскручивать маховик.
После достижения необходимой скорости вращения маховика
(судя по звуку высокого тона, издаваемому редуктором) ру-
коятку кнопки 1 подают от себя. При этом электромотор вы-
ключается, и ток проходит одновременно через реле храповика 6
и катушку пускового зажигания 7. Реле 6 через рычаг 8 сое-
диняет храповик стартера с валом мотора—запуск начался. Ка-
тушка пускового зажигания при этом подает ток высокого на-
пряжения для зажигания смеси в цилиндрах запускаемого мотора.
Рабочее напряжение электрооборудования—24 вольта. Вес стар-
тера с электрооборудованием (но без батареи)?составляет около
22 кг. Стартер монтируется на специальном фланце задней части
запускаемого мотора.
Существенным недостатком электроинерционного стартера
является перегрев электромотора при часто повторяемых по-
пытках запуска. Обычно не допускается более 5 запусков под-
ряд. После 4—5 запусков следует делать перерыв на 15—20 мин
для охлаждения электромотора.
К недостаткам этого стартера относится также зависимость
его от аккумуляторной батареи, значительный вес и сложность
производства.
4.	Пиротехнические стартеры
Пиротехнические стартеры устроены на принципе использо-
вания энергии пороховых газов. Применяются два способа за-
пуска пороховыми газами: путем ввода их в цилиндр запускае-
мого мотора (пистолетный стартер) и путем вращения вала мо-
тора с помощью специального пиротехнического стартера.
Большая сила импульса, сообщаемая пороховыми газами, дает
возможность получить сравнительно высокую скорость враще-
ния вала мотора — до 200 — 250 об)мин. Это облегчает запуск
и дает возможность предполагать, что пиротехнические стартеры
найдут себе широкое применение.
На фиг. 156 показан график числа оборотов и скорости вра-
щения, сообщаемых валу мотора пиротехническим (кривая 7)
и электроинерционным (кривая 2) стартерами. Из графика видно,
что скорость вращения в случае применения пиротехнического
стартера в три раза выше скорости вращения от электроинер-
ционного стартера.
306
Большее число оборотов, сообщаемое инерционным старте-
ром (3,5 — 4 об), по сравнению с пиротехническим (1,5 об), имеет
Фиг. 156. Характеристики пиротехнического (/) и инерционного (2)
стартеров
Устройство одного из пиротехнических стартеров показано
на фиг. 157.'
При сгорании порохового заряда образующиеся газы посгу-
Фиг. 157. Пиротехнический стартер
пают в штуцер 1 и, проходя через фильтр 2, направляются
в цилиндр 3. Под давлением этих газов поршень 4 перемещается
вправо. Поступательное движение поршня винтовыми парами
20*	307
преобразуется во вращательное движение храповика 5, сцеплен*
кого при этом с валом мотора.
В конце рабочего хода поршня происходит открытие вых-
лопного клапана, и газы из цилиндра удаляются в атмосферу.
Дальнейшее вращение вала происходит по инерции. Под дей-
ствием возвратной пружины 6 все детали стартера после вых-
лопа приходят в начальное положение, и стартер вновь готов
к очередному запуску.
Угол поворота храповика стартера — 340 . Крутящий момент—
около 200 — 250 кгм. Вес стартера 19 кг, а вес порохового за-
ряда— 29 г. Зажигание порохового заряда осуществляется элек-
трическим током.
Кроме высокой скорости вращения вала запускаемого мотора
пиротехнические стартеры имеют ряд других преимуществ. Они
развивают крутящий момент до 250 — 300 кгм, не нуждаются
в большом расходе электроэнергии, сравнительно просты по
устройству и обеспечивают запуск при низких температурах.
К недостаткам пиротехнических стартеров относится необхо-
димость частых перечисток для удаления порохового нагара
и хранение запаса заряженных патронов.
Кроме рассмотренных бортовых средств запуска моторов
применяются другие, менее распространенные, стартеры. Так
например, запуск моторов, „Мерлин" осуществляется электри-
ческим стартером прямого действия. При использовании элек-
трических стартеров прямого действия раскрутка вала запус-
каемого мотора производится электромотором через приводное
устройство, являющееся принадлежностью запускаемого мотора.
Это приводное устройство состоит из редуктора, фрикционной
муфты, механизма автоматического сцепления вала со стартером,
и ручного привода. Электромотор имеет мощность около 3 л, с,
\л/ Известно также применение гидравлических стартеров, кото-
рые требуют подачи масла под высоким давлением (до 240 «г/сл:2).
Это усложняет дополнительное оборудование.
ГЛАВА XII
противопожарное оборудование силовых
установок
1.	Причины возникновения пожара на самолете
Опыт второй мировой войны показывает, что пожары на са-
молетах являются одной из главных причин боевых потерь са-
молетов. В подавляющем большинстве случаев пожар возникает
в области силовой установки или расположения топливных баков
и затем, при благоприятных условиях, распространяется, на
остальные элементы конструкции самолета.
Основной причиной пожаров на самолетах является воспламе-
нение паров топлива или масла. Образование и скопление паров
топлива в полостях самолета наблюдаются при разрушении эле-
ментов топливной системы в результате поражения огнем про-
тивника в бою, при ударе самолетов о землю или при грубой
посадке (посадка с убранными шасси), а также при проливе
топлива во время заправки системы на аэродроме.
Негерметичность элементов топливной системы также может
служить причиной пожара.
При разрушении масляной системы силовой установки пожар
может возникнуть в результате заброса масла на нагретые по-
верхности выхлопных трубопроводов.
Источниками огня служат зажигательные пули или снаряды,
нагретые поверхности выхлопной системы или электрическая
искра, появляющаяся при разрушении электропроводки.
Таким образом, противопожарная устойчивость самолета зави-
сит от монтажа элементов топливной и масляной систем, вых-
лопной системы, электропроводки, а также от способности топ-
ливных баков сохранять герметичность при поражении -огнем
противника.
Выхлопные трубопроводы необходимо располагать возможно
дальше от элементов топливной и мясляной систем и изолиро-
вать их экранами, предохраняющими от попадания на них топ-
лива и масла.
Трубопроводы топливной системы, особенно, находящиеся
под повышенным давлением, должны протектироваться, а агрегаты
топливной системы необходимо защищать броней или путем та-
309
кого расположения на самолете, при котором их прикрывают
другие части конструкции.
Противопожарную устойчивость повышают также путем рас-
положения топливных баков в герметических отсеках крыла
или фюзеляжа. В случае течи бака после поражения топливо не
разливается внутри самолета, а задерживается в этих отсеках.
Кроме того, смесь паров топлива в герметическом отсеке обычно
невоспламеняема. Дело в том, что пары топлива в смеси с воз-
духом воспламеняются только тогда, когда они составляют по
объему от 1,1% Д° 5,4% объема смеси, а в герметических от-
секах, ввиду недостатка воздуха, обычно смесь паров с возду-
хом оказывается перенасыщенной парами топлива и потому не
воспла меняется.
Большое значение для противопожарной устойчивости само-
летов имеют размеры баков, материал, из которого они изго-
товлены, протектор и размещение баков на самолете. Чем больше
бак, тем меньше вероятность течи топлива при поражении бака
в бою. Установлено, что при попадании пули или снаряда в бак,
они могут не выходить из бака, если слой топлива, встречаю-
щийся на их пути, достаточно большой.
По данным, опубликованным в работе К. И. Шляминау
пуля калибра 7,62 мм полностью останавливается и задер-
живается в баке, если она встречает слой бензина не менее
1000 мм. При этом в стенке бака не образуются выходные
отверстия, которые обычно в 10—15 раз больше входных от-
верстий и не затягиваются протектором.
Кроме того, баки малых размеров при попадании пули или
снаряда легко разрушаются под действием возникающих внутри
них больших гидродинамических давлений.
Наиболее живучими в бою являются мягкие баки, которые
не разрушаются при взрыве внутри их паров топлива и не
имеют больших выходных отверстий при сквозном поражении.
Особое значение имеет система вентиляции силовых устано-
вок и герметичность частей самолета. Необходимо заботиться
о том, чтобы система вентиляции силовой установки обеспечи-
вала удаление паров через отверстия, расположенные вдали от
выхлопа. Негерметичность полостей отдельных частей самолета
повышает скорость распространения пожара на самолете и сильно
снижает противопожарную устойчивость его.
Если силовая установка плохо изолирована, то огонь быстро
проникает в крыло или фюзеляж, охватывает кабину летчика
и проникает во все части самолета.
Мероприятия по борьбе с пожарами на самолетах могут быть
разделены на две группы:
а)	профилактические мероприятия, целью которых является
предупреждение возникновения огня, а также заблаговре-
менное ограждение or огня наиболее воспламеняемых элемен-
тов;
зю
б)	мероприятия, применяемые после возникновения огня
с целью локализации пожара и последующей ликвидации его.
Рассмотрим эти мероприятия.
2.	Профилактические противопожарные мероприятия
При проектировании, постройке и эксплоатации силовых уста-
новок применяются профилактические противопожарные меро-
приятия.
Поскольку силовая установка является местом наиболее
частого возникновения огня, ее отделяют от самолета противо-
пожарной перегородкой. Установка противопожарной перего-
родки производится в плоскости разъема узлов подмоторной
рамы. Эта перегородка представляет собою огнестойкий элемент,
изготовляемый из тонких листов стали или дуралюмина, с двой-
ными стенками. Пространство между стенками перегородки
заполняется листовым азбестом или продувается воздухом.
Трубопроводы, различные тяги управления и тросы пропускаются
через перегородку при помощи специальных переходников —
так называемых обтюраторов, которые герметизируют отверстия
для прохода трубопроводов и тяг. Электропроводка у проти-
вопожарных перегородок имеет разъемы в виде штепсельных
соединений. Толщина листов металла, идущих на изготовление
перегородок, обычно равна 0,3 — 0,4 мм, а зазор между стен-
ками берется около 15 мм.
Топливные баки, а иногда и трубопроводы, заключаются
в протекторы, предохраняющие их от течи при разрушении или
поражении в бою.
Снижение взрывоопасности паров топлива достигается введе-
нием в полости, где могут скопляться пары, инертных газов —
азота, углекислоты или выхлопных газов. Подробно этот воп-
рос рассмотрен в главе III „Топливные системы".
Широко применяется бронирование наиболее опасных мест
самолета и силовой установки с целью предохранения от пора-
жения огнем противника.
Трубопроводы выхлопной системы заключаются в кожухи
и тем самым изолируются от остальных элементов силовой
установки. Кожухи изготовляются из листов стали и снабжаются
термоизоляционной азбестовой обмоткой. Между кожухом
и заключенным в него выхлопным трубопроводом протекает
воздух, охлаждающий выхлопные газы и предохраняющий от
нагрева стенки кожуха. Кроме того, предусматривается наиболее
разумная система вентиляции отсеков силовой установки, в кото-
рых могут скапливаться пары топлива.
При монтаже и эксплоатации силовых установок особое вни-
мание уделяется вибростойкости трубопроводов и баков. С этой
целью применяются гибкие трубопроводы и соединения их, надеж-
ное крепление трубопроводов и упругая подвеска баков. В ме-
311
стах касания трубопроводов к другим элементам силовой уста-
новки предусматриваются предохранительные прокладки для
предупреждения перетирания груб.
Теплоизоляционные материалы при подготовке силовой уста-
новки к зимней эксплоатации покрываются жидким стеклом,
повышающим их пожарную устойчивость.
Во избежание скопления статического электричества отдель-
ные участки трубопроводов (в местах гибких соединений) снаб-
жаются токопроводящими элементами в виде гибких металли-
ческих тросиков или лент. Этим достигается так называемая
металлизация трубопроводов, необходимая также для обеспече-
ния надежной работы радиоаппаратуры самолета.
Кроме того, часто устанавливаются противопожарные краны,
служащие для быстрого прекращения подачи топлива к мотору
при возникновении пожара на силовой установке.
3.	Средства обнаружения и тушения огня
С целью быстрого обнаружения и ликвидации пожара при-
меняются специальные системы пожарной сигнализации и туше-
ния огня.
Ввиду того, что на большинстве самолетов к силовой уста-
новке во время полета доступа нет и, следовательно, исклю-
чено применение переносных огнетушителей, устанавливаются
огнетушители стационарного типа, управляемые из кабины эки-
пажа. Применяются также автоматически действующие огнету-
шители.
Все огнетушители силовых установок действуют посредством
распыления химических веществ, которые при испарении обра-
зуют газы, изолирующие зону огня от воздуха. Вследствие не-
достатка кислорода горение при этом прекращается.
Применяемые химические вещества должны быть достаточно
эффективными, готовыми к действию, независимо от атмосферных
условий, химически нейтральными относительно материалов, из
которых изготовлены мотор и самолет. При взаимодействии с
огнем эти вещества не должны выделять ядовитых соединений
(газов, жидкостей и др.); удельный вес, а также количество
вещества, необходимое для тушения огня, должны быть мини-
мальными.
Наиболее широко для наполнения бортовых авиационных
огнетушителей применяются: углекислота — СО,, бромистый ме-
тил—СН3Вг4, четыреххлористый углерод—СС14.
Жидкая углекислота представляет собой бесцветную жидкость
с точкой кипения — 78э Ц. Удельный вес углекислоты меняется
в зависимости от температуры: при+34° Ц он равен 1,057 г/слг3,
а при -г 24° Ц только 0,726 г’см3. Жидкую углекислоту при
атмосферных температурах можно содержать только под значи-
тельным давлением (65—70 ат, не ниже.) Это требует установки
312
толстостенных баллонов, имеющих сравнительно большой вес.
Достоинствами углекислоты является то, что она не вызывает
коррозии, безотказно работает при любой низкой и высокой
температуре и не вредна для здоровья.
Бромистый метил при обычных условиях имеет температуру
кипенияч-4° Ц и удельный вес 1,732 г]см*. Недостатком броми-
стого метила является способность его при высоких температу-
рах разлагаться с выделением бромистого водорода, который
сильно действует на нервную систему человека. Высокая эффек-
тивность и возможность хранить под небольшим давлением обес-
печили широкое применение этого вещества для тушения огня.
Четыреххлористый углерод (тетрахлоруглерод) представляет
собою бесцветную жидкость с удельным весом 1,6 г]см3.
Фиг. 158. Схема установки огнетушителя
Точка кипения его 76,8° Ц, а точка замерзания—25 Ц. Добавле-
ние к нему 15% хлоррастворителя понижает точку замерзания
до —45° Ц. Четыреххлористый углерод вызывает коррозию
металлов и при соприкосновении с огнем выделяет фосген,
вредно действующий на организм человека.
Принципиальная схема установки огнетушителя показана на
фиг. 158.
Баллон / содержит заряд химического вещества, находяще-
гося под давлением. На выходе из баллона установлен быстро-
действующий кран 2, при помощи которого огнетушитель при-
водится в действие. Содержимое баллона под давлением посту-
пает к распределителю 3 и далее по трубам к распылителям 4.
313
Распылители устанавливаются в районах наиболее вероятного
возникновения огня и выполняются в виде сопел с многими
отверстиями или в виде вращающихся небольших сегнеровых
колес. Задача распылителей заключается в разбрызгивании
тушащего вещества мелкими струйками для облегчения и уско-
рения испарения его.
Баллон 1 'устанавливается в кабине самолета для удобства
приведения в действие огнетушителя или может иметь дистан-
ционное управление. Величина заряда баллона зависит от расхода
воздуха через капот Ge и определяется по формуле:
G = kGe кг,
где G — вес заряда в кг-,
GB— расход воздуха в кг/сек-,
k — коэфициент, учитывающий свойства вещества, которым
заряжен огнетушитель. Для бромистого метила & = 0,4;
для углекислоты k = 0,5.
Важно обеспечить равномерное распределение заряда между
соплами, что достигается при помощи распределителя 4.
Фиг. 159. Огнетушительная установка с перфориро-
' ванными трубками
Часто для распыления заряда применяются взамен распыли-
телей-сопел перфорированные трубки.
На фиг. 159 показана схема огпетушительной установки с
перфорированными трубками.
Заряд содержится в баллоне / и под давлением выбрасы-
вается в трубки 2, имеющие большое количество отверстий.
Для приведения в действие огнетушителя достаточно ударить
рукой по грибку 3, который пробивает мембрану, перекрываю-
щую выход для вещества из баллона.
314
Перфорированные трубки монтируются вокруг кольца мотор-
ной рамы, а также в местах наиболее опасных в пожарном отно-
шении— у карбюратора, топливных агрегатов, элементов масля-
ной системы и т. д.
Продолжительность выпуска заряда имеет очень большое
значение. Увеличение времени выпуска заряда может быть допу-
щено за счет увеличения заряда, а не за счет уменьшения ско-
рости выпуска заряда. Обычно огнетушитель действует в течение
2—4 сек. Площадь выходных отверстий сопел или перфорирован-
ных трубок выбирается из расчета
Фиг. 160 Автоматический
включатель огнетушителя
выпуска заряда в течение 2—4 сек
и составляет около 1 см2 на 1 кг
заряда, выпускаемого в 1 сек.
В ряде случаев желательно,
чтобы огнетушитель действовал
автоматически, так как летчик не
всегда может во-время привести
в действие огнетушитель. Это бы-
вает при посадке с ударом, когда
летчик может потерять сознание,
или когда летчик не обнаружит
своевременно начало пожара.
Автоматические огнетушители
имеют включатели, действующие
при возникновении больших пере-
-зок во время удара самолета о
землю или при возникнове-
нии высокой температуры. Эти включатели замыкают цепь тока,
проходящего через легкоплавкие предохранители на баллонах,
в результате чего огнетушитель приводится в действие.
В качестве примера устройства подобного автомата на
фиг. 160 показан разрез включателя, действующего при больших
перегрузках, достигающих 6 g-
Стальной маятник 1 свободно подвешен на оси 2 и при дей-
ствии перегрузок может отклонятся от вертикального положения.
Движение маятника передается через штифт 3 к рычагу 4, вращаю-
щемуся с осью 5. На оси 5 закреплен кулачок 6, действующий
на листовые рессоры с контактами 7. При повороте маятника
контакты 7 замыкаются, и ток из аккумуляторной батареи посту-
пает к легкоплавким элементам баллона огнетушителя.
В дополнение к рассмотренным огнетушителям на силовых
установках часто применяются системы пожарной сигнализации,,
оповещающей летчика о возникновении огня. Чувствительными
элементами такой системы сигнализации являются детекторы, дей-
ствующие по одному из следующих принципов:
—	воспламенение горючего элемента детектора;
—	расширение металла под действием высокой температуры;
—	плавление металла под действием высокой температуры:
— измерение повышения температуры при помощи термопары.
315,
Считается, что детекторы должны реагировать на температуры,
превышающие максимально допустимые на 30—40° Ц. Быстрота
реакции должна гарантировать оповещение летчика о чрезмер-
ном повышении температуры в течение 3—5 сек после воспла-
менения горючих материалов. Устанавливаются детекторы в наи-
более опасных в пожарном отношении местах, в количестве
15—20 штук на одну силовую установку.
Электрическая схема противопожарной сигнализации показана
на фиг. 161, где изображен также детектор А.
Фиг. 161. Схема электрической протовопожарной сигнализации
Детектор имеет контакты 1, удерживаемые в разомкнутом
состоянии при помощи легковоспламеняющейся или легкоплав-
кой пластинки 2. При разрушении пластинки 2 под действием
пружины 3 контакты замыкаются, и в кабине летчика загораются
сигнальные лампочки 4. Питается система от аккумулятора 5.
ГЛАВА Х1Н
УПРАВЛЕНИЕ И АВТОМАТИКА СИЛОВЫХ
УСТАНОВОК
1.	Задачи управления
Управление силовой установкой самолета производится с
целью изменения или поддержания величин, характеризующих
процессы, протекающие в двигателе и в обслуживающем его
оборудовании.
Основная задача управления заключается в получении наивы-
годнейших режимов работы силовой установки, при которых
километровый расход топлива будет наименьшим. Кроме того,
в задачи управления входит обеспечение надежности работы
силовой установки и сохранение установленных сроков службы
двигателей.
Управление должно быть возможно простым и вместе с тем
обеспечивающим регулирование режимов силовой установки в
широком диапазоне. Регулированию подлежат: 1) сила тяги, разви-
ваемая установкой; 2) тепловой режим силовой установки; 3) рас-
ходование топлива.
В зависимости от типа двигателя и конкретного выполнения
установки его на самолете, регулирование силы тяги, теплового
режима и расходования топлива выполняется различно.
При установке поршневого двигателя регулирование силы
тяги достигается изменением расхода воздуха через двигатель и
соответствующим изменением режима работы винта и других
элементов установки (карбюратор, турбокомпрессорная уста-
новка, нагнетатель). Регулирование силы тяги реактивной сило-
вой установки осуществляется изменением подачи топлива в дви-
гатель, сопровождаемым иногда изменением площади выходного
отверстия сопла реактивного двигателя.
Тепловой режим силовой установки регулируется с целью
сохранения заданных температур деталей двигателя, а также
с целью получения минимальных потерь на охлаждение.
В случае установки поршневого двигателя потребный тепло-
вой режим поддерживается изменением расхода воздуха через
радиаторы или капоты. Тепловой режим реактивных двигателей
в большинстве случаев особо не регулируется, а достигается
правильной дозировкой воздуха и топлива, подаваемых в дви-
317
татель. Только в некоторых случаях (двигатели ЮМО-004,
BMW-003 и Вестингауз 19-В „Янки") регулирование теплового
режима достигается изменением площади выходного отверстия
сопла двигателя.
Что касается регулирования подачи т оплнва, то изложенное
выше показывает, что это регулирование тесно связано с изме-
нением силы тяги и является одним из элементов ее регули-
рования.
Кроме регулирования силы тяги и тепловых«режимов управле-
ние обеспечивает процессы запуска и остановки двигателя, а так-
же приведение в действие оборудования силовой установки,
предназначенного для повышения ее надежности и боевой
живучести.
2.	Основные элементы и способы управления
Управление силовой установкой производится механизмами и
агрегатами, расположенными вне двигателя и являющимися элемен-
тами оборудования установки. Для силовых установок с поршне-
выми двигателями это оборудование состоит из механизмов й
агрегатов, обеспечивающих управление: 1) дросселем газа, 2) воз-
душным винтом, 3) нагнетателем, 4) турбокомпрессором, 5) высот-
ным корректором, 6) зажиганием, 7) заслонками капота и радиа-
торов, 8) кранами топливной системы, 9)- противопожарным обо-
рудованием и 10) средствами запуска двигателей.
Кроме перечисленных основных управляемых элементов могут
быть и другие, которые не являются характерными и применя-
ются в виде исключения. К ним относится управление подогре-
вом воздуха, аварийным сливом топлива и др.
Силовые установки реактивных самолетов имеют управление
следующими элементами: 1) дроссельным краном подачи топлива,
2) стопкраном, 3) перекрывным краном подачи топлива („пожар-
ный кран"), 4) конусом реактивного сопла двигателя (в некото-
рых случаях), 5) пусковыми агрегатами (стартер, пусковой насос),
6) подкачивающими насосами топливной системы.
Управление может быть ручного и автоматического действия.
Ручное управление обычно состоит из рычагов в кабине лет-
чика и тяг, соединяющих рычаги с управляемыми агрегатами.
При этом летчик вручную, при помощи управления, изменяет
режим работы агрегатов, руководствуясь показаниями контрольно-
измерительных приборов.
Автоматическое управление, упрощая работу летчика, повы-
шает надежность и безопасность полета, так как оно препят-
ствует эксплоатации двигателя на недопустимых режимах. Оно
дает возможность повысить экономичность полета, увеличить
срок службы двигателей и повышает объективность и точность
управления. Увеличение скоростей и усложнение материальной
части современных самолетов обусловливает широкое внедрение
318
автоматизации и привело к применению систем единого автома-
тического управления силовой установкой,
3.	Требования, предъявляемые к управлению
Управление силовой установкой должно быть простым, доста-
точно надежным и удобным в эксплоатации. Оно должно требо-
вать минимального внимания со стороны летчика и в возможно
большей степени должно быть автоматизировано. Равномерное
движение рычагов, расположенных в кабине, должно вызывать
равномерное изменение регулируемого параметра. Это может
быть достигнуто правильным выбором элементов кинематической
схемы управления и отсутствием потерь хода управления (люф-
тов). По нормам, для жесткого управления люфты не допуска-
ются, и лишь в крайних случаях допускается упругий люфт
до 3 мм. Гибкое управление при помощи тросов может иметь
люфт не превышающий 6 мм.
Усилие, которое необходимо прикладывать к рычагам, нахо-
дящимся в кабине, должно быть небольшим и возможно посто-
янным на всем диапазоне перемещения рычага. Допускается уси-
лие не более 10 кг в диапазоне перемещения рычага газа до
крейсерских режимов работы силовой установки. Допустимое
усилие на рычаге от крейсерских до максимальных режимов не
должно превышать 5 кг. Одним из условий выполнения этого
требования является минимальное трение в сочленениях взаимно
перемещающихся деталей и применение шариковых подшипников
на осях вращения.
На многомоторных самолетах каждая силовая установка дол-
жна управляться отдельно. Вместе с тем необходимо рычаги
управления располагать в кабине таким образом, чтобы было
удобно одновременно управлять всеми или парой симметрично
расположенных силовых }'становок.
В системе тяг и качалок управления следует предусматри-
вать регулируемые элементы, позволяющие производить регу-
лировку управления при монтаже.
Расположение управления на самолете должно обеспечивать
свободный доступ к основным узлам для осмотра и смазки соч-
ленений.
4.	Ручное управление
При ручном управлении летчик с помощью рычагов, тяг и
других элементов механизма управления, воздействует на управ-
ляемые агрегаты двигателя и оборудования силовой установки.
Передача действий летчика к управляемым агрегатам может
производится при помощи жестких или гибких тяг а также
через систему электрических или гидравлических приводов.
319
В качестве примера ручного управления на фиг. 162 пока-
зана схема управления левой силовой установкой двухмоторного
самолета.
В кабине летчика на пульте 1 расположены рычаги управле-
ния газом двигателей 2, насосом непосредственного впрыска
топлива 3 и пожарными кранами топливной системы 4. Кроме
Фиг. 162. Схема ручного управления силовой установкой
того, здесь же находятся штурвалы управления винтами 5 и
выключатель зажигания двигателей 6. От рычагов усилие пере-
дается через жесткие тяги 7 и качалки 8 к двигателю.
На схеме показано жесткое ручное управление, при котором
изменение направления передаваемого усилия производится путем
включения качалок 8, устанавливаемых, обычно на шарикопод-
шипниках.
В случае тросового управления изменение направления пере-
даваемого усилия достигается с помощью системы роликов, на
которых подвешиваются тросы. Трос в системе управления может
работать только на растяжение, и для передачи усилий в двух
320
направлениях приходится предусматривать двухтросовую про-
водку. Можно заставить трос работать и на сжатие, но тогда
его приходится заключать в трубки или боуденовские оболочки.
Движение рычагов, расположенных на пульте управления
Фиг. 163. Жесткая тяга управления
Фиг. 164. Сектор ручного управления
может быть
в кабине, должно быть естественным, то есть для увеличения
силы тяги или числа оборотов рычаги должны передвигаться
вперед, а для уменьшения—назад.
На фиг. 163 показан пример выполнения жесткой тяги руч-
ного управления.
Стальная или дюралевая труба 1 на концах имеет завальцо-
ванные наконечники 2,
которые служат для креп-
ления поводков 3 и 4.
Поводок 3 закреплен не-
подвижно, поводок же 4
ввернут в наконечник на
резьбе и
закреплен в различном
положении. При необхо-
димости удлинить тягу
отворачивается контр-
гайка 5, и поводок 4
выворачивается из нако-
нечника до нужного по-
ложения. Контргайкой за-
тем фиксируется новое
положение поводка. Тяга
крепится к другой тяге
или качалке через шари-
коподшипник 7, устано-
вленный на поводке при
помощи болта 6.
В кабине летчика для
управления силовой уста-
новкой могут приме-
няться рычаги, штурвалы,
кнопки, включатели или
влении в кабине устанавливаются сектора с рычагами. Устрой-
ство одного из вариантов сектора ручного управления показано
на фиг. 164.
21 Волков
переключатели. -При жестком упра-
321
На панели 1 установлены рычаги управления 2 и 3. Рычаг 2
через ось 4, закрепленную в шарикоподшипниках 5, передает
вращение па ролик 6. На ролике при помощи винта 7 закреплен
трос 8 гибкого управления. На двух других кронштейнах 9 уста-
новлена ось 10 рычага 3, связанная с другим роликом 11. При
передвижении рычагов 2 и 3 вращаются ролики 6 и 11, и через
тросы, закрепленные на роликах, передается усилие к управляе-
мому агрегату силовой установки.
Таким образом, ручное управление осуществляется довольно
просто, но требует тщательной разработки кинематики, а также
узлов подвески, во избежание больших люфтов и усилий на
рычаге.
Ручное управление силовой установкой требует со стороны
летчика непрерывного внимания для наблюдения и регулирования
режима работы двигателя и его оборудования. В условиях воз-
душного боя это отвлекает летчика от обязанностей воздушного
бойца и практически приводит к ослаблению его внимания. Под-
держание, при этом, наивыгоднейших или выбранных режимов
работы силовой установки фактически исключается, что может
вызвать снижение летно-тактических свойств самолета и работу
двигателя на недопустимых режимах, а следовательно, сокраще-
ние сроков службы материальной части.
Кроме того, ручное управление предъявляет более высокие
требования к подготовке летчика, поскольку выбор того или
иного режима работы силовой установки и поддержание его
в полете могут быть достигнуты при хорошем понимании про-
цессов работы двигателя и его оборудования.
Необходимость защиты материальной части от недопустимых
режимов работы, упрощение работы летчика в бою, а также по-
вышение эффективности использования самолета, требуют авто-
матизации управления силовой установкой.
5.	Автоматическое управление
Силовая установка современного самолета представляет собою
сложный агрегат, при работе которого необходимо беспрерывно
управлять процессами, протекающими в двигателе, и в оборудо-
вании, обслуживающем его.
В связи с расширением диапазона скоростей и высот полета,
а также в связи с необходимостью быстрой смены режимов ра-
боты силовой установки в условиях воздушного боя, задача
управления и контроля ее работы сильно усложнилась. Появи-
лась настоятельная необходимость в максимально возможной
степени автоматизировать управление, свести его к управлению
при помощи одного рычага, а также защитить двигатель и его
оборудование от недопустимых режимов работы.
Это привело к широкому применению различных автоматиче-
ских устройств и систем блокировок в управлении силовыми
322
установками. Известны следующие автоматические регуляторы-.
а) давления наддува.; б) оборотов винтов изменяемого шага,
часто называемые регуляторами постоянства оборотов; в) состава
смеси, поступающей в двигатели; г) температурного режима
силовой установки. Кроме того, применяются автоматы: а) пере-
ключения скоростей нагнетателей; б) опережения зажигания;
в) впрыска воды в двигатель; г) автоматы-огнетушители.
Для силовых установок реактивных самолетов характерно
включение в управление двигателем автоматических регуляторов
подачи топлива, регуляторов положения конуса сопла двига-
теля и ограничителей подачи топлива.
Кроме того, устанавливаются различные сигнализаторы, пре-
дупреждающие о недопустимых отклонениях регулируемых вели-
чин или об аварийном состоянии.
Еще недавно в большинстве случаев применялись разрознен-
ные автоматы и регуляторы, работа которых мало была увязана
и согласована. Это не облегчало управления силовой установкой,
а делало его только более точным и своевременным. Однако
в последние годы созданы и применены на самолетах автомати-
зированные системы управления, позволяющие существенно упро-
стить и рационализировать управление силовой установкой.
В основу этих автоматизированных систем управления положены
какие-либо объединяющие идеи управления.
Наиболее .распространены две идеи управления: 1) сведение
всего управления силовой установкой к управлению при помощи
одного рычага и 2) обеспечение наивыгоднейших режимов работы
силовой установки в полете.
В качестве примера автоматизированной системы управления
можно указать на управление силовой установкой на самолете
Фокке-Вульф Fw-190 А4, где все управление сведено к действию
одним рычагом.
Системой управления, обеспечивающей наивыгоднейшие ре-
жимы, является, например, механическая связь управления регу-
лятором винта и дросселем двигателя, известная под наимено-
ванием объединенного управления винтом и газом (сокращенно
ВГ).
Рассмотрим классификацию элементов автоматического упра-
вления силовых установок, принципиальные основы их работы,
а также примеры выполнения отдельных регуляторов.
6.	Классификация автоматических устройств
силовых установок
Автоматические устройства управления силовой установкой по
назначению разделяют на следующие группы:
1.	Автоматические регуляторы параметров, характеризующих
процессы того или иного агрегата.
2.	Автоматы управления.
21*
323
3.	Автоматы защиты силовой установки от недопустимых ре
жимов работы.
4.	Устройства автоматической блокировки операций управле-
ния.
Автоматические регуляторы поддерживают какой-либо па-
раметр (давление, число оборотов, температуру) постоянным,
изменяют его в зависимости от изменения какого-либо другого
параметра или корректируют во времени по установленному за-
кону. При этом лицо, управляющее силовой установкой, не при-
нимает какого-либо участия в процессе регулирования, или его
функции сводятся к предварительному заданию регулятору же-
лательного значения параметра.
Такого рода автоматическим регулятором является, например,
регулятор постоянства оборотов винта, который при изменении
скорости полета, положения сектора газа и плотности воздуха
поддерживает заданные летчиком обороты неизменными, пово-
рачивая лопасти винта в нужное положение.
Аналогично работает анероидный регулятор подачи топлива
воздушно-реактивного двигателя. При изменении скорости и вы-
соты полета, а также при изменении числа оборотов двигателя,
он корректирует соответствующим образом подачу топлива.
Автоматы управления не регулируют какой-либо параметр,
а выполняют периодические операции по управлению в целях
увеличения надежности или эффективности работы силовой уста-
новки.
Примером может служить автомат переключения скоростей
нагнетателя, который, реагируя на изменение атмосферного
давления, переводит привод нагнетателя на первую или вторую
скорость.
Автоматы защиты независимо от летчика, автоматически,
предохраняют силовую установку от перегрева, раскрутки, уве-
личения или уменьшения давления в какой-либо системе. Среди
многочисленных средств защиты назовем прежде всего редук-
ционные клапаны топливных систем, систем смазки и охлаждения.
К этой же группе автоматов относятся редукционные кла-
паны, предохраняющие масляные радиаторы от разрушения под
действием высоких давлений.
В топливной системе двигателя ЮМО-004 предусмотрена
установка особого клапана, который предохраняет двигатель от
перегрева вследствие резкого движения „сектором газа".
Автоматическая блокировка операций управления может быть
аварийной или запретно-разрешающей.
Задача аварийной блокировки заключается в обеспечении
автоматического отключения агрегатов при аварии и обратного
включения их после минования опасности.
Запретно-разрешающая блокировка применяется для устране-
ния возможности неправильных ручных включений или отклю-
чений отдельных агрегатов. Наиболее ярким примером является
324
запретно-разрешающая блокировка операций запуска жидкостно-
реактивного двигателя, где подача компонентов топлива, зажи-
гание их и другие операции строго сблокированы, во избежание
взрыва при запуске.
Автоматические регуляторы, переключатели, средства авто-
матической защиты и блокировки обслуживают управление си-
ловой установкой и тесно связаны между собою. Поэтому объе-
динение их в единую систему автоматического управления яв-
ляется вполне разрешимой, хотя и трудной задачей. Преимущества
такой системы единого управления исключительны как с точки
зрения упрощения работы летчика, так и в отношении надежно-
сти, экономичности и эффективности работы силовой установки.
7.	Принципиальные основы устройства и работы
автоматических регуляторов
Задача автоматических регуляторов заключается в поддер-
жании заданных условий протекания какого-либо процесса. Наи-
Фиг. 165. Схема термостата маслосистемы—регулятора
прямого действия
более характерными для силовых установок самолетов являются
процессы охлаждения двигателя, преобразования крутящего мо-
мента двигателя в силу тяги, образования рабочей смеси и по-
дачи топлива в двигатель.
Всякий регулятор для регулирования какого-либо процесса
должен иметь орган, реагирующий на изменение того или иного
параметра процесса (давления, температуры, числа оборотов), и
орган, регулирующий процесс с целью сохранения или изме-
нения, по заданному закону, характерного параметра.
На фиг. 165 показана схема термостата, являющегося простей-
шим регулятором, включаемым в масляную систему силовой
установки.
325
Задача регулятора 1 заключается в поддержании температуры
масла на входе в двигатель 5 в определенных пределах. На из-
менение температуры масла, поступающего в двигатель, реаги-
рует сильфон 2, который представляет собою гофрированную
коробку, заполненную частично жидкостью с высокой упругостью
насыщенных паров (этиловый спирт).
При изменении температуры сильфона, помещенного в поток
масла, поступающего в двигатель, упругость насыщенных паров
жидкости внутри сильфона изменяется, и сильфон расширяется
или сжимается. Давление паров внутри сильфона уравновеши-
вается упругостью гофрированных стенок сильфона, работающих
как пружина. Следовательно, сильфон является чувствительным
элементом регулятора.
Изменение длины сильфона непосредственно передается на
шток 7, который имеет два клапана 3, перекрывающие отверстия
для прохода масла непосредственно в бак 4 или через радиатор 6.
Клапаны 3, перепуская масло, откачиваемое из двигателя, в бак
или через радиатор, регулируют его температуру в баке, а сле-
довательно, и на входе в двигатель. Поэтому клапаны являются
регулирующим органом.
Связь между чувствительным элементом и регулирующим
органом в данном случае непосредственная, поэтому такие регу-
ляторы называются регуляторами прямого действия. Поддерживая
заданную температуру масла на входе в двигатель, регулятор
прямого действия не сохраняет ее всегда одинаковой, а лишь
обеспечивает колебание ее в некоторых допустимых пределах..
Предположим, что скорость полета, при неизменном режиме
работы двигателя, уменьшилась. Тогда теплоотдача радиатора
в воздух упадет, и температура масла на входе в двигатель по-
высится. Чувствительный орган регулятора (сильфон) расширится
и переставит клапаны 3 в новое положение, при котором больше
масла будет перепускаться через радиатор. Вследствие увеличе-
ния расхода масла через радиатор, температура его на входе
в двигатель упадет. Сильфон при этом сожмется и снова пере-
ставит клапаны 3 в новое положение — расход через радиатор
уменьшится. В конце процесса регулирования установится такой
расход масла через радиатор, при котором температура масла на
входе в двигатель будет близка к исходной, имевшей место до
изменения скорости полета.
Регуляторы прямого действия не могут поддерживать задан-
ный параметр неизменным и дают ошибку, заключающуюся
в отклонении контролируемого параметра от заданного значения.
Объясняется это прямой связью между чувствительным и регу-
лирующим органами. При такой связи новому положению клапа-
нов 3 соответствует новое положение сильфона, и, следовательно,
температура масла также будет отличаться от первоначальной.
Максимальная величина отклонения регулируемого параметра
от заданного значения называется неравномерностью регулятора.
326
а отношение его к среднему значению параметра, относительно
которого производится регулирование, называется степенью не-
равномерности регулятора.
Поясним это на примере.
Допустим, что регулятор поддерживает температуру масла
в пределах от -j-64° до+ 70° Ц. Тогда неравномерность регуля-
тора Д = 6° Ц, а степень неравномерности регулятора 8 будет:
8= А = —^- = 4= 0,0895.
'ср ьмакс' ''мин
2
Таким образом, регуляторы прямого действия дают ошибку
при регулировании, которая должна находиться в допустимых
пределах. Кроме того, регуляторы прямого действия могут при-
меняться только в тех случаях, когда усилие, развиваемое чув-
ствительным элементом, достаточно для перестановки регулиру-
ющего органа.
Всякий регулятор имеет так называемую исполнительную
связь, которая представляет собою части регулятора, передающие
усилие от чувствительного элемента к регулирующему органу.
Если усилие со стороны чувствительного элемента достаточно
для перестановки регулирующего органа, между ними приме-
няется простая исполнительная связь. Примером такой связи яв-
ляется шток, связывающий сильфон с клапанами у термостата, ра-
бота которого рассмотрена выше.
В большинстве случаев усилие, развиваемое чувствительным
элементом, оказывается недостаточным, и в систему исполни-
тельной связи регулятора приходится включать органы, увели-
чивающие усилие чувствительного элемента. Такая исполнитель-
ная связь называется связью с усилением. В качестве усилителей,
или так называемых серводвигателей, в исполнительной связи
применяют электромоторы, пневматические или гидравлические
двигатели и т. д.
Регулятор, чувствительный элемент которого действует на
регулирующий орган через исполнительную связь с усилителями,
называется регулятором непрямого действия.
На фиг. 166 показана схема регулятора непрямого действия,
представляющего собою упрощенный регулятор подачи топлива
в реактивный двигатель и применяемый с целью регулирования
его оборотов.
Чувствительным элементом служит система из грузов 1, под-
вешиваемых с помощью стержней 2 на оси 3, которая приво-
дится от двигателя через вал 4. При вращении оси 3, под дей-
ствием центробежных сил грузы 1 будут растягивать пружину
5 и занимать то или иное положение, соответственно числу
оборотов. Перемещение грузов 1 передается через муфту 6 на
рычаг 7, закрепленный в точке 8 на шарнире. Второй конец
327
рычага 7 также через шарнир соединен с золотником 9, распре-
деляющим масло, поступающее из двигателя под давлением по
трубке 10. В зависимости от положения золотника масло по-
ступает через штуцер 11 или 12 к сервомотору 13 и передвигает
поршень 14, кинематически связанный с дросселем 15, изменяю-
щим подачу топлива.
Дроссель 15 является регулирующим органом. Роль испол-
нительной связи выполняет золотник 9 с сервомотором 73, усили-
Фиг. 166. Центробежный регулятор подачи топлива
непрямого действия
вающим импульс чувствительного элемента. Источником энер-
гии для усиления импульса служит давление масла, создаваемое
маслонасосом двигателя. Устройства, типа золотника 9 в си-
стеме исполнительной связи, принято называть управляющим
органом.
Рассмотрим работу регулятора непрямого действия.
Предположим, что число оборотов двигателя увеличилось
свыше заданного летчиком, который управляет натяжением
пружины 5. Тогда грузы регулятора 7, развивая большую центро-
бежную силу, растянут пружину 5, и муфта 6 поднимется, по-
ворачивая рычаг 7 вокруг точки 8. Вследствие этого, золот-
ник 9 перепустит масло через штуцер 77 под поршень серво-
мотора. Движение поршня сервомотора 14 вверх вызовет движе-
ние дросселя 75, который уменьшит подачу топлива к двига-
телю. Число оборотов при этом уменьшится, и золотник 9 опу-
стится, перекрывая доступ маслу к сервомотору. В конце
процесса регулирования рычаг 7 займет первоначальное поло-
жение, а поршень сервомотора будет в новом положении,
соответствующем подаче топлива, сообразно с режимом работы
двигателя.
Число оборотов двигателя будет восстановлено регулятором
в соответствии с первоначальным его значением, заданным летчи?
32s
ком. Следовательно, регулятор непрямого действия такого типа
не дает отклонения регулируемого параметра и для него 8 — 0.
Такой регулятор непрямого действия может работать устой-
чиво лишь в том случае, когда регулируемая им система (дви-
гатель с винтом, система охлаждения и др.) обладает свойством
самовыравнивания. Если же регулируемая система не обладает
способностью самовыравнивания, то такой регулятор работает
неустойчиво ине обеспечивает надежного регулирования.
Чтобы понять сущность самовыравнивания регулируемой си-
стемы или объекта, рассмотрим следующий пример.
На фиг. 167 показан график протекания процесса для регу-
лируемого объекта, обладающего различными свойствами само-
выравнивания (кривые гил)
и не обладающего самовырав-
ниванием (а и б).
В данном случае рассмат-
ривается изменение числа обо-
ротов двигателя, возникшее
вследствие какого-либо возму-
щения в момент Tv При воз-
никновении возмущения число
оборотов двигателя может из-
меняться по одной из кривых,
нанесенных на график.
Если двигатель не обладает
свойством самовыравнивания,
Фиг. 167. График протекания процесса
для регулируемого объекта с различ-
ными свойствами самовыравнивания
то число оборотов его после
возмущения может увеличи-
ваться по прямой а до беско-
нечности — наступает так на-
зываемый разнос двигателя. В том случае, когда число оборо-
тов двигателя, не обладающего свойством самовыравнивания,
после возмущения будет уменьшаться по прямой б, двигатель
в момент 7\ остановится.
Процесс изменения оборотов двигателя, обладающего само-
выравниванием, после возмущения протекает так, как показано
кривыми г и в, то есть после достижения некоторого предель-
ного значения оборотов дальнейшее увеличение их прекращается.
Причем, двигатель может иметь различную скорость самовырав-
нивания. При большей скорости самовыравнивания процесс закан-
чивается за промежуток времени Т2—Тг, а при меньшей—за
время Т3—1\.
Рассматриваемый регулятор непрямого действия (фиг. 166)
не обеспечит затухание колебаний параметра объекта, которому
несвойственно самовыравнивание. При объекте с самовыравнива-
нием такой регулятор дает затухающие колебания параметра.
Для обеспечения устойчивой работы регулятора непрямого
действия при регулировании системы, не обладающей самовыравни-
329
ванием, а также для ускорения процесса затухания колебаний пара-
метра при регулировании системы с самовыравниванием, регулятор
дополняют так называемой обратной связью. Обратная связь
действует на управляющий орган (например, золотник) в напра-
влении, обратном действию на него чувствительного элемента, и
тем самым замедляет и приостанавливает перестановку регули-
рующего органа, не допуская перерегулирования.
Различают жесткую и упругую обратную связь. На фиг. 168
показана схема ранее рассмотренного регулятора подачи топлива,
топливо
л двигателю
Фиг. 168. Центробежный регулятор подачи топлива
с жесткой обратной связью
снабженного жесткой обратной связью в виде стержня 3. Шток 1
поршня сервомотора 2 жестко связан стержнем 3 с точкой д
рычага 4, которая в предыдущей схеме была неподвижной.
Стержень 3 называется обратной связью потому, что он
осуще<двляет обратное воздействие со стороны сервомотора на
управляющий орган (в виде золотника 6) в отличие от прямой
связи—от золотника к сервомотору.
Регулятор работает следующим образом. При увеличении
оборотов, свыше установленных летчиком, грузы 7 растянут
пружину 8, и рычаг 4 повернется вокруг точки д, которая в
первый момент остается неподвижной. При этом золотник 6
поднимется и перепустит масло под поршень сервомотора 2.
Передвижение поршня 2 вверх вызывает одновременно пере-
мещение дросселя 9 и точки д рычага 4. Подача топлива умень-
шается, и число оборотов падает.
Перемещение точки д в положение б вызывает поворот
рычага 4 вокруг точки г, вследствие чего точка а вернется в
330
первоначальное положение в. Золотник закроет доступ масла
в сервомотор, и его поршень останется в каком-то положении.
На этом заканчивается процесс регулирования. В конце процесса
регулирования дроссель 9 окажется в положении меныпей по-
дачи топлива, но точка г рычага 4 не вернется в исходное поло-
жение. Следовательно, число оборотов не будет восстановлено
до заданного значения, то есть регулятор дает ошибку, анало-
гичную ошибке, свойственной регулятору прямого действия.
Фиг. 169. Центробежный регулятор подачи топлива
с упругой обратной связью
Достоинство регулятора с обратной связью заключается в
том, что своевременно прекращается движение поршня серво-
мотора и не допускается перерегулирование. В результате такого
действия обратной связи в процессе регулирования не наблю-
дается колебаний регулируемого параметра. Регулятор работает
устойчиво.
Чтобы устранить ошибки регулирования и сохранить устой-
чивость работы регулятора, жесткую обратную связь заменяют
упругой связью. Схема такого регулятора показана на фиг. 169.
Шток сервомотора 1 связан с рычагом 2 через систему, со-
стоящую из цилиндра 3, поршенька 4 и катаракта 5. Цилиндр 3
жестко связан со штоком 1 и двигается вместе с ним. Поршенек
4 через свой шток жестко связан с рычагом 2. Полости цилиндра
3 по обе стороны поршенька 4 заполнены жидкостью. При дви-
жении штока сервомотора вверх цилиндр 3 будет перемещаться
относительно поршенька 4, и жидкость будет перетекать
из нижней полости в верхнюю через катаракт 5. Последний
331
представляет собою калиброванную втулку с большим, специально
подобранным, гидравлическим сопротивлением. Так как жидкость
не будет успевать перетекать через катаракт, то при движении
цилиндра 3 вверх будет перемещаться также и поршень 4, дей-
ствуя на рычаг 2.
В дополнение к катаракту и цилиндру с поршеньком уста-
новлена пружина 6, которая не имеет предварительного сжатия.
При движении штока сервомотора вверх прежде всего сжимается
пружина 6, так как сопротивление катаракта значительно, а затем,
после достаточного сжатия пружины, начинает работать катаракт.
Рассмотрим работу регулятора с упругой обратной связью.
При увеличении оборотов, под действием грузов 7 рычаг 2
поворачивается вокруг точки д, которая, ввиду большого сопро-
тивления катаракта, в первый момент остается неподвижной.
Золотник 8 поднимется и перепустит масло в сервомотор, пере-
движение поршня которого вызовет уменьшение подачи топлива
и сжатия пружины 6. В результате сжатия пружины 6 точка д
переместится вверх., и рычаг 2, поворачиваясь вокруг точки г,
поставит золотник 8 в нейтральное положение. На этом заканчи-
вается первый период регулирования, во время которого регу-
лятор работал так, как работает регулятор с жесткой обратной
связью — то есть устойчиво, но с ошибкой регулирования.
В последующий период ранее сжатая пружина 6 стремится
переместить точку д обратно в исходное положение и передви-
гает поршенек 4 относительно цилиндра 3. Жидкость при этом
перетекает через катаракт из одной полости цилиндра в другую.
Золотник поднимется вверх и пропустит дополнительное коли-
чество масла в сервомотор, в результате чего регулирующий
орган будет переставлен в новое положение и уменьшит число
оборотов. В результате этого устраняется ошибка регулирова-
ния, так как все точки рычага 2 в конце процесса регулирова-
ния занимают первоначальное положение.
Регулятор непрямого действия с упругой обратной связью
работает устойчиво и не дает ошибки регулирования, что весьма
важно в некоторых случаях.
Рассмотренные принципиальные схемы автоматических регу-
ляторов дают представление об основных типах регуляторов,
каждому из которых свойственна своя характеристика работы.
.Под характеристикой регулятора понимают зависимость между
изменением регулируемого параметра и возникающим в резуль-
тате этого перемещением регулируемого органа.
Регуляторы различают прерывного и непрерывного действия.
Регуляторы прерывного действия могут быть двухпозицион-
ными и многопозиционными. Это значит, что перестановка регу-
лирующего органа, при изменении регулируемого параметра
производится в два, три или больше фиксированных положения.
Все рассмотренные регуляторы являются регуляторами не-
прерывного действия, поскольку при изменении регулируемого
332
параметра регулирующий орган непрерывно перестанавливается
в новое положение.
Регуляторы непрерывного действия по характеристикам под-
разделяют на следующие основные типы: пропорциональные,
астатические и изодромные.
Пропорциональными регуляторами называются такие регуля-
торы, у которых изменение положения регулирующего органа
пропорционально изменению регулируемого параметра. Такие
регуляторы часто называют регуляторами с позиционной связью.
Из рассмотренных регуляторов к этому типу относятся регулятор
прямого действия (фиг. 165) и регулятор непрямого действия
с жесткой обратной связью (фиг. 168). Для них, как уже ука-
Фиг. 170. График работы пропорционального регулятора
зывалось, характерна ошибка регулирования, заключающаяся в
том, что в конце процесса регулирования регулируемый пара-
метр не возвращается к номинальному значению. На фиг. 170 при-
веден график работы такого регулятора. Регулируемым парамет-
ром является температура, номинальное значение которой
должно сохраняться регулятором с течением времени. При откло-
нении температуры от номинала регулятор восстанавливает ее,
но с некоторой ошибкой ДЛ
Астатическими называются такие регуляторы, у которых при
отклонении регулируемого параметра от заданного значения
регулирующий орган перемещается до тех пор, пока регулируе-
мый параметр не будет восстановлен до заданного значения.
Такие регуляторы называют также регуляторами со скоростной
связью.
Если для пропорциональных регуляторов характерна пози-
ционная связь регулирующего органа с регулируемым парамет-
ром, то в основу принципа работы астатического регулятора
положена зависимость скорости перестановки регулирующего
333
органа от изменения регулируемого параметра. К этой группе
регуляторов относится регулятор непрямого действия без об-
ратной связи (фиг. 166).
Изодромными регуляторами называются такие, у которых
скорость перемещения регулирующего органа пропорциональна
величине и скорости отклонения регулируемого параметра. Для
изодромных регуляторов характерно сочетание особенностей
пропорциональных и астатических регуляторов. Регулирующий
орган изодромного регулятора перемещается пропорционально
величине отклонения регулируемого параметра, как у пропорцио-
Фиг. 171. График работы изодромного регулятора
нального регулятора, а получающаяся при этом ошибка регули-
рования устраняется благодаря наличию упругой обратной связи,
что характерно для астатического регулятора. График, характе-
ризующий работу изодромного регулятора, показан на фиг. 171.
При отклонении регулируемого параметра (температуры)
регулятор восстанавливает его без ошибки до номинального зна-
чения.
Из числа рассмотренных принципиальных схем регуляторов
изодромным является регулятор непрямого действия с упругой
обратной связью (фиг. 169).
Выбор типа регулятора для управления каким-либо процессом
должен производиться с учетом особенностей регулируемого
объекта и требований, предъявляемых к протеканию процесса.
Регулирование процесса является идеальным тогда, когда ха-
рактерный параметр, при изменении условий протекания про-
цесса и в результате регулирования, не отклоняется от номи-
нального (заданного) значения.
Практически, однако, это неосуществимо. Дело в том, что
любой регулируемый объект обладает так называемой емкостью.
Для того, чтобы восстановить, скажем, температуру охлаждаю-
щей жидкости в системе охлаждения двигателя, необходимо
уменьшить обдув радиатора. При этом подвод тепла к жид-
кости от деталей двигателя будет больше, чем отвод тепла
331
в воздух на радиаторе. Температура жидкости будет повы-
шаться. Однако повышение температуры не произойдет мгно-
венно, и время восстановления заданной температуры жидкости
зависит от теплоемкости жидкости и всех элементов системы
охлаждения, а также от степени повышения температуры.
Следовательно, в рассмотренном случае емкостью регули-
руемого объекта является произведение теплоемкости его на
температуру, выраженное в калориях.
Объект регулирования, обладающий емкостью, всегда имеет
отклонения регулируемого параметра от номинала. Кроме того,
регуляторы также дают некоторое запаздывание в востановле-
нии номинального значения параметра. Это объясняется нали-
чием сил трения в механизмах регулятора, наличием люфтов
в сочленениях и, наконец, необходимостью сообщить регулятору
(его чувствительному элементу) некоторый запас энергии, до-
статочный для приведения в действие остальных элементов регу-
лятора.
Таким образом, и регуляторы действуют не мгновенно. За-
дача заключается в том, чтобы подобрать к регулируемому
объекту такой регулятор, который в течение заданного времени
восстанавливал бы регулируемый параметр при любом возмож-
ном изменении условий протекания процесса. При этом, во
многих случаях оказывается нецелесообразным применение ре-
гуляторов, дающих наименьшее время восстановления регули-
руемого параметра, так как практически достаточно применить
более простой и дешевый регулятор, гарантирующий заданные
условия регулирования.
Для выбора типа регулятора и анализа работы системы со-
ставляются уравнения, описывающие динамику протекания регу-
лируемого процесса и работу регулятора. Совместное решение
этих уравнений дает возможность правильно выбрать регуля-
тор и обеспечить устойчивый процесс регулирования параметра.
Составление и решение таких уравнений не входит в задачи
настоящего курса, так как относится к общей теории регули-
рования.
Рассмотрим наиболее характерные регуляторы и автоматы,
применяющиеся для управления силовыми установками самоле-
тов.
8.	Автоматические регуляторы теплового режима
работы силовой установки
Регулирование теплового режима работы силовой установки
достигается:
а)	при установке поршневого двигателя жидкостного охлаж-
дения— путем изменения обдува воздухом радиаторов системы
охлаждения и маслосистемы;
335
б)	при установке поршневого двигателя воздушного охлаж-
дения — путем изменения количества воздуха, проходящего через
капот и через маслорадиатор;
в)	при установке воздушно-реактивною двигателя—путем
изменения подачи топлива.
Рассмотрим случай регулирования теплового режима силовой
установки с поршневым двигателем жидкостного охлаждения.
Задача автоматического регулирования теплового режима
заключается:
— в поддержании температуры двигателя в допустимых преде-
лах. При этом, в соответствии с режимом работы двигателя,
темперап ра его должна поддерживаться около наивыгоднейшего
значения. На режимах, при которых необходимо от силовой
установки получить максимальную мощность, температура дви-
гателя должна быть наиболее высокая, максимально допусти-
мая. На крейсерских режимах, с целью увеличения срока службы
двигателя, нужно поддерживать более низкую температуру;
—в обеспечении потребного охлаждения при минимальных
аэродинамических потерях на продвижение радиаторных устано-
вок.
Процесс регулирования температуры должен быть доста-
точно устойчивым, без резких колебаний температуры. Регули-
рование теплового режима силовой установки может быть оха-
рактеризовано следующими данными: диапазон изменения темпе-
ратуры двигателя при полной перекладке заслонки туннеля
радиатора из одного крайнего положения в другое (закрыто —
открыто) находится в пределах 35 — 55‘ Ц, а изменение макси-
мальной скорости полета, вследствие изменения потерь на
охлаждение, достигает 50 км/час.
В качестве примера рассмотрим регулятор температуры си-
стемы жидкостного охлаждения АРТ-41. Схема регулятора
АРТ-41 показана на фиг. 172.
Чувствительный элемент регулятора представляет собою
биметаллическую спираль /, заключенную в корпус датчика 2.
При изменении температуры о.хлаждающей жидкости, омываю-
щей корпус датчика, биметаллическая спираль (вследствие раз-
ных коэфициентов линейного расширения двух металлов, из
которых она изготовлена) будет закручиваться или раскручи-
ваться. Поворот конца спирали передается через стержень 3 на
щетку 4, которая при этом передвигается по ламелям 5.	'
К щетке по проводнику 6 подведен ток от электросистемы
самолета через клеммы 7. Когда щетка коснется одной из леме
лей, ток по замкнутой цепи поступит через одно из реле &
и пройдет на обмотку сервомотора 9. Электрический сервомо-
тор 10 через шестерню 11 и сектор 12 поворачивает ось 13,
которая кинематически связана с заслонкой 14 туннеля водора-
диатора. Заслонка туннеля вбдорадиатора является регулирую-
щим органом.
33(3
Из рассмотрения связи между чувствительным элементом
и регулирующим органом видно, что АРТ-41 является регуля-
тором непрямого действия. В качестве постороннего источ-
ника энергии для усиления импульса чувствительного элемента
используется электрический ток.
Электрический сервомотор 10 имеет две обмотки 9 для изме-
нения направления вращения шестерни 11. При проходе тока
£ О,
Фиг. 172. Схема регулятора АРТ-41
через одну из обмоток сервомотор закрывает заслонку туннеля
радиатора, а при проходе через другую обмотку открывает за-
слонку. Включение первой или второй обмоток сервомотора
производится щеткой 4 при переходе ее на одну из двух ламелей 5.
Регулятор снабжен обратней связью. С этой целью сервомо-
тор 10 через гибкий валик 15 и две червячные пары 16 и 17
связан с шестерней 18, которая поворачивает секторок 19 с ла-
мелями относительно стержня 3.
Таким образом, щетка 4 при повороте конца спирали чувстви-
тельного элемента 1 перемещается относительно ламелей 5, а
последние под действием обратной связи могут перемещаться
относительно щетки 4.
Обратная связь регулятора АРТ-41 является жесткой обрат-
ной связью.
Кроме автоматического управления заслонкой, регулятор до-
пускает также ручное управление. Для этого включены дв i
переключателя — перекидной переключатель 20 и нажимной пер -
ключатель 21. Когда перекидной переключатель 20 замкнут на
контакта — регулятор работает автоматически. При замыкании
на контакт б—ручное управление. В последнем случае для
99 с	337
Волков
открытия заслонки необходимо нажать на переключатель 21
и замкнуть его на контакт О, а для закрытия заслонки замкнуть
на контакт 3.
АРТ-41 допускает регулировку температур в диапазоне от
70 до ПО Ц, но для этого требует перенастройки. При данной
настройке АРТ-41 поддерживает температуру в диапазоне 20 Ц.
Если настроить его на минимальную температуру -f-70oH, то
максимальная температура, до которой он гарантирует автома-
тическое регулирование, равнт + 90 Ц. При этом температуре
охлаждающей жиакости + 70°Ц будет соответствовать полное
открытие заслонки туннеля, а температуре 4- 90гЦ—полное за-
крытие заслонки. Погрешность датчика регулятора не превы-
шает 3е Ц.
Регулятору АРТ-41 свойственна некоторая нечувствительность,
заключающаяся в том, что при изменении температуры регуля-
тор вступает в действие с некоторым запаздыванием. Объяс-
няется это наличием промежутка между ламелями 5. Если щетка
4 находится в нейтральном положении между лзмелями, то пе-
рестановки заслонки не происходит. При отклонении темпера-
туры биметаллическая спираль чувствительного органа будет пе-
ремещать щетку 4, но поворота заслонки не будет до тех пор,
пока щетка не коснется ламели. Это запаздывание регулятора
АРТ-д1 составляет порядка 4—-4,5°Ц и называется зоной нечув-
ствительности регулятора.
По принципиальной схеме работы регулятор АРТ-41 является
регулятором непрямого действия с жесткой обратной связью,
то есть пропорциональным регулятором. Свойство пропорцио-
нальных регуляторов, заключающееся в том, что они не возвра-
щают регулируемый параметр к номинальному значению, а дают
ошибку регулирования, приводит к чрезмерному открытию за-
слонки туннеля. Последнее вызывает дополнительные потери на
охлаждение, снижающие максимальную скорость полета па
15—25 км! час.
Кроме рассмотренного регулятора применяются и другие. Из-
вестен в отечественной практике регулятор АРТЦ-43 для регу-
лирования охлаждения двигателя воздушного охлаждения. При-
меняются также регуляторы фирм „Истман", „Лир-Авиа“, „Ше-
фер-Буденберг" и др.
9.	Объединенное управление битном и газом двигателя (ВГ)
Одной из главных задач управления силовой установкой само-
лета явтяется обеспечение наивыгоднейших режимов работы дви-
гателя в по тете. Поэтому всякая система автоматического управ-
ления силовой установкой прежде всего должна обеспечивать
работу двигателя на наивыгоднейших режимах, то есть на таких
режимах, при которых почет с заданной скоростью на данной вы-
соте осуществчяется с наименьшим расходом топлива на км пути.
338
В том случае, когда управление силовой установкой автома-
тизировано не полностью, может быть применена частичная
автоматизация, путем объединения управления винтом и газом
двигателя. Автоматизированная система объединенного управле-
ния винтом и газом двигателя нашла себе распространение в по-
следние годы потому, что она может быть осуществлена на
эксплоатирующихся самолетах без особых переделок двигателя
и его оборудования.
Рассмотрим принципиальные основы и конструктивные схемы
устройства объединенного управления винтом и газом.
Если скорость полета самолета постоянна, то километровый
расход топлива пропорционален часовому расходу, который можно
выразить формулой:
где Q—часовой расход топлива в кг'час;
NromP—потребная мощность двигателя в л. с. для полета с за-
данной скоростью;
Се—удельный расход топлива в кг/л.с. час;
Tj—кпд винта.
При этом километровый расход топлива q кг1км при тех же
'обозначениях можно записать так:
„ Q Се
где V—скорость полета в км[час.
Мощность, погребная для полета со скоростью V, зависит
от полетного веса самолета и его аэродинамических свойств.
Следовательно, свойства самолета, влияющие на километровый
расход топлива учтены через N отр. В конечном счете для дан-
ных условий полета (Nnomp и V) километровый расход зависит
ЛИШЬ ОТ Се И 7].
а — А —
где А—постоянная величина.
Удельный расход горючего Се зависит только от числа обо-
ротов, если регулировка карбюратора или насоса непосред-
ственного впрыска остается неизменной.
где С{—индикаторный удельный расход топлива;
механический кпд двигателя.
22*
339
Следовательно:
Се =f(n).
Кпд винта также зависит от оборотов, если высота, скорость
полета и мощность остаются неизменными, причем каждому
значению развиваемой двигателем^ мощности соответствует свое-
наивыгоднейшее число оборотов.
Для достижения наиныгоднейших режимов работы достаточно-
кинематически связать управление дросселем двигателя, который
своим положением определяет
мощность, с управлением вин-
том, определяющим число обо-
ротов. Чтобы установить за-
кон этой связи, рассмотрим
характеристику двигателя ВК-
105 ПФ, приведенную на фиг.
173.
На этой характеристике на-
несены опытные кривые за-
висимости часового расхода
топлива двигателем от числа,
оборотов для различных мощ-
ностей. Если через точки ми-
нимальных часовых расходов;
топлива провести линию, то-
получим кривую ваивыюдней-
ших часовых расходов. Пере-
строим эту Kpi вую в координа-
тах Ne и п и получим закон*
связи между Ne и п, который
соответствует наивыгодней-
шим режимам работы силовой
установки.
Фиг. 173. Зависимость расхода топ-
лива двигателем БК К511Ф от числа
оборотов
На фиг. 174 показана пере-
строенная характеристика наивыгоднейших режимов работы*
ВК-105ПФ (кривая в). Там же нанесены внешняя (кривая а) и,
винтовая (кривая б'- характеристики двигателя.
Поскольку мощность двигателя зависит от давления на входе
в цилиндры Ра, можно перестроить ранее рассмотренные харак-
теристики в координатах Ра и п. Это показано в нижней части
графика фит. 174. Полученная таким путем кривая зависимости
числа оборотов от мощности или Ра для наивыгоднейших режи-
мов работы силовой установки должна быть скорректирована,
для удовлетворения некоторых эксплоатационных требований
к управлению силовой установкой. Эти коррективы в характе-
ристику наивыгоднейшей связи числа оборотов и мощности вно-
сятся для учета индивидуальных особенностей того или иного*
типа силовой установки.
340
Некоторые силовые установки имеют радиаторы заниженных
размеров, вследствие чего наблюдается перегрев двигателя на
режимах набора высоты. В этом случае, с целью понижения
температурного режима работы двигателя на наибольших мощ-
Фиг. 174. Характеристика наи
выгоднейших режимов рабо-
ты двигателя ВК-105ПФ
ностях, целесообразно снимать мощ-
ность по внешней характеристике
или по характеристике, близкой
к ней. Поэтому кривая наивыгод-
нейших режимов в области высоких
мощностей должна быть исправлена
в сторону приближения ее к внеш-
ней характеристике.
На фиг. 175 показано такое
Фиг. 175. Характеристика наивы-
годнейших режимов работы
^двигателя
исправление кривой наивыгоднейших режимов на участке в, б, а.
В других случаях, для удобства проверки зажигания двигателя,
имеется участок кривой наивыгоднейших режимов, совпадающий
с винтовой характеристикой для предельно облегченного винта.
Такое исправление характеристики наивыгоднейших режимов на
фиг. 175 показано на участке в, г, д, а.
Кроме того, для крейсерских полетов часто нежелательно
иметь обороты двигателя ниже определенного значения. В этом
случае приходится исправлять наивыгоднейшую характеристику
на участке ек. Наконец, для облегчения ухода при посадке па
„второй круг" желательно на малых оборотах двигателя иметь
максимально облегченный винт. Следовательно, в зоне малых обо-
ротов кривая связи п и Ne должна итти по линии кл.
341
Такие исправления характеристики наивыгоднейших режимов
необходимы лишь в том случае, когда управление винтом и га-
зом постоянно сблокировано и независимое управление ими исклю-
чается. В практике, однако, применяются системы объединен-
Фиг. 176. Схема системы винт—газ типа ЦП AM
него управления винтом и газом, допускающие независимое управ-
ление винтом. Последнее необходимо для проверки работы ре-
гулятора винта, для удаления масла из винта во время зимней
эксплоатации и проверки работы магнето путем поочередного
выключения.
Распространенная в Советском Союзе система винт—газ, по ти-
пу предложенному ЦИАМ, предусматривает независимое управ-
ление винтом. Схема такой системы показана на фиг 176.
Одновременное управление винтом и газом производится сек-
тором 1, тяга от которого идет к дросселю двигателя 2 и осо-
бому диференциалу 3. Последний состоит из большой шестерни
внутреннего зацепления 3 и малых шестерен 4, передающих вра-
щение шестерне 5, связанной с кулачком 6. Кулачок профилиро-
ван в соответствии с потребной характеристикой наивыгодней-
342
шей связи между числом оборотов и мощностью, развиваемой
двигателем. При вращении кулачка 6 приводится валик 7 регу-
лятора числа оборотов 8, и затяжка пружины регулятора изме-
няется.
Такова кинематическая связь при одновременном управлении
винтом и газом. В этом случае червячная пара 9 остается непо-
движной. При необходимости независимого управления винтом
пользуются штурвалом 10. При этом через червяк и шестерню 9
Фиг. 177. Схема системы винт—газ самолета
„Спитфайр“ LF-IX
приводятся шестерни диференциала 4, которые, обкатываясь по
большой шестерне, приводят через шестерню 5 кулачок 6.
Затяжка пружины регулятора изменяется, а сектор газа и,
следовательно, положение дросселя 2—остаются неизменными.
На фиг. 177 показана схема системы объединенного управле-
ния винтом и газом, осуществленная на самолете „Спитфайр**
LF-1X и также допускающая независимое управление винтом.
Объединенное управление достигается при помощи сектора 1
и профилированного кулачка 2. Вся система винт-газ, по суще-
ству, смонтирована в регуляторе постоянства оборотов. Пружина
3 и центробежные грузы 4 принадлежат регулятору винта. Не-
343
зависимое управление винтом можно получить, пользуясь сек-
тором 5, который через особое сцепление соединен с валиком
регулятора 6. Сектор газа 1 и дроссель 7 при этом остаются не-
подвижными.
На самолете „Эркобра" система объединенного управления
ВГ не имеет независимого управления винтом. Возможность про-
фи г. 178. Схема системы винт—газ
самолета „Эркобра"
верки системы зажигания дви-
гателя достигается при этом
путем особого профилирова-
ния кулисы 4 (фиг. 178), в ре-
зультате чего кривая связи
оборотов и мощности двига-
теля на некотором участке
совпадает с винтовой характе-
ристикой для предельно облег-
ченного винта.
Приводится вся система
сектором объединенного упра-
вления 1, причем тяга 2 идет
к автомату наддува, который
управляет дросселем двига-
теля. На випт передача осу-
ществлена через кулису 4, ры-
чаг 5 и тягу 3.
Рассмотренные схемы объе-
диненного управления винтом
и газом относятся к устройст-
вам, не требующим переделок
агрегатов двигателя или при-
менения особых автоматов. Су-
ществуют, однако, системы,
включающие автоматы или входящие в общую автоматизирован-
ную систему управления силовой установкой.
Наиболее простое, но недостаточно эффективное, объедине-
ние управления винтом и газом может быть достигнуто путем
расположения рядом секторов независимого управления винтом
и газом. Одновременное действие на рядом расположенные сек-
торы дает возможность объединить управление.
Опыт эксплоатации объединенного управления показал, что,
в результате работы силовой установки на наивыгоднейших ре-
жимах экономия топлива повышается на 10—20°/о, увеличивает-
ся срок службы двигателя и облегчается управление.
10.	Автомат переключения скоростей нагнетателя
Управление двухскоростным нагнетателем заключается в пе-
юводе нагнетателя, на некоторой высоте полета, с одной ско-
>ости на другую. С целью упрощения управления силовой уста-
новкой, повышение летно-тактических данных самолета и повы-
шения надежности работы двигателя, применяют автоматы пере-
ключения скоростей нагнетателя.
При ручном управлении нагнетателем не обеспечивается свое-
временность переключения скоростей его привода; это переклю-
Фиг. 179. Схема автомата переключения скоростей привода нагнетателп
чение может состояться не на оптимальной высоте полета. В
результате этого наблюдается потеря мощности двигателя, до-
стигающая, в зависимости от высоты переключения, 80—100 л.с.
Максимальная скорость самолета при этом уменьшается. Так
для самолета Ла-5 при ошибке переключения скоростей по вы-
соте в 650 м скорость уменьшается, примерно, на 20 км1час.
Во время воздушного боя при ручном управлении переключе-
ние скоростей вообще может не производиться, что в зоне вы-
сот вблизи оптимальной высоты переключения ведет к потерям
максимальной скорости до 25—30 км:час.
Оптимальная высота переключения нагнетателя определяется
высотной характеристикой двигателя, фактически имеющей ме-
сто в данном полете, и зависит от мощности, йа которой рабо-
тает двигатель, от скорости полета, числа оборотов двигателя
и температуры воздуха на всасывании. С увеличением дроссели-
рования двигателя оптимальная высота переключения нагнета-
теля возрастает. То же будет при увеличении скорости полета
и при уменьшении температуры на всасывании.
345
Таким образом, автомат переключения скоростей должен ра-
ботать с учетом этих факторов. Кроме того, такой автомат дол-
жен допускать ручное переключение скоростей. Однако для упро-
щения автомата часто учитывают только высоту и скорость по-
лета, а в некоторых случаях (_Спитфайр“ LF-IX) даже и скоро-
сти полета не учитывают.
В качестве примера рассмотрим автомат переключения ско-
ростей, схема которого показана на фиг. 179 (стр. 345).
Чувствительным органом является анероид 2, заключенный в
корпус 1, сообщенный с атмосферой. Так как корпус сообщает-
ся с атмосферой через трубку 3, выведенную против потока воз-
духа, то внутри его давление меняется в зависимости от высоты
и скорости полета. Деформация анероида 2 передается на рыча-
жок 3, прижатый пружиной 5 к одному из контактов 4. В элек-
трическую цепь автомата включен сервомотор 6 сериесного типа,
который переключает привод нагнетателя на первую или вторую
скорости.
Для выключения сервомотора служат концевые выключатели 7.
Источником энергии является аккумулятор 8.
Автомат допускает ручное переключение скоростей. С этой
целью имеется переключатель 9 с автоматического на ручное
управление и переключатель 10 для ручного управления. Пре-
дусмотрена регулировка, допускающая изменение высоты пере-
ключения нагнетателя в диапазоне от 3000 до 7000 м. Для этого
служит регулятор 6, меняющий положение анероида.
По назначению автомат переключения скоростей нагнетателя
относится к группе агрегатов автоматического управления, но
не к группе автоматических регуляторов.
ТИТЕРАТУРА
I.	В. С. Панкратов и А Фролов. Быстросъемные моторные установки
на самолетах. Технические отчеты .ЛИИ МАП Ns 1, 1943 БНГ МАП.
2.	Л. Б. Элыитейн. Моторные трансмиссионные установки. Т.В.Ф. № 3
1941. 59 стр.
3.	Н. Б. Манакин. Гидравлические или электрические винты. Т.В.Ф. № 7—
8, 1943.
4.	Д. В. Халезов. Тенденции развития современного винтостроения. Т.В.Ф
№ 10, 1944.
5.	Н. В. Манакин. Электрические воздушные винты. Т.В.Ф. № 7, 1944
6.	Н. И. Тихонов. Пути увеличения высотности бензосистем. Т.В.Ф. Ж
3, 1942.
7.	В В. Косточкин. Системы заполнения бензобаков выхлопными газами
Т В.Ф. № 10—11, 1943.
8.	В. М. Герасимов. Масляная система самолета. Труды ЦАГИ № 480
1940.
9.	С. П. Щербаков. Экспериментальное исследование теплоотдачи авиа
цпонных масляных радиаторов. Труды ЦАГИ № 475, 1940.
- 10. Л. С. Животовский. Работа масляной помпы авиамотора на* высоте.
Т.В.Ф. № 1, 1944.
11.	Р. Н. Швейцер. Влияние присутствия воздуха в масле на производи-
тельность шестеренчатой помпы и высотность масляной системы. Обзорный
бюллетень авиамоторостроения ЦИАМ Ns 8—9, 1945.
12.	Н. Е. Моерман. Высотные проблемы авиационных маслосистем. Сбор-
ник переводов „Высотная авиация1' БИТ МАП, 1946.
13.	В. В. Косточкин. Гидравлика систем водяного охлаждения авиацион-
ных моторов. Труды ЦАГИ № 434, 1939.
14.	В. В. Косточкин. Материалы к расчету и проектированию систем во-
дяного охлаждения авиационных моторов. Труды ЦАГИ № 514, 1940.
15.	С. Л. Зак. Охлаждение авиационного мотора этиленгликолем. Тр\ды
ЦА1 И № 360, 1938.
16.	Н. Б. Марьямов. Сопротивление и теплоотдача авиационных радиато-
ров. Труды ЦАГИ № 280, 1936.
17.	Н. Б. Марьямов. Экспериментальное исследование и расчет авиацион-
ных радиаторов. Труды ЦАГИ Ns 367, 1938.
18.	Н. Б. Марьямов. Расчет трубчато-пластинчатых и трубчато-ребристых
радиаторов. Труды ЛИИ № 18, 1946.
19.	В. Г. Николаенко. Аэродинамический расчет систем охлаждения с уче-
том нагрева воздуха. Труды ЦАГИ № 424, 1939.
20.	С. Г. Лыткин. Аэродинамика туннельного радиатора. Труды НАГИ
№ 368, 1948.
21.	Ю. Г. Лимонад. Профилирование входных участков туннелей и капо-
тов. Т.В.Ф. № 2, 1942,
22.	Ю. Г. Лимонад. Некоторые особенности компоновки радиаторов в кры-
ле самолета. Т.В.Ф. № 1, 1945
23.	К. <4. Ушаков. Современные вопросы охлаждения звездообразных мо-
торов. Т.В.Ф. № 7— 8. 1943.
24.	В. С. Фролов. Принудительное охлаждение авиационных моторов.
25.	С. Л. Зак. Проектирование капотов к моторам воздушного охлаждения-
Т.В.Ф. № 2, 1942.
347
26.	П. П. Королев Всасывающие патрубки авиационных моторов. Труды
ЦАГИ № 376. 1939.
27.	И. Е. Идельчик. Аэродинамика всасывающих патрубков авиамоторов.
Т.В.Ф. № 5-6, 1944.
28.	В. И. Поликовский. О влиянии степени использования скоростного
наддува на работу авиационных двигателей Т.В Ф. № 6, 1946.
29.	Ч. А. Моблей. Основы конструирования воздушных каналов самолега.
Технический перевод № 128. БНТ МАП, 1945.
30.	П. П. Королев. К вопросу о подогреве входящего в мотор воздуха.
Труды ЦАГИ № 420. 1939.
31.	В. И Поликовский и П. В. Черепков. Экспериментальное исследование
и расчет реактивных патрубков коллекторного типа. Труды ЦАГИ № 545,194<з.
32.	Н Я Литвинов. Использование реакции выхлопа при непрерывном
потоке газа. Труды ЦИАМ № 48, 1943.
33.	Н. Я. Литвинов. Использование реакции выхлопа при пульсирующем
потоке газа. Труды ЦИАМ № 53, 1943.
34.	Б. К. Шапиро. Основы расчета глушителей шума выхлопа. Труды
ЦИАМ № 47, 1943.
35.	Н. Я- Литвинов и В. М. Микиртичан. Опыт применения индивидуаль-
ных реактивных выхлопных патрубков. Т.В.Ф. № 12, 1943.
36.	В. И. Дмитриевский. О применении турбокомпрессоров для боевой
авиации. Т.В.Ф. № 10, 1942.
37.	А. Е. Мусиенко. О некоторых вопросах электроинерционного стартера.
Т.В.Ф, > 1, 1940.
38.	В. А. Кузнецов и В. С. Панкратов. О причинах возникновения пожа-
ров в моторных отсеках самолетов. Т.В.Ф. № 11 —12, 1942.
39.	П. Фортунатов. Противопожарные самолетные аппараты. В.В.Ф. № 4,
1938.	,
40.	К. И. Шлямин. К вопросу проектирования броневой защиты на само-
тетах. Т.В.Ф. № 11, 1946.
41.	В. Л. Лоссиевский. Автоматические регуляторы. Оборонгиз, 1944.
42.	Н.Г. Дубровский. Автоматизированные системы управления двигателей.
Т.В.Ф. № 2, 1945.
43-	В. Н. Готесман. Автоматическое регулирование температуры авиа-
мотора на самолете. Научно-технический сборник ГЕНИИ ВВС № 1, 1945.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие. ...	............................ 3
7 Глава 1. Силовые установки самолетов
1.	Винто-моторные силовые установки.............................. 7
2.	Реактивные силовые установки................................. 10
3.	Зависимость тяги и экономичности установки от ее оборудования 13
4.	Вопросы высотности и живучести силовых установок............  14
5.	Легкосъемные, взаимозаменяемые и стандартные силовые установки 14
Глава II. Воздушные винты
1.	Назначение механизмов винтов	..............  • -	'7
2.	Конструкция винтов .......................................  20
3.	Силы, действующие на лопасти винтов........................ 26
4.	Скорость поворота лопастей................................  29
5.	Механизмы винтов.........................................   29
у Глава 111. Топливные системы
1.	Назначение топливных систем и требования, предъявляемые к ним 41
2.	Основные проблемы питания двигателей топливом .	.......... 43
3.	Общее устройство и элементы топливных систем.................. 46
4.	Основные насосы топливных систем и их характеристики.......... 56
5.	Расчет топливных систем....................................... 63
6.	Методы увеличения высотности топливных систем................. 70
7.	Топливные насосы подкачки . .	........................... 71
8.	Методы повышения надежности питания	.................... 73
9.	Причины неравномерной выработки топлива из баков.............. 76
10.	Системы нёйтрального газа..................................... 77
11.	Монтаж топливной системы на самолете.......................... 81
12.	Топливные системы реактивных самолетов........................ 83
/I Глава IV. Масляные системы
1.	Общие вопросы маслопитания	...	  96
2.	Проблемы маслопитания ....................................... 98
3.	Устройство масляных систем.................................. 100
4.	Элементы масляных систем.................................... 102
5.	Регулирование охлаждения масла	  114
349
6.	Монтажные схемы масляных систем.............. ...	.	117
7.	Проектирование и расчет масляных систем...... .	. .	120
8.	Методы увеличения высотности ма'сляных систем..................... 126
9.	Масляные системы реактивных силовых установок ...	.	128
IV Глава V. Системы жидкостного охлаждения
1..Виды жидкостного охлаждения.............•........... . .	133
2; Устройство системы водяного охлаждения закрытого типа............. 136
3.	Агрегаты системы водяного охлаждения..................  .	139
4	Анализ работы системы водяного охлаждения..............  .	152
5.	Способы повышения надежности работы системы водяного охлаж-
дения ............................................... •	158
6.	Монтаж системы охлаждения на самолете . .	............. 162
7.	Расчет системы водяного охлаждения .	.	. .	164
И Глава VI. Охлаждающие устройства силовых установок и их расчет
1.	Радиаторы.............. .	. ................................. 171
2.	Радиаторные установки............................................ 181
3.	Капоты моторов воздушного охлаждения........	............ 192
4.	Элементы теории охлаждающих установок............................ 205
5.	Расчет радиторной установки............................ .	.	213
6.	Расчет капотов................................................... 225
7.	Принудительное охлаждение.............................. .	.	229
8.	Герметизация охлаждающих установок................... ...	233
Глава VII. Всасывающие системы
1.	Типы всасывающих патрубков и их характеристики................... 237
2.	Каналы подвода воздуха туннельных реактивных силовых установок 244
3.	Фильтры всасывающих систем....................................... 248
4.	Подогрев воздуха на всасывании................................... 251
5.	Охлаждение воздуха на всасывании ...	.................. 253
6.	Устройство всасывающих систем.......................... .	.	255
ф	Глава VIII. Выхлопные системы
1.	Отвод выхлопных газов и требования, предъявляемые к нему . . .	258
2.	Способы использования энергии выхлопных газов ...	...... 260
3.	Выхлопные устройства минимального противодавления................ 263
4.	Реактивные выхлопные системы..................................... 264
5.	Выхлопные системы реактивных силовых установок................... 271
6.	Устройство и расположение выхлопных систем....................... 274
7.	Пламягашение и заглушение шума выхлопа........................... 277
V>ii Глава IX. Турбокомпрессорные установки
1.	Требования, предъявляемые к турбокомпрессорным установкам . . .	282
2.	Трубопроводы выхлопных газов..................................... 285
3.	Воздухопроводы .......................................  .	285
4.	Масляные системы установок турбокомпрессоров........  286
5.	Монтажные схемы установок турбокомпрессоров ....	-	....	287
Глава X. Системы впрыска воды
1. Назначение систем впрыска воды и требования, предъявляемые к ним	292
2. Устройство систем для впрыска воды.................. ...	294
350
Глава XI. Бортовые средства запуска моторов
1.	Процесс запуска и требования, предъявляемые к самопускам .	•	297
2.	Системы воздушных самопусков	300
3.	Инерционные стартеры .	. .	...................... 303
4.	Пиротехнические стартеры............... '	'	.	.	306
х I лава XII. Противопожарное оборудование силовых установок
1.	Причины возникновения пожара на самолете . .	...... 309
2.	Профилактические противопожарные мероприятия	. .	311
3.	Средства обнаружения и тушения огня .	312
I лава XIII. Управление и автоматика силовых установок
1.	Задачи управления.................... _	...	317
2.	Основные элементы и способы управления................	. .	318
3.	Требования, предъявляемые к управлению ..................... 319
4.	Ручное управление................................. ...	319
5.	Автоматическое управление ........	....	322
6.	Классификация автоматических устройств силовых установок .	.	323
7.	Принципиальные основы устройства и работы автоматических регу-
ляторов .................................................... 325
8.	Автоматические регуляторы теплового режима работы силовой уста-
новки ....................................................   335
9.	Объединенное управление винтом и газом двигателя (ВГ) .	. .	338
10	Автомат переключения скоростей нагнетателя.......... .	344
Литература.... .	........................ •	347