/
Author: Любановский Е.В.
Tags: авиация авиационное оборудование авиатехника авиастроение моторы
Year: 1946
Text
Л 93
Е В. ЛЮБАНОВСЧИЙ
ЗАРУБЕЖНОЕ
АВИАМО ТОРОС ТРОЕНИЕ
PF.' t
НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ
ГРАЖДАНСКОГО ВОЗДУШНОГО ФЛОТА
4
Кандидат техн, наук
Е. В. ЛЮБАНОВСКИЙ
0557
ЗАРУБЕЖНОЕ
АВИАМОТОРОСТРОЕНИЕ
Под редакцией
генерал-лейтенанта И. Ф. ПЕТРОВА
О П Е Ч А Т К И
Страница Напечатано Следует читать
56-я, 1-я и 2-я строки сверху улучшением охлаждения улучшается охлаждение
81-я, 6-я строка сверху реактивным ракетным
РЕДАКЦИОННО-ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ОТДЕЛ АЭРОФЛОТА
МОСКВА 1946
ПРЕДИСЛОВИЕ
В настоящей работе дается краткий и по возможности попу-
лярный обзор современного состояния и ближайших перспектив
развития зарубежного авиационного моторостроения.
Автор не ставил себе задачи широкого обобщения и подробно-
го анализа конструкций моторов и их агрегатов. Он имел в виду
оказать посильную помощь инженерно-техническому и летному
составу Гражданского воздушного флота в освоении новой мате-
риальной части и максимальном использовании всех, ее техниче-
ских возможностей. Ибо для подлинно творческой работы инже-
нерно-технического состава необходимо не только узкое знание
той материальной части, над которой ему приходится работать,
но и умение ориентироваться в перспективах дальнейшего разви-
тия этой техники.
Не ставя себе целью подробно разобрать конструкции отдель-
ных моторов и направление их развития, мы считали, однако, це-
лесообразным несколько больше задержать внимание читателя на
важнейших вопросах современного авиамоторостроения — на про-
блеме реактивного двигателя и основных узловых проблемах
стандартного поршневого двигателя. Несколько подробнее освеще-
ны новые оригинальные двигатели (28-цилиндровый Пратт-Уитней,
Континентэл и другие), а также вопрос о впрыске воды на всасы-
вании, представляющий большой принципиальный интерес и ма-
ло освещенный в нашей литературе. Большое внимание уделено
также вопросам надежности и экономичности авиадвигателей, как
имеющим особо важное .значение для гражданской, в частности,
транспортной авиации.
ВВЕДЕНИЕ
Авиация в настоящее время вступила в новый, невиданный по
масштабам, этап своего развития. Реактивные двигатели, уже за-
нявшие определенное место в военной авиации, открывают широ-
чайшие перспективы дальнейшего повышения скоростей полета
современного самолета.
Скорость, как известно, является основным качеством, отли-
чающим авиацию от других видов транспорта. Авиация вплотную
подошла к завоеванию скоростей полета, приближающихся к ско-
рости звука. Это потребовало создания силовых установок неимо-
верно больших мощностей. Такое увеличение мощностей на базе
авиационного поршневого двигателя обозначало' резкое увеличение
весов и габаритов двигателя. Большие же веса и габариты авиа-
двигателей в свою очередь требуют дополнительной мощности
на несение увеличенных весов и на преодоление дополнительного
аэродинамического сопротивления, получающегося от увеличен-
ных габаритов.
Выходом из этого порочного круга могло явиться только соз-
дание принципиально нового двигателя, отличающегося небольши-
ми габаритами и весом, развивающего .при этом большие мощнос-
ти в одном агрегате и, следовательно, способного преодолеть аэро-
динамический барьер на пути перехода к скорости звука. Именно
таким оказался реактивный двигатель. Этот двигатель способен
(правда, пока еще ценой больших расходов топлива) развивать
неограниченные мощности. Применение реактивных, а тем более
ракетных двигателей на больших высотах практически снимает
вопрос о пределах скоростей самолета, о чем так часто раздава
лись голоса в недавнем прошлом.
Однако можно ли считать, что век поршневого двигателя в
авиации кончился? Самый беглый анализ позволяет совершенно
четко ответить на вопрос отрицательно. Поршневой двигатель
еще далеко не исчерпал своих возможностей. Ему предстоит еще
длительный путь технического прогресса, и мы, вероятно, будем
свидетелями самых высоких темпов развития поршневого двига-
теля по основным его показателям.
Экономичность современного реактивного двигателя, даже са-
мой совершенной конструкции, намного уступает экономичности
S
поршневого двигателя. Надежность его работы также находится
на довольно низком уровне. Все это в известной мере ограничи-
вает его применение.
Таким образом на стороне поршневого двигателя остаются та-
кие преимущества, как экономичность и надежность. Нельзя так-
же пренебрегать и таким важным преимуществом поршневого
двигателя, как опыт эксплоатации его в течение десятилетий.
Очевидно, что между обоими типами двигателей предстоит
упорная борьба в условиях довольно длительного сосуществова-
ния. Поршневой двигатель, подстегнутый своим серьезным конку-
рентом, вероятно, будет развиваться еще быстрее прежнего и
в нем безусловно будут еще найдены резервы, которые укрепят
его позиции, особенно в гражданской авиации.
Благодаря своей высокой экономичности и все возрастающей
надежности авиационные поршневые двигатели еще долго будут
занимать господствующее положение в 1ражданской (транспорт-
ной) авиации, где, кстати сказать, фактор «морального старения:
играет значительно меньшую роль, чем в боевой авиации.
Следовательно, работникам гражданской авиации еще долго
придется иметь дело с поршневыми двигателями. Задачи промыш-
ленности в связи с этим заключаются в том, чтобы непрерывно
совершенствовать конструкцию и технологию этих двигателей, а
задача эксплоатационников — технически правильно использовать
их совершенную технику, выжать из нее все то, что она может
дать.
За гады войны накоплен громадный опыт в области авиамото-
ростроения. Это создает прочную базу дальнейшего успешного
развития авчамоторостроения для гражданской авиации, в первую
очередь, для транспортных самолетов.
Современный авиационный мотор, усиленно развивавшийся на
базе военно-тактических требований, является одним из самых
больших технических достижений нашего времени. В нем нашли
наиболее концентрированное выражение опыт и изобретатель-
ност.*’ выдающихся деятелей передовой науки и техники.
Непрерывное совершенствование авиационного двигателя про
кладывает новые пути развития техники также и в смежных ему
отраслях. Реактивный двигатель и газовая 'турбина открывают но-
вую исключительно плодотворную эпоху в развитии авиамоторо-
строения и конструирования авиадвигателей с невиданными тех-
ническими показателями. Успехи в области газовой турбины, раз-
вивающейся на базе требований авиации, несомненно, будут ис-
пользованы и в других отраслях техники
6
ГЛАВА I
ХАРАКТЕРИСТИКА НАПРАВЛЕНИЯ РАЗБИТИЯ
АБИАМОТОРОСТРОЕНИЯ ЗА ГОДЫ ВТОРОЙ
МИРОВОЙ ВОЙНЫ
С 'Самого начала второй мировой войны, когда господств'1
в воздухе стало одним из важных факторов победы, во всех boioj
ющих странах начали бурно развиваться все отрасли авиационной
техники и, в первую очередь, авиационное моторостроение. Усло-
вия ведения воздушного боя предъявляли исключительно высокие
требования к скорости самолета, и авиаконструкторы стремились
обеспечить возможно большую скорость боевых самолетов
любыми средствами, подчас даже в ущгрб другим показателям.
•Погоня за скоростью привела в конечном счете к осуществле-
нию новых типов двигателей — реактивного действия, давших рез-
кий скачок роста скорости самолетов. Потребность в бомбарди-
ровщиках дальнего действия и большой грузоподъемности, а так-
же в истребителях дальнего сопровождения заставила конструк-
торов моторов уделить также внимание вопросам высотности и
экономичности.
Без преувеличения можно сказать, что моторостроение в зна-
чительной степени определяет состояние самолетостроения. Ос-
новные летно-технические показатели самолета, как-то: ско-
рость, дальность, грузоподъемность, высотность и надежность по-
лета—в первую очередь связаны с двигателем-—с его мощностью
механическим состоянием и правильностью эксплоатации его.
Развитие авиамоторостроения за последние годы, как уже бы
ло сказано, определялось в основном требованиями увеличения
скорости боевых самолетов.
Действительно, динамика роста летно-технических данных са-
молетов показывает наибольшие успехи именно в области увели-
чения скорости полета и значительно меньшие достижения в обла-
сти увеличения дальности и высотности. Так, увеличение макси-
мальной оке роста боевых самолетов за последние пять лет состав-
ляет не меньше 50 процентов. Максимальная скорость современ
ного истребителя вплотную подошла к абсолютному мировому ре-
корду, серийные самолеты с двигателями реактивного действия
сами показывают рекорды скорости, например, рекорд скорости
Р 975 км/час был осуществлен с серийными реактивными двигате-
лями Роллс-Ройс «Дервент» на самолет? «Метеор. IV».
7
В то же время можно наблюдать значительно меньшее разви*
тие самолетов в отношении дальности и практического потолка,
величины которых у серийных самолетов значительно отстают от
рекордных достижений.
Основное требование — увеличение скорости самолета — приве-
ло еще к тому, что вопрс сы экономичности в годы войны были
отодвинуты на второй план. Этим отчасти объясняется то, что
работы над авиадизелями, которые довольно интенсивно велись
во всех больших странах до войны, были почти полностью приоста-
новлены. Дизели, как известно., никакого применения в войне не
нашли. Это произошло еще и потому, что они значительно усту-
пали по мощности, удельному весу и надежности бензиновым дви-
гателям. Кроме того, к началу войны крупносерийного производ-
ства авиадизелей не было, а потребность в моторах была огром-
ная, поэтому, естественно, что освоенные и надежные бензиновые
двигатели заняли господствующее положение в авиации.
Проблема увеличения скорости полета, оказавшаяся домини-
рующей в развитии самолетостроения за военные годы, для мото-
ростроителей означала повышение мощности мотора без увеличе-
ния его габаритов или, другими словами, увеличение литровой
мощности. В этом отношении можно отметить исключительно боль-
шие успехи: к началу войны, в 1939 г., мощность серийных мото-
ров была на уровне 800—1100 л. с. с литровой мощностью 30—
35 л.с./л , но уже в 1945 г. встречаются моторы с мощностью
в 2500—30*00 л. с. с литровой мощностью до -65—70 л. с./л. Таким
образом, за шесть лет мощность авиационных двигателей увели-
чилась в 2,5—3 раза.
Однако по таким показателям, как высотность, экономичность
и надежность,—моторостроение прогрессировало значительно мед-
леннее, либо вовсе не развивалось. Сроки службы моторов практи-
чески оставались на одном уровне, а для моторов, использующих
сильно форсированные боевые и чрезвычайные режимы, они даже
уменьшились.
Характерной особенностью форсирования авиадвигателей, уста-
навливаемых, главным образом, на истребителях, было тс, что
стремительный рост мощности у них шел по пути применения
кратковременных (продолжительностью до 10—15 минут) так на-
зываемых боевых, максимальных и чрезвычайных режимов при
сравнительно небольшом увеличении номинальной мощности. Так,
например, мотор фирмы Роллс-Ройс выпуска 1940 г. «Мерлин X»
имел номинальную мощность 1035 л. с., а в 1945 г. модификация
этого же мотора «Мерлин 100» имела номинальную мощность
1'30С л. с. — увеличение на 25%, в то же время максимальная
мощность у этих моторов увеличилась за тот же период — с
ИЗО л. с. до 2170 л. с. (чрезвычайный режим «Мерлина» 65 и
66),—увеличение на 92%.
Интересно отметить, что темп роста номинальных мощностей
моторов, составлявший до войны примерно 6—8% в год, сохранил-
ся во время войны на том же уровне, тогда как темп роста мак-
s
симальных (мощностей за это же время составлял примерно
15—25% в год.
Чрезвычайно велик разрыв также между форсированным —
боевым—и номинальным режимами.. Например, у мотора Аллисон
V-l710-117 номинальный режим соответствует 1000—1100 л. с., а
на чрезвычайном режиме при использовании топлива «сорт 130»
и впрыска воды на всасывании этот же мотор развивает около
2000 л. с. у земли и 1900 л. с. на высоте 5000 м. (Как видим,
этот разрыв доходит до 90 и более процентов.
Резкое увеличение максимальных мощностей моторов вызвано,
как уже указывалось выше, требованием обеспечить любыми сред-
ствами максимальную, хотя бы кратковременную, скорость само-
лета в боевых условиях.
Развитие авиационного моторостроения по пути увеличения
кратковременных форсированных режимов оказалось весьма эф-
фективным средством повышения скорости и скороподъемности
самолетов. Практическое осуществление кратковременных форси-
рованных режимов не требовало коренных конструктивных пере-
делок существующих серийных моторов, поэтому сроки доводки
новых модификаций моторов сильно сокращались, а это, естест-
венно, имело немаловажное значение в условиях военного вре-
мени.
СОСТОЯНИЕ АВИАМОТОРОСТРОЕНИЯ К НАЧАЛУ
, ВТОРОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЫ
t
К 1939 г. в транспортной и военной авиации наиболее широкое
распространение в эксплоатации получили два основных типа бен-
зиновых двигателей, а именно: звездообразный 9-цилиндровый
воздушного охлаждения и У-образный 12-цилиндровый жидкостно-
го охлаждения. Эти типы моторов были созданы еще к концу
первой мировой войны — в 1918 г. 12-цилиндровый Роллс-Ройс
«Игл», «Либерти» и 9-цилиндровый Сальмсон и Ле-Рон. Кроме
того, незадолго до второй мировой войны в незначительном коли-
честве применялись уже 2-рядные 14-цилиндровые двигатели воз-
душного охлаждения.
Мощность серийных моторов была на уровне 800—1100 л. с.
Введение ряда усовершенствований и улучшений в конструкцию
моторов, качестве применяемых материалов и топлив определили
развитие моторов и обеспечили им большой рост по всем основным
техническим показателям.
Так, например, до войны были отработаны и стали применять-
ся на мощных моторах как стандартные ряд агрегатов: редуктор
числа оборотов винта, позволивший значительно повысить число
оборотов моторов с сохранением козфициента полезного действия
винта на достаточно высоком уровне; нагнетатель, преимуществен-
но односкоростной, невыключающийся, с механическим приводом
от коленчатого вала, который использовался как для повышения
мощности моторов, так и для сохранения мощности на высоте.
9
Широкое внедрение винтов изменяемого в полете шага дало
возможность наиболее эффективно эксплоатировать моторы в воз-
Духе.
Кардинальное решение проблемы капотажа моторов воздуш-
ного охлаждения путем применения капотов Тауненда и НАКА.,
рациональное дефлектирование цилиндров, а также конструктив-
ные и технологические улучшения в оребрении цилиндров окон-
чательно определили возможность применения моторов воздушного
охлаждения большой мощности и обеспечили им высокую конку-
рентоспособность с моторами жидкостного охлаждения.
Улучшение конструкции карбюраторов путем введения беспо-
плавковых и впрыскивающих карбюраторов с автоматической
регулировкой состава смеси обеспечило более надежную и более
экономичную эксплоатацию моторов в воздухе.
Достижения в области металлургии и технологии, касающиеся,
главным образом, таких деталей, как подшипники, клапаны, ци-
линдры и т. п„ также сильно способствовали созданию мощных
и надежно работающих моторов.
К числу важнейших факторов, обеспечивающих рост мощности
авиационных моторов и повышение их экономичности, следует от
нести еще постоянное улучшение детонационной стойкости топлив.
Общеизвестно, что ограниченные антидетонационные качества
топлив являются сильнейшим тормозом на пути увеличения отдачи
бензиновых двигателей. Увеличение октанового числа топлив с 73
до 87 дало возможность повысить мощность не менее чем на 50%,
а переход к стооктановым топливам позволил повысить мощность
моторов еще на 100%.
Таков далеко не полный перечень крупнейших усовершенство-
ваний, внедренных в серийные моторы до начала второй мировой
войны и создавших предпосылки для значительного увеличения
мощности, экономичности и надежности работы авиационных мо
торов.
Наряду с этим, в разных странах велись обширные исследова-
тельские и конструкторские работы: над турбокомпрессорами,
могущими обеспечить большую высотность моторов; над дизелями,
дающими сравнительно с бензиновыми двигателями большую эко-
номичность и работающими на менее требовательных и более
дешевых топливах; над непосредственным впрыском топлива в ци-
линдры, имеющим известные преимущества перед карбюратором;
над двухтактными двигателями и над -рядом других не менее
важных проблем, связанных с улучшением и усовершенствованием
авиационных двигателей.
(Конструкторская мысль была занята также вопросами создания
новых компоновочных схем — сдвоенных V-образных мстороь
с 24 цилиндрами, многорядчых звезд в 18, 28 и 36 цилиндров.
Однако, несмотря на многообразие опытных моторов., подчас-
очень заманчивых по своей конструкции и по своим показателям,
участие в войне приняли в основном только хорошо освоенные
в производстве и в эксплоатации серийные моторы таких фирм,
как Роллс-Ройс и Бристоль в Англии, Пратт-Уитней, Райт и Ал-
лисон в США, Даймлер-Бенц, Юнкере и БМВ в Германии. Иск-
лючительно 'бурное развитие авиационного .моторостроения, кото-
рое наблюдалось за последние 5 лет, базировалось в основном на
этих освоенных серийных моторах, мощности которых за эти годы
удвоились и утроились.
ГЛАВА II
РАЗВИТИЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
ЗА ПЕРИОД ВОЙНЫ
За годы второй мировой войны 1939—1945 гг. произошло
невиданное по темпам развитие авиационных двигателей по всем
основным техническим показателям, и в первую очередь по мощ-
ности. За эти годы мощность двигателей особенно сильно возрос-
ла, причем рост шел очень интенсивно за счет максимальных,
форсированных режимов и более умеренно—за счет номинального
режима.
Требования военного времени вызвали установление ряда новых
форсированных режимов. Номинальный режим, являющийся рас-
четным режимом, перестал уже характеризовать достоинства
двигателей для боевой авиации. Помимо форсированного взлетно-
го режима, появились еще более форсированные режимы — боевой
и боевой чрезвычайный. !У некоторых двигателей появились даже
два боевых чрезвычайных режима. Так, например, двигатель фир-
мы Паккард (выпускающей по лицензии английские двигатели
Роллс-Ройс «Мерлин» с маркой V-1650-9), устанавливаемый на
истребитель Норт-Америкэн Р-51 «Мустанг», имеет два боевых
чрезвычайных режима: так называемый «сухой» — без впрыска
воды с наддувом 1880 мм рт. ст. и «мокрый» — с впрыском
воды и наддувом в 2280 мм рт. ст. (выше 3 кг/см2). Наддув —
рекордный для осуществленных в настоящее время серийных
моторов.
Все эти максимально форсированные режимы отличаются, как
видно из табл. 1, от взлетного режима величиной наддува и ог-
раничены по времени от 5 до 15 минут.
Как следует из самого названия указанных форсированных
режимов, ими разрешено пользоваться только в боевых условиях
и в случаях крайней необходимости. Общая продолжительность
работы двигателей на этих режимах ограничена. В США, напри-
мер, суммарная работа двигателя на боевых чрезвычайных режи-
мах ограничивается 5—7 часами, после наработки такого коли-
чества времени двигатель должен поступить в переборку.
Представление о темпах роста мощности авиационных двига-
телей за последние годы дают рис. 1 и 2. На рис. 1 показано,
как увеличивалась взлетная мощность трех ведущих двигателей
жидкостного охлаждения — американского Аллисон, английского
12
«Мерлин» и немецкого Даймлер-Бенц (DB). На рис. 2 показали,
как увеличивалась взлетная мощность двух основных двигателей
воздушного охлаждения: американского — фирмы Пратт-Уитней
и английского — фирмы Бристоль.
Рис. ,1. Рост взлетных мощностей моторов жидкостного
охлаждения по годам.
Из графиков видно, что в 1939 г. взлетная мощность этих
передовых двигателей была на уровне 1000—1100 л. с., а в 1945 г.
эта мощность уже достигла 2600—3000 л. с. (мотор Пратт-Ую-
ней Р-4360),т. е. >за 5—6лет мощность увеличилась в 2,5—3 раза.
На рис. 1 можно видеть, что, если в первые два года войны
английские моторы Роллс-Ройс уступали по мощности немецким
моторам Даймлер-Бенц, то, начиная с 1941 г., они уже заметно
превосходят их в этом отношении, и, что весьма существенно, это
превосходство фирма Роллс-Ройс достигла на своих двигателях
Мерлин без увеличения литража и габаритов, в -"'о время кам
фирма Даймлер-Бенц для увеличения мощности своих двигателей
вынуждена была дважды увеличить размеры цилиндров с диамет-
ра 150 мм марки DB-601A, 154 мм DB-605A до 162 ммуБВ-бОЗЕ,
что дало увеличение литража моторов с 33,9 до 44,5 л и соответ-
ствующее увеличение габаритов и весов.
Следует вспомнить, что резкое увеличение мощности двигате-
лей возможно осуществить только резким увеличением числа ци-
линдров. Как видно из рис. 1 и 2 и табл. 1, резкий скачок
мощности у двигателей Аллисон V-3420, DB-610A и Пратт-Уитней
R-4360 получен увеличением числа цилиндров t 12 до 24 и, соот-
ветственно, с 18 до 28 цилиндров.
Таковы в общем показатели роста мощности авиационных
двигателей за последние годы. Но, как известно, для авиации су-
щественно не только абсолютное увеличение мощности, но также
14
и то, чтобы одновременно с этим не увеличивались габариты и
веса двигателей. Показателями качества роста мощности являют-
ся такие удельные параметры, как литровая мощность, характери-
зующая степень использования рабочего объема двигателя и пока-
зывающая, сколько лошадиных сил приходится на 1 л рабочего
объема; удельная (или поршневая) мощность, характеризующая
тепловую и динамическую напряженность двигателя и показываю-
щая, сколько лошадиных сил приходится на единицу площади
поршня (в данном случае на 1 дм2), среднее эффективное дав-
ление, удельный вес и т. д.
На рис. 13 и 4 приведены данные изменения литровой мощности
и удельной мощности по годам, заимствованные из статьи инж.
Фельдмана (ТВФ, 1945 г. № 1).
Из этих рисунков видно, что литровая и удельная мощности
развивались за эти годы исключительно быстро; так, в 1939 г.
литровая мощность была на уровне 30 л. с./л, а в 1945 г. она
уже достигает >70—75 л. с./л для максимальных форсированных
режимов; удельная мощность увеличилась за это время также
с 45—50 до 100—116 л. с./дм2 площади поршня. Последняя
цифра соответствует чрезвычайному режиму мотора Роллс-Ройс
«Мерлин 100».
Следовательно, развитие авиационных двигателей по мощности
характеризуется не только значительным количественным ростом,
но, что очень важно, также исключительно большим качествен-
ным ростом. Это — результат жестких требований, предъявленных
боевой, в первую очередь истребительной авиацией.
Достигнутые максимальные значения удельной мощности свыше
ПО л. с./дм2 площади поршня, характеризующие исключительно
15
высокую напряженность главнейших деталей, (вряд ли смогут быть
превзойдены на обычных поршневых двигателях. Это относится
также к достигнутым максимальным значениям литровой мощно-
сти. Отсюда следует, что дальнейший рост мощности возможен
только путем увеличения общей площади поршней и рабочего объ-
ема, другими словами, путем увеличения числа цилиндров
В табл. 2 приведены значения удельных параметров современ-
ных двигателей, подсчитанных по данным табл. 1 для двух режи-
мов—максимально форсированного и номинального на 1ой ско-
рости нагнетателя.
Рассматривая пути форсирования авиационных двигателей за
указанный период, следует учесть, что при сохранении неиз-
менного рабочего объема увеличение мощности двигателя возмож-
но путем увеличения степени сжатия, числа оборотов и наддува.
Какой же путь форсирования двигателей оказался наиболее реаль-
ным и осуществимым?
J6
Таблица 2
Удельные параметры мощных моторов
Фирма и марка Среднее эффект, давление Литровая мощ- ность, Удельная мощ- ность, л. с./дм2 Средняя скорость поршня, Удельный вес, кг/л. с.
Ре, кг/см2 л с./л м/сек
Пратт-Унтней R-1830-55 . 13,3 40,0 56,0 12,6 0,546
*13,0 36,7 51,3 11,9 0,595
Пратт-Уитней R-2800-59 - 18,35 55 84 13,7 0,405
12,5” 35,3 *53 ',8 13,0 0,632
Пратт-Унтней R-4360-4 . . 15,3 48,2 72,5 14,2 0,455
12,35 ~30,8' 53,0 12,95 "Ь,617
Райт R-2600-9 13,8 39,8 63,4 13,9 0,53
'11,9 31,7” "50,7 ”12,8 0,667
Райт R-3350-13 14,7 42,5 68,2 13,9 0,52
14,6 38,8 62,4 12,8 0,568
Аллисон V-1710-117 .... 20,3 68,0 юзл_ 15,25 -0,397
12,4 35,7 54,5 13,2 0,754
Аллисон V-3420-9 . . _16-,1 53,7 81,7 15,2 0,360
12,95 37,5 57,2 13,2 0,515
Бристоль „Геркулес 100“ . 14,95 '14,65 _47,0_ 39,6 77,6 65,4 15,45 13,2* 0,516 0,615
Бристоль „Центавр Х1“ . . 15,6 15,6' _46,6_ 40,1 82,7 "71"0 15,95 ’12,75 0,562 0,654
Нэпнр „Сэйбр Па* ... . 15,75 65 76,5 14,85 0,437
13,7 56,4 66,4 14,85 0,504
Роллс-Ройс „Мерлин 100“ . 22,8 76 115,8 15,2 0,366
15,15 48,2 73,5 14,5 ”0,576
Роллс-Ройс „Гриффон-65“ . 21,85 66,8 112 15,3 0,383
14,50 42,0 70,4 14.5 0,610
Даймлер-Бенц В-605А . . . 16,2 50,5 80,5 14,9 0,405
13,4 38,7 61,8 13,9 0,530
Даймлер-Бенц DB-603E . . 17,26 51,7 92,8 16,2 0,418
13,5 37,5 67,4 15,0 0,577
Даймлер-Бенц DB-610A . . 13,95 43,5 69,5 14,9 0,503
13,35 38,5 61,7 13,85 0,567
Юнкере 213Е-1 16,25 58,7 96,6 17,85 0,459
13,35 44,6 73,5 16,5 0,603
БМВ 801Е . 16,25 48,8 76,5 14,05 0,520
15,0 41,7 65,5 13,0 0,607
Примечание. В числителе приведены значения, соответствующие
р иму максимальной мощности, а в знаменателе—соответствующие номиналь-
ному режиму на 1-ой скорости нагнетателя на расчетной высоте——,
Киевский 17
_ -а, ГУ?* W4 li? A IM
Анализ основных данных, приведенных в табл. 1, показывает,
что степень сжатия удерживается у всех двигателей примерно на
одном уровне и по абсолютной величине колеблется в пределах от
6 до 7,2.
Повышение мощности путем увеличения степени сжатия, как
известно, сопряжено с большими трудностями и дает сравнительно
небольшой эффект. Так, с точки зрения детонационной стойкости
топлива., повышение степени сжатия на одну единицу, например,
с 6 дю 7, равноценно повышению давления наддува на
150- 170 мм рт. ст. Рост мощности от такого изменения степени
сжатия составляет всего 5—6%, между тем как от равноценного
(с точки зрения детонации) повышения давления наддува рост
мощности будет в несколько, раз 'больше.
Дальнейшее увеличение степени сжатия (выше 7) дает еще
меньший прирост мощности, и, следовательно, нецелесообразно
с точки зрения форсирования двигателей.
Повышение мощности за счет увеличения числа оборотов вно-
сит ряд затруднений конструктивного и технологического порядка.
Так, по мере увеличения числа оборотов ухудшается наполне-
ние цилиндров и увеличиваются динамические нагрузки, главным
образом, на подшипники, что уменьшает надежность работы их.
Кроме того, увеличение числа оборотов вносит затруднение и в
конструкцию редуктора к винту. Таким образом, и этот путь фор-
сирования весьма ограничен. В действительности форсирование
авиационных двигателей в последние годы путем увеличения чис-
ла оборотов использовалось в весьма ограниченных пределах и
применялось только на двигателях, имеющих относительно неболь-
шую скорость поршня. 1У многсоборо^ных двигателей число оборо-
тов не повышалось.
Более простым и удобным путем форсирования авиационных
двигателей оказалось увеличение давления наддува. Действитель-
но, у большинства двигателей можно наблюдать исключительный
рост давления наддува, достигающего 2000 мм рт. ст. (2,7 ат) и
даже выше — на чрезвычайном режиме двигателей фирмы Роллс-
Ройс.
Следовательно, основным путем форсирования авиадвигателей
является наддув, который ограничивался, главным образом, дето-
национной стойкостью применявшихся топлив. В связи с этим изы-
скивались мероприятия и способы, которые обеспечивали бы без-
детонациюнную работу двигателей с высоким наддувом.
Стооктановое топливо не могло уже обеспечить бездетонацион-
ную работу мощных и высотных двигателей на кратковременных,
чрезвычайно форсированных по наддуву режимах, поэтому было
применено такое .мероприятие, как впрыск веды или водо-спирто-
вых смесей. Это мероприятие, как подробнее будет указано ниже,
оказалось весьма эффективным и позволило повысить мощность
двигателей на 15—25%.
На рис. 5—11 показан уровень основных параметров современ-
ных мощных авиационных двигателей.
18
На рис. 5 показаны величины рабочих объемов. Как видно из
графика, наименьший рабочий объем (27 л) имеет 12-цилиндровый
мотор «Мерлин», а наибольший—24щилиндровый DB-610 и 28-
цилиндровый Пратт-Уитней R-4360. 1У последних одинаковый рабо-
чий объем — 71,4 л. Из графика видно также, что в большинстве
случаев двигатели воздушного охлаждения имеют больший рабо-
чий объем, чем двигатели жидкостного охлаждения.
На рис. 6 показаны числа оборотов мощных двигателей, соот-
ветствующие режимам взлета и номинала. Как видно из графика 6,
взлетные обороты, которые, кстати сказать, примерно равны обо-
ротам на чрезвычайных режимах, не намного превышают числа
оборотов для номинальных режимов. Это указывает на то, что
форсирование мощности двигателей было осуществлено в основном
не за счет числа оборотов. Диапазон изменения чисел оборотов,
как видно из графика, для разных двигателей невелик, и для боль-
шинства двигателей он колеблется в пределах 2400—3000 об/мин.
Резко в этом отношении выделяется двигатель «Сэйбр II» число
оборотов которого достигает 3700 в минуту. Однако, несмотря на
многооборотность этого двигателя, средняя скорость его поршня
благодаря короткому ходу поршня (всего 120,7 мм) ниже скоро-
сти многих значительно более тихоходных двигателей (табл. 2).
19
Число оборотов мощных авиационных двигателей, как уже ука-
зывалось, очень мало изменилось за годы войны.
Иначе обстоит дело с давлением наддува, которое особенно
сильно выросло за последние годы.
Рис. 6. Число оборотов современных
мощных авиадвигателей.
Рис: 7. Взлетные и максимальные
н'аддувы современных
мощных авиадвигателей.
На рис. 7 можно видеть, что давление наддува современных дви-
гателей колеблется в больших пределах, начиная с Р ъ- => 1040 мм
рт. ст. у немецких двигателей DB-605A до Рк=2050 мм рт. ст. у «Мер-
лина Г00». Кроме того, имеет место большой разрыв между надду-
вом для чрезвычайного режима и взлета, который достигает
у 'Аллисона V-1710-1L7 60L мм рт. ст. По отношению к номиналь-
ному режиму этот разрыв будет еще больше. Г рафик наглядно по
называет, что форсаж авиационных двигателей происфдш ;в ос-
новном за счет давления наддува.
На рис. 8 приведены максимальные расчетные высоты совре-
менных двигателей. Как видно из рисунка, наибольшую высотность
показывают американские двигатели Пратт-Уитн ей.
Большую высотность американских двигателей требовали усло-
вия военных операций — необходимо было обеспечить тяжелым
бомбардировщикам большой радиус действия. Мощные двигатели
с большой высотностью обеспечивают полеты с большой скоростью
20
на больших высотах, что дает 'большую экономичность в расходе
топлива и, следовательно, наибольший радиус действия.
Большая высотность американских двигателей обеспечивалась
применением комбинированного двухступенчатого наддува с турбо-
компрессором на 1-й ступени наддува. Назначение турбокомпрес-
сора заключается в создании на всех высотах постоянного давле-
ния (обычно 'равного давлению уровня моря', на всасывании при-
водного центробежного нагнетателя, служащего в данном случае
2-й ступенью наддува. При наличии турбокомпрессора возможно
получить высотные характеристики двигателей без «пик» и «прова-
лов», характерных для двигателей с обычными приводными цент-
робежными нагнетателями, что имеет весьма существенное значе-
ние в работе двигателей в воздухе.
Рис. 8. Максимальные расчетные высоты современных
авиадвигателей
Широкое внедрение тур'бс компрессоров в США началось только
•после того, как фирма Дженерал 'Электрик и К° в результате
многолетних 'исследовательских и опытных работ разработала на-
дежный и экономичный турбокомпрессор.
На английских двигателях «Мерлин» большая высотность была
достигнута при помощи двухступенчатых, двухскоростных нагнета
приводом от коленчатого вала. На двигателях с двухсту-
гатым нагнетателем вследствие большого нагрева воздуха на
всасывании, вызывающего падение мощности и способствующего
21
появлению детонации, устанавливаются дополнительные специаль-
ные воздушные радиаторы для охлаждения рабочей смеси до по-
ступления. в цилиндры. Такие радиаторы установлены на моторах
фирм Пратт-Уитней и Роллс-Ройс.
Немецкие двигатели, как видно из рис. 8, отставали и в отно-
шении высотности от американских и английских двигателей.
Характерным для этих двигателей (Даймлер-Бенц) является то,
что привод к нагнетателю осуществлялся посредством гидромуфты,
обеспечивающей «бесконечное» число скоростей и дающей лучшее
протекание высотной характеристики без резко выраженных «пик»
и «провалов».
'Удельные веса современных двигателей показаны на рис. 9.
'Можно заметить, что они изменяются в довольно значительных
пределах, начиная от 0,75 кг/л. с. для номинальной мощности до
0,313 кг/л. с. для чрезвычайной мощности. Интересно, что наи-
больший разрыв в величинах удельных весов для максимальной
и номинальной мощностей получается у мотора Аллисон V-1710-117,
несмотря на то, что этот мотор принадлежит к наиболее форси-
рованным и к более легким по весу.
Большой удельный вес его, отнесенный к номинальной мощ-
ности, объясняется сильно заниженным значением номинальной
мощности (табл. 1).
22
На рис. 9 можно заметить, что двигатели воздушного охлаж-
дения имеют больший удельный вес, чем двигатели жидкостного
охлаждения, что объясняется меньшей степенью форсирования
их. Однако удельный вес, отнесенный ко всей винтомоторной
установке, включающей радиаторы и капоты', будет примерно
одинаков для обоих типов двигателей.
Рекордно-минимальный удельный вес — 0,313 кг/л. с.— пока-
зывает недавно появившийся мотор американской фирмы Конти-
нентал, представляющий большой интерес с точки зрения новизны
конструкции.
Рис. 10. Удельные мощности современных мощных авиа-
двигателей.
Достигнутые значения удельных мощностей и средних эффек-
тивных давлений современных авиационных двигателей показаны
на рис. 10 и 11. Двигатели жидкостного охлаждения, как видно
из этих рисунков, показывают наивысшие значения. Это объяс-
няется тем, что они допускают большее форсирование мощности
благодаря лучшим условиям теплоотвода от сильно нагретых де-
талей двигателя.
23
ТИП ОХЛАЖДЕНИЯ
Оба типа охлаждения двигателей — воздушное «жидкостное—
оказались одинаково жизнеспособными. Применительно к мощным
двигателям трудно найти явные преимущества одного типа охла-
ждения перед другим. Если раньше у двигателей без наддува
Рис. 11. Средние
эффективные давления современных мощ-
ных авиадвигателей.
преимущество в отношении удельного веса было на стороне во-
здушного охлаждения, то в настоящее время благодаря тому, что
двигатели с жидкостным охлаждением допускают больший над-
дув, это преимущество перешло к двигателям жидкостного охлаж-
дения. Однако при учете веса всей системы охлаждения, включая
радиаторы и капоты, вес всей установки, отнесенный к мощности
двигателя, окажется примерно на одном уровне для обоих типов
охлаждения.
В практике авиационного моторостроения за последние годы
можно отметить следующее явление. В Англии, наряду с прекрас-
ными двигателями жидкостного охлаждения фирмы Роллс-Ройс,
успешно развиваются двигатели .воздушного охлаждения фирмы
Бристоль. В США, где до войны господствовали двигатели воз-
душного охлаждения Райт и Пратт-Уитней, за годы войны полу-
24
чили значительное развитие и двигатели Аллисон и Паккард (по
лицензии Роллс-Ройс). Наоборот, в Германии, где господствовали
двигатели жидкостного охлаждения Даймлер-Бенц и ЮМО, во
время войны получили развитие также двигатели воздушного ох-
лаждения БМВ.
Двигатели жидкостного охлаждения имеют самые высокие по-
казатели удельной отдачи и напряженности; таковы, например,
двигатели фирм Роллс-Ройс, Аллисон, Паккард и Континентэл,
что следует отнести за счет лучших условий теплоотвода у этих
двигателей. Двигатели воздушного охлаждения имеют свои преи-
мущества, заключающиеся в большей простоте конструкции, боль-
шей надежное?! I и несколько большей экономичности на крейсер-
ских режимах; кроме того, они более удебны в эксплоатации
ввиду отсутствия охлаждающей жидкости) в различных клима-
тических условиях, что очень важно для больших стран, где на
одной и той же трассе одновременно может быть вы© кая поло-
жительная и низкая отрицательная температуры.
Само собою понятно1, что двигатели малой и средней мощно-
стей могут быть только воздушного охлаждения.
Двигатели жидкостного охлаждения могут оказаться еди1нгт
венно пригодными в случае установки их в фюзеляже или в кры-
ле или при размещении их сзади крыла; в последнем случае 'Пе-
редача на толкающие винты осуществляется посредством удли-
ненного вала.
СРЕДСТВА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ ФОРСИРОВАНИЕ
МОЩНОСТИ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ
•Необходимость дальнейшего форсирования мощности авиаци-
онных двигателей вызывала все более высокие требования к дето-
национной стойкости топлив.. Стооктановые топлива, известные у
нас как Б-100, получившие широкое распространение в авиации
США с 1938 г., не могли уже удовлетворять эти возросшие тре-
бования. Необходимо было изыскать новые, еще более детонаци-
онно стойкие сорта топлив или же применять средства, которые
способны были бы устранить детонацию в двигателях при их
форсировании, осуществляемом в основном, как уже отмечало©
выше, повышением давления наддува.
Были использованы оба эти пути. С одной стороны, можно
отметить успешное применение средств подавления детонации, та-
ких, например, как впрыск охлаждающих жидкостей, и, с другой
стороны, появление с 1943 г. в США и Англии в эксплоатации
топлива с более высокой детонационной стойкостью, чем топливо
Б-100.
В качестве охлаждающих жидкостей применяются вода, водо-
спиртовые смеси, а также закись азота.
В конце 1943 г. в США на истребителях Рипаблик Р-47 «Сан-
Дерболт» с двигателем Пратт-Уитней R-.°800-63 для обеспечения
кратковременного чрезвычайного режима был осуществлен впрыск
в ды, что позволило повысить давление наддува и несколько обед-
нить состав смеси. В результате за счет. повышения наддува от
25
1320 мм рт .ст. до 1420 мм рт.ст. и некоторого обеднения смеси-—
от а =0,65 до а =0,78 — мощность этого двигателя была увели-
чена на 300 л. с. (с 2000 до 2300 л.с.). -Позднее, в 1944 г. на
том же самолете с двигателем Пратт-Уитней R-2800-59 количество
впрыскиваемой воды было увеличено -в два .раза — до 450 кг/час,
лс.
2500
2400
гзоо
3200
2100
2000
1900
1800
1700
1600
1500
1400
1300
1200
1100
1000
900
800
700
600
500
400
300
зоо
100
о
Осыпная мощность
'кжвпрысн'НЫ 50 ,
—Впрыск MW50 и у бел. наддуба
,ваюПс8ат закиси азота или~
кислорсЗа (увешкЗдуВа.)
О ; 3 3 4 5 О 7 8 910 12 14
километры
Рис. 12. Увеличение мощности
двигателя DB-603E с впрыс-
ком охлаждающей жидкости.
благодаря чему наддув на
чрезвычайном режиме удалось
повысить еще на 200 мм рт.
ст., и мощность при этом была
доведена до 2535 л. с. (вместо
2000 л. с.). В конце 1944 г.
впрыск воды для чрезвычайно-
го режима €ыл .применен и на
истребителях Р-63А «Кингко'б-
ра» с двигателем Аллисон
V-1710-93. Это дало возмож-
ность при использовании того
же сорта топлива повысить
наддув у земли с 1520 до
1900 мм рт. ст. и мощности
соответственно с 1500 л. с. до
1800 л. с.’
Немцы на своих истребите-
лях FW-190B, 191, Me-109G-14
и Iu-288 с двигателями Дайм-
лер-Бенц ЕВ—603А, Е и DB—
605А и ЮМО-222 АВ-3 для по-
лучения кратковременых фор.
сированнык режимов применя-
ли систему впрыска водо-спир-
товых смесей, носившую название у них MW50, MW30 (М—спирт
MethylalKohol, W—вода—Wasser). iMW—50 обозначает 50%
спирта и 50% воды1), MW30 обозначает 30% спирта. Немцам при
помощи впрыска водо-спиртовой смеси удавалось получить крат-
ковременное форсирование указанных двигателей на 300—500 л. с.
(рис. 12).
На самолетах Ю-88 с двумя моторами БМВ-801 А и Та- 152В
с мотором DB-603E немцы для повышения мощности и высотно-
сти применяли дополнительное питание двигателя закисью азота.
Эта система под названием GM.-1 на самолете Ю-88 включалась
на высоте 8000 im. Благодаря этому мероприятию потолок самоле-
та повысился с 10 400 до 11 600 м, а скорость возросла при этом
с 548 до 596 км/час.
Однако такой способ форсирования двигателей сильно услож-
няет мотоустановку, утяжеляет ее примерно на 400 кг и является
мало эффективным. Немцы .вынуждены были применить его ©виду
3) Точнее 49,5% воды (по объему), 0.5°,о антикоррозийного состава (Sc'nitzol 39)
и 50% спирта.
26
отсутствия у них высокооктановых топлив и отставания от союз-
ников по линии создания высотных двигателей.
В связи с тем, что впрыск воды как средство для форсирова-
ния мощности авиационных двигателей получает благодаря своей
эффективности довольно широкое распространение, нелишним бу-
дет описание эксплоатационьой системы впрыска воды, осуще-
ставленной на истребителе Р-47 «Сандерболт» с мотором Пратт-
Уитней R-280O-63.
S233 бензин
— Вода
. Воздух
Рис. 13. Схема впрыска воды .мотора Пратт-Уитней R-280n-59 на само-
лете «Сандерболт».
1—водяной 'бак; 2— водяная помпа; 3—соленоидный кран; 4—
регулятор подачи воды; 5—жиклер; 5 -.карбюратор; 7—нагне-
татель; 3—‘клапан обеднения смеси; 9—манометр; 10—автомат
наддува, 11—рычаг управления тазом; 12—тумблер управления
соленоидным краном, 13—ручка управления турбокомпрессо-
ром; 14—регулятор турбокомпрессора.
На рис. 13 показана эта система. Водяной бак 1 емкостью
57 л расположен на пожарной перегородке. При низких темпера-
турах наружного воздуха в 'бак заливается не вода, а водо-спир-
товая смесь.
Вода из бака поступает в .водяную помпу 2, установленную на
моторе .и представляющую собой коловратный насос с редукцион-
ным и обратным клапанами. 1Конструкция водяной помпы допу-
27
гкает работу ее при отсутствии воды в системе. Лопатки бронзо-
вого ротора выполнены из прессованного графита.
Верхняя полость редукционного клапана, Изолированная от
водяной полости резиновой диафрагмой, сообщается с воздухопро-
водом, идущим от турбокомпрессора.. Этим обеспечивается посто-
янное, независимое от высоты, давление подаваемой воды в пре-
делах 1—1,5 кг/см2.
Из водяной помпы вода поступает к соленоидному крану 3.
Тумблер управления соленоидным краном 12 расположен на ры-
чаге управления газом мотора 11. Регулятор подачи воды 4 имеет
сетчатый фильтр, обратный клапан и .клапан постоянного давле-
ния воды, регулируемого при помощи диафрагмы в зависимости
от давления недозированного топлива в карбюраторе. Постоянное
давление воды обеспечивает постоянный расход ее при включении
системы впрыска воды. Расход воды дозируется жиклером 5 с ка-
либрованным отверстием.
Веда впрыскивается вместе с топливом через форсунку впры-
скивающего карбюратора.
При израсходовании всей воды из системы или при сильном
падении давления воды обратный .клапан регулятора подачи воды
закрывается, что предохраняет систему впрыска воды от попада-
ния "оплива из форсунки карбюратора
При включении впрыска воды автоматически обедняется со-
став смеси; этому служит специальный клапан 8, который соеди-
няет полость недозироваиног э бензина карбюратора с полостью
дозированного бензина через дополнительный жиклер.
При выключенной системе впрыска воды, когда нет давления
воды, пружина открывает клапан Обеднения смеси, и бензин по-
ступает через дополнительный жиклер. При включении системы
впрыска воды давление воды действует на диафрагму и закрыва-
ет этот клапан; тем самым прекращается подача бензина через
дополнительный жиклер ,и получается обеднение смеси. Как толь-
ко прекращается подача воды (в случае израсходования ее или
при выключении системы), клапан обеднения смеси немедленно
открывается, и автоматически .восстанавливается обычный состав
смеси.
Для контроля работы системы впрыска вс цы в мотор установ-
лен диференциальный манометр 9, присоединенный к регулятору
подачи воды и к воздухопровод^ между турбокомпрессором и при-
водным центробежным нагнетателем. Он показывает избыточное
давление воды по отношению к давлению воздуха перед ПЦН.
Увеличение наддува с 1020 до 1420 мм рт. ст. производится
автоматически при включении впрыска воды с помощью автомата
наддува (форсирования) 10. Вода под давлением поступает в ав-
томат форсирования, действует на диафрагму, сжимает Пружину и
выдвигает шток из корпуса, что изменяет настройку регулятора ТК
14 на увеличение числа оборотов турбины и, следовательно,—на
увеличение ’аддува. В случае прекращения впрыска воды давле-
ние на диафрагму прекращается, и пружина возвращает шток в
2?
исходное положение, при этом наддув автоматически уменьшается
с 1420 до 1820 мм рт. ст.
Емкость водяного бака в 57 л рассчитана для работы этого
двигателя на чрезвычайном режиме не дольше 15 минут; после
израсходования всего количества воды система впрыска автома-
тически выключается и прекращается работа мотора на повы-
шенном наддуве и на обедненной смеси; двигатель переходит с
чрезвычайного боевого на обычный боевой режим работы.
На самолете «СанДерболт» с двигателем Пратт-Уитней R-280O-53
оставлен бак такой же емюсти, но так как повышенное форсиро-
вание (дополнительно еще на 200 мм рт. ст.) требует удвоенного
расхода воды, длительность работы мотора этой модификации на
чрезвычайном режиме составляет всего только 7,5 минуты.
Повышение мощности двигателей Пратт-Уитней с впрыском
воды происходит не только за счет увеличения давления надду-
ва, но также и за счет обеднения смеси. Без впрыска воды эти
двигатели работают на боевых режимах на очень богатых сме-
сях— на х= 0,65, что намного богаче того состава смеси, при ко-
тором получается максимум мощности. При впрыске воды регу-
лировка карбюратора, как было описано выше, автоматически
устанавливается на более бедную смесь, в результате чего полу-
чается увеличение мощности и за счет качественной регулировки.
Следовательно, впрыск воды приводит также и к уменьшению
удельного расхода топлива, поэтому можно считать, что дополни-
тельный вес водосистемы с водой не является целиком «бесполез-
ным грузом».
Использование впрыска воды для форсирования авиационных
двигателей имеет существенное преимущество перед обычно при-
меняемым способом — увеличением дет жационной стойкости топ-
лив. Это преимущество заключается в сильно охлаждающем эф-
фекте веды. По мере форсирования двигателя наддувом даже на
недетонирующем топливе увеличивается тепловой режим двигате-
ля — соответственно росту наддува; недетонирующее топливо сни-
жает только повышение температуры цилиндров, связанное с воз-
никневением детонации. Но при подавлении детонации впрыском
воды тепловой режим двигателя по мере повышения наддува мо-
жет оставаться на одном уровне или, во всяком случае, растет
гораздо медленнее, чем при использовании более высокооктано-
вых топлив. Кроме того-, при впрыске воды .рост максимального
давления в цилиндре по мере увеличения наддува происходит
также значительно медленнее. А с максимальным давлением в ци-
линдре связана прочность основных деталей двигателя.
Совершенно очевидно, что оба приведенных соображения име-
ют важное значение при форсировании авиационных двигателей.
Впрыск воды и водо-спиртовых смесей снижает также и тем-
пературу всасываемой смеси высоконаддувных двигателей, что
само по себе является немаловажным фактором, так как при этом
уменьшается потребность в промежуточных радиаторах. На дви-
гателях Пратт-Уитней R-2300-63 и 59 впрыск воды выполняет и
эту функцию. '
29
Впрыск воды может с успехом использоваться и для мощных
двигателей, устанавливаемых на гражданских, в частности, на
транспортных самолетах. В этом случае двигатели могут рабо-
тать на топливах, обеспечивающих бездетонационную работу на
крейсерских режимах; но при взлете и наборе высоты .вода обес-
печивает бездетонационную работу со сравнительно более легким
тепловым и более экономичным режимом. Экономический эффект
такого мероприятия также очевиден. Таким образом, можно сде-
лать вывод, что впрыск воды для форсирования двигателей имеет
хорошие перспективы для применения и в Гражданском воздуш-
ном флоте.
За последние 2—3 года достигнуты значительные успехи в соз-
дании топлив с высокими детонационное стойкими качествами. По-
явились новые сорта топлив, так называемые «сорт-130», «140»,
«150» и даже «сорт-200». На этих топливах двигатель, работая на
богатых смесях, позволяет 'Соответственно форсировать мощность
примерно на 30%, 40%, 50% и 100%,
Нельзя ни в коем случае считать, что приведенные цифры со-
ответствуют таким же числовым значениям октановых чисел. Все
указанные топлива, будучи испытаны по моторному методу или
по методу ЬС на двигателе Вокеш, покажут только 99—100 ок-
тановых единиц. Уже давно стало известно, что существовавший
метод определения октановых чисел на двигателе Вокеш, на ко-
тором детонация вызывается изменением степени сжатия, а сама
интенсивность детонации определяется на бедной смеси, далеко
не характеризует истинного поведения топлива на современном
мощном авиационном двигателе. Весьма часто топливо, показав-
шее по моторному методу более высокое октановое число, ведет
себя в отношении детонации на реальном двигателе хуже, чем
более низкооктановое топливо. В связи с этим и был разработан
новый метод оценки детонационной стойкости топлив,—так назы-
ваемый метод 3-С. Он более близок к реальным условиям работы
авиационного двигателя. При методе В С повышено число оборо-
тов двигателя (1800 об/мин вместо 900 по моторному методу),
поднят тепловой режим и введен наддув. Оценка детонационной
стойкости топлива производится для различных составов смеси, а
не по одной точке, соответствующей бедной смеси, как при мо-
торном методе.
Детонационные характеристики по методу 3-С, представляю-
щие собой зависимость среднего индикаторного давления от со-
става смеси, намного лучше характеризуют поведение топлива на
реальном двигателе, чем шкала октановых чисел, полученных мо-
торным методом.
Весьма характерно, что немецкий авиационный бензин «сорт
С-3», имеющий октановое число 92—94 (по моторному методу),
при работе на авиационном двигателе на богатых смесях показы-
вает такую же детонационную стойкость, как английский бензин
«сорт-1'50».
30
Таблица 3
Сравнительная оценка детонационной стойкости высокооктановых топлив
Детонационная стой- кость по методу 3-С не- богатой смеси (процент изооктана и ТЭС в см8 на галлон) Октановое число по методу 1 С на бедной смеси Характери- стическое число (Performance Number) Максимально допус- каемое среднее инди- каторное давление Сорт
фунт/дм2 , Я КГ 1 СМ"
90% S>) + 0 90 130 9,1 77
95% S 95 — 145 10,2 85
100% S J-O 100 100,0 170 11,9 100
100% S +0,5 100 115,0 188 13,2 ПО
100% S +1,0 100 125,7 198 13,9 116
100% s +1,3 100 131,0 200 14,0 120
100% s -f-2,0 100 138,2 216 15,1 127
1000/0 S +3,0 100 146,7 234 16,4 137
100% S +4,0 100 152,5 245 17,2 144
1000 о s +6,0 100 161,0 256 17,9 150
100% S +10,0 100 — 300 21,0 175 2)
Табл. 3 дает представление об антидетонационных качествах
новых сортов топлив. Их детонационная стойкость оценивается
так называемым характеристическим числом или «числом отдачи»
(Performance Number). 1Как видно из таблицы, характеристиче-
ское число несколько превышает отношение максимальных сред-
них индикаторных давлений данного топлива к стооктановому
топливу, выраженное в процентах и обозначающее сорт топлива.
Анализ топлив показал, что их детонационная стойкость на
богатых смесях (на которых, кстати сказать, и работают авиа
ционные двигатели на форсированных режимах) связана с коли-
чественным содержанием в них ароматических углеводородов. Так,
например, «сорт-100» содержит 10%, «сорт-ГЗО» — от 15 до 25%,
«сорт-150» — от 40 до 50% и «сорт-200» — до 65% ароматиков.
Однако дальнейшее повышение процентного содержания аромати-
ков уже нежелательно, так как оно сопровождается ухудшением
Других качеств топлива-, в частности, теплотворной способности.
(Кроме того, как указывалось выше, у этих топлив на бедных сме-
сях фактическая детонационная стойкость не выше стооктанового
топлива «сорт-100». Но так как перспективное развитие авиацион-
ных двигателей должно одновременно- с высокими мощностями
предусмотреть и хорошую экономичность, что особенно важно для
крейсерских режимов, то отсюда становится ясным, что данные
высокоароматические сорта топлив не могут полностью удовлет-
ворить этим требованиям.
Оказалось, что увеличением содержания в топливах изопара-
у S—эталонный изооктан.
2) Экстраполировано.
31
финов с наивысшими октановыми числами и с наибольшей чув-
ствительностью к ТЭС благоприятно разрешается вопрос повыше-
ния детонационной стойкости -топлива на бедных смесях.
В последнее время большое внимание уделяется такому изопа-
рафину, как триптан (2,2,3 — триметилбутан), который был впер-
вые испытан в лаборатории Дженерал Моторе на двигателе в
1926 г.
Давление наддува, t/м рт. ст.
Рис. 14. Допустимое форсирование двигателя при работе его
на триптане.
В 1938 г. триптан был испытан на одноцилиндровом двигателе
с наддувом, а в 1941 г. он был испытан на целом моторе и пока-
зал свои исключительно высокие антидетонационные качества.
Антидетонационные качества триптана можно характеризовать
данными, заимствованными из статьи Кэттеринга (SAE, июнь
1945 г.) и представленными на рис. 14. Эти данные получены на
одноцилиндровом двигателе.
Как видно из рисунка, триптан дает возможность получить
на этом двигателе среднее индикаторное давление (следователь-
но, и мощность) на 50% большее, чем на чистом изооктане, а на
триптане с 3 см3 ТЭС на галлон получается примерно в три раза
большая мощность, чем на изооктане без ТЭС.
32
По данным того же автора, 12-цилиндровый двигатель Алли-
сон, работая на смеси, состоящей ив 60% триптана и 40% стоок-
тановсго топлива, развил мощность в 2500 л. с., в то время как
его взлетная мощность на стооктановом топливе составляет толь-
ко 1500 л.с.
Триптан в настоящее время добывается в очень ограниченных
количествах, и он является еще очень дорогим компонентом. Это
ограничивает более широкое внедрение его.
Из краткого обзора достижений последних лет в области при-
менения впрыска воды для подавления детонации и получения
новых детонационно стойких сортов топлив можно сделать вы-
вод, что дальнейшее форсирование авиационных бензиновых дви-
гателей опирается сейчас на прочную базу.
НАДЕЖНОСТЬ
Надежность работы является одним из главных требований,
предъявляемых к авиационным двигателям вообще, а к двигате-
лям, устанавливаемым на пассажирских самолетах, в особенности.
Двигатель, обладающий даже самыми прекрасными технически-
ми данными, но ненадежный в работе, совершенно непригоден для
пассажирских самолетов.
Надежность работы двигателей .принято оценивать по срокам
службы между переборками, выраженными в часах работы. Об-
щий ресурс (длительность жизни двигателей) состоит из несколь-
ких (до 4—6) переборок.
За годы второй мировой войны, как указывалось выше, разви-
тие авиационных двигателей шло, главным образом, по линии
увеличения мощности, и в этом направлении были достигнуты
большие успехи, но надежность работы мощных, сильно форсиро-
ванных двигателей при этом не увеличивалась, а имела даже тен-
денцию к снижению. Так, например, в ряде инструкций соответ-
ствующих фирм предусматривалось сокращение сроков службы
двигателей, использующих боевые и чрезвычайные режимы, и это
сокращение, естественно, зависело от продолжительности пользо-
вания форсированными режимами.
Для иллюстрации связи, существующей между используемой
в эксплоатации мощностью и сроком службы двигателей, харак-
терны следующие два факта. Гоночный мотор Роллс-Ройс «Рэсинг»,
построенный в 1931 г. для побития мирового рекорда скорости,
развивавший 2520 л. с. <и превосходивший современные ему мото-
ры по основным данным в 2—3 раза, смог работать до разруше-
ния всего лишь около 3—4 часов. 1Продолж|ительно|сть жизни
24-цилиндрового мотора Фиат мощностью в 2800 л. с., 'построен-
ного примерно' в то же время и для той же цели, исчислялась
буквально несколькими десятками минут.
С другой стороны, можно указать на приведенные Артуром
Нэпом данные (основанные на опыте эксплоатации) о влиянии
режима работы двигателя на сроки службы между переборками и
представленные на рис. 15. На этом рисунке видно, что при ве-
33
личине крейсерской мощности в 100% от номинала срок службы
двигателей составляет 100 часов, а при использовании 50% но-
минальной мощности срок службы увеличивается до 600—800 ча-
сов.
ПовВмхителыг между переборкам" час.
Рис. 15. Зависимость срока службы между переборками
моторов от величины крейсерской мощности 'в процентах
номинала), по санным Артура Мэтта.
Следовательно, вопросы надежности решаются, с одной сторо-
ны, путем установления рациональных крейсерских режимов ра-
боты двигателей в воздухе, и с другой — усовершенствованиями,
которые непрерывно вносятся в конструкцию и технологию. Само
собой цонятно, что в деле повышения надежности работы двигате-
лей большую роль играют также качество топлива и смазки, ме-
тоды технического обслуживания и т. п.
Что касается установления рациональных крейсерских режи-
мов, то у современных транспортных самолетов предусмотрен ряд
крейсерских режимов, соответствующих мощностям в пределах
75—50% от номинальной мощности. Эти режимы даны в виде таб-
лиц для руководства ими в эксплоатации. В зависимости от за-
грузки самолета и дальности полета определяются по этим таб-
лицам наивыгоднейш'ке скорость и высота полета, для которых
предусмотрены 4 крейсерских режима: максимальный крейсерский
режим на богатой смеси с мощностью 75% номинала, режимы на
бедной смеси (автоматическая бедная смесь) в 67, 60 и 50%
номинала. Все эти режимы строго регламентированы по наддуву
и числу оборотов для получения наименьших километровых рас-
ходов горючего.
Рекомендуемые крейсерские режимы удовлетворяют одновре-
менно условиям надежности и экономичности работы двигателей
в эксплоатации.
Второй путь повышения надежности двигателей лежит в неп-
рерывном усовершенствовании конструкции и технологии деталей
и узлов. За последние годы в этой области достигнуты значитель-
ные успехи. Отметим только некоторые из них. Например, широ-
24
кое внедрение демпферов крутильных колебаний, как известно,
свело случаи разрушения коленчатых валов к минимуму Непре-
рывное форсирование двигателей все увеличивало нагрузки на
подшипники 'И заставляло заниматься вопросом подбора надежно
работающего антифрикционного сплава. Применявшаяся ранее
свинцовистая бронза не могла уже разрешить этот вопрос. Поя-
вились новые подшипниковые сплавы из группы белых металлов
на серебряной основе. Например, в моторе Пратт-Уитней приме-
няются многослойные подшипники, где в качестве трущейся по-
верхности служит слой свинца с диффундированным в «ем инди-
ем толщиной до 0,05 мм. Под оболочкой свинца этого подшипника
лежит слой серебра и, затем, никель и сталь. Такой подшипник
оказался надежным и показывает очень незначительные износы
(до 0,02 мм за 700—800 часов работы). Появились сплавы кад-
мия с серебром, свинца с серебром, кадмия с никелем и т. п., ра-
боты с которыми показали прекрасные результаты.
Вопросам увеличения срока службы поверхностей трения и по-
вышения их способности выдерживать нагрузки за последнее вре-
мя уделялось большое внимание, и в этой области достигнуто
многое. Хорошие результаты показало хромовое покрытие, обла-
дающее высокой устойчивостью против коррозии и износа. Хром
обладает замечательным свойством — большой твердостью и ма-
лым коэфициентом трения по чугуну. Эффективное применение
хромистых покрытий оказалось возможным только после разра-
ботки технологии микропористого хромового покрытия, так как
покрытые хромом поверхности обладают высокой степенью глад-
кости, а масло очень гладкую поверхность не смачивает. Суще-
ствовавшее до недавнего времени мнение, что поверхности трения
с максимальной степенью гладкости являются идеальными с точ-
ки зрения срока службы и способности выдерживать большие на-
грузки, оказалось неправильным. Предполагалось, что при боль-
шой гладкости трущихся поверхностей между ними образуется
неразрывная масляная пленка, хорошо выдерживающая нагрузку
и не допускающая непосредственного контакта поверхностей. В
Действительности оказалось, что имеется оптимальная степень
шероховатости — до 0,002 мм по профилометру, ниже которой
срок службы трущейся поверхности и ее способность нести наг-
рузку не увеличиваются, а наоборот, уменьшаются. Объяснение
этому явлению находят в том, что имеющиеся на поверхности
микроскопические углубления служат микроканалами, по которым
распределяется смазка, и в случае разрыва масляной пленки при
наличии местных масляных резервуарчиков, образуемых углубле-
ниями неровной поверхности, пленка восстанавливается сравни-
тельно быстрее, чем на гладкой поверхности. В последнем случае
масло выдавливается легче, пленка разрывается быстрее и вос-
становить ее труднее.
Плотность микропористого хромового покрытия примерно на
меньше плотности обычного сплошного покрытия.
Толщина покрытия хромом зависит от назначения хромируе-
мой поверхности и колеблется от '0,15 до 1 мм. Хром хорошо
35
сцепляется с основным металлом и сопротивление хромового по-
крытия усталости зависит не столько от свойства хрома, сколько
от свойства основного металла. Оказалось, между прочим, что
если одна ив двух трущихся поверхностей хромирована, то по-
верхность, сопряженная с хромированной, также изнашивается
меньше.
Хромовые покрытия применяются на таких деталях, как порш-
невые кольца, цилиндры; кроме того, производятся опыты над
хромированием канавок поршня — под поршневые кольца.
Срок службы хромированных поршневых колец на моторах
Пратт-Уитней доходит до 1500—1700 часов. Износ зеркала ци-
линдра при работе с такими кольцами в 3—5 раз меньше, чем с
обычными чугунными кольцами. Срок службы хромированных ци-
линдров превышает в 5—6 раз сроки службы азотированных. Не-
сомненно, применение хромовых покрытий, обладающих малым
коэфициентом трения, для шеек коленчатого вала привело бы и в
этом случае к минимальным взносам.
Большим достижением в технологии, даю-
щим значительный эффект, является недавно
появившийся способ оребрения стальной гильзы
цилиндра алюминиевой рубашкой. Существуют
различные технологические приемы оребрения
гильзы. На рис. 16 показан один из этих прие-
мов.
На стальную гильзу цилиндра надевается
алюминиевая рубашка с ребрами. Хороший кон-
такт между соприкасающимися поверхностями
гильзы и рубашки достигается специальным
способом сварки. Образующаяся между метал-
лами прослойка неизвестного нам химического
состава толщиной в 0,0127—0,019 мм обладает
хорошей теплопроводностью и достаточной ме-
ханической прочностью.
Этот способ оребрения цилиндров приме-
няется на двигателях фирмы Рэнджер. Длитель-
Рис. 16. Алюми-
ниевая иубашка на
стальной стакан ци-
линдра.
ное испытание таких цилиндров с алюминиевыми ребрами пока-
зало, что при данной мощности двигателя для поддержания за-
данной температуры цилиндров количество охлаждающего возду-
ха составляет 55% и мощность, затрачиваемая на охлаждение,
—22% от соответствующих величин, необходимых для охлаждения
обычных цилиндров со стальными ребрами. При одинаковых ус-
ловиях полета и охлаждения средняя температура гильзы с алю-
миниевыми ребрами уменьшается на 28°С.
Механические качества этих цилиндров после длительного ис-
пытания на мощности, составляющей 140% номинальной, оказа-
лись вполне удовлетворительными и никаких изменений в прослой-
ке не наблюдалось.
Интересно вспомнить, что вначале для лучшего теплоотвода
применялось покрытие стальных ребер цилиндров алюминиевой
Зв
пылью (фирма Пратт-Уитней). Это также дало положительные
результаты.
Вновь всплыла проблема принудительного обдува ст специаль-
ного вентилятора, устанавливаемого за винтом. Постановка вен-
тилятора для лучшего охлаждения двигателей воздушного охлаж-
дения при взлете и подъеме имеет определенные преимущества
при некоторых специальных условиях эксплоатации, а для много-
рядных звезд этот спс соб охлаждения может оказаться совершен-
но необходимым.
Применение вентиляторов для принудительного обдува увели-
чивает скороподъемность более чем на 20% (у Ф< кке-Вульф 190)
и при определенных условиях может уменьшить затраты мощно-
сти на охлаждение.
Принудительный обдув использован на немецких двигателях
БМВ-801, на английском моторе Бристоль «Центавр» и на некото-
рых моди4 акациях американского мотора «Дабл-Уосп».
Для надежности работы двигателей улучшается также система
смазки: ставятся дополнительные маслофильтры, термостатические
клапаны, применяется автоматическая регулировка температуры
масла на самолете.
Для предохранения от быстрого' износа цилиндрово-поршневой
группы ставятся пылеотделяющие воздухофильтры, совершенно
необходимые в условиях пыльных аэродромов. Установлено, что
при этих условиях без применения пылеотделяющих фильтров ци-
линдры выходят из строя из-за высоких износе в после 20—30 ча-
сов работы.
Широкое внедрение различного рода автоматоз, помимо облег-
чения работы экипажа в воздухе, способствует также и надежно-
сти работы. В самом деле, правильно отрегулированный и, надеж-
но работающий автомат всегда обеспечивает заданный рациональ-
ный режим работы самолета в воздухе, чего нельзя сказать о руч-
ной регулировке, которая больше зависит от субъективных данных
пилота и трудно поддается контролю.
О достигнутых сроках службы авиационных двигателей США
можно судить по данным, заимствованным из официальных источ-
ников (технические приказы № 00-26-4 и 02-16, февраль 1944 г.).
Таблица 4
Сроки службы авиационных двигателей
Фирма и марка Номинальная мощность» л. с. Срок службы между перебор ками, часы
Двигатели мощностью до 1000 л. с.
Лайкоминг 0-145 65 500
, 0-435 . 175 600
. R-630 220 650
Контииентэл 0-170 75 600
Континентал R-670 220 700
Рэнджер L-440 200 600
37
Продолжение табл. 4-
Фирма и марка Номинальная мощность, л- с. Срок службы между перебор- ками, часы
Уорнер R-500 . 165 600
Киннер R-540 160 500
Джекобс R-755 225 700
Райт R-760 235 600
Райт R-975 450 500
Пратт-Унтней R-985 450 700
Пратт-Уитней R-1340 ...... 600 700
Двигатели мощностью выше 1000 л. с.
Паккард V-1650 1490 400
Пратт-Уитней R-1830 1100 650
Пратт-Уитней R-2800 1625 600
Райт R-I820 1000 650
. R-2600 1500 600
» R-3350 2000 400
1100 500
Аллисон V-3420 2100 400
Из табл. 4 видно, что сроки 'Службы авиадвигателей США к<х
леблются между 400 и i700 часами, причем 400 часов относятся
к особо форсированным двигателям .Паккард и Аллисон. Указан-
ные сроки, как упоминается в этих технических приказах, могут
быть увеличены на 50 и даже 100%, если состояние двигателя хо-
рошее. Для этого за 10 часов до исхода указанного в таблице
срока должна производиться тщательная проверка на расход
масла, максимальные обороты и наддув. Если никаких дефектов
в работе двигателя не обнаружено, то после 30-минутного испыта-
ния его в воздухе срок службы может быть увеличен еще на 25%.
После выработки нового ресурса при хорошем состоянии двигате-
ля и новой проверке срок службы может быть увеличен еще на
25%,
38
Для двигателей, имеющих фильтры с -хорошей фильтрующей
способностью, допускается даже вто-р'ичное удлинение срока служ-
бы на 50%. У двигателей с фильтратами Куно такое удлинение
срока службы не допускается.
Из ри'с. 17 видно, что сроки -службы некоторых маломощных
моторов Армстронг-Сидлей-Чита и Джипси-Мейджор I доходит до
1200—1250 часов. По последним сообщениям, мотор Джипси-
Мейджор I проработал без переборки 1500 часов без всяких де-
фектов.
Paam-Utmnaf
8-3350-23
Г
-Уитней
Райт-UiwiOH.
8-2Б00
ггтлумлутл\
Аргус-411
Г///МГ/////////М
Райт-Цин-пн
8-1820
Пратт-Уитней
П-1820
7//////////^////^
Пратт-Уитней
R-S85 и 1340
7ZZZZ
Ррмстронг-Сидпеи
Нв-310 л.с.
V//////77777777,
7ZZZZ2.7ZZZZ.
Лкипси-Мейджер
Ne=120c.c.
1200
Своки службы, часы
Рис. 17. Сроки службы между переборками моторов.
Приведенные данные показывают, что существующие сфици
альные сроки службы двигателей между переборками могут быть
значительно увеличены. С точки зрения возможности удлинения
сроков службы большой интерес представляют данные из докла-
да Витлока (инженера по моторным установкам авиатранспорт-
ной компании Америкен Эйрлайнс), сделанного им на годовом
съезде SAE в январе 1942 г., которые касаются факторов, лими-
тирующих сроки службы между переборками. Эти данные приве-
дены в табл. 5.
39
Таблица 5
Факторы, лимитирующие сроки службы между переборками
для различных узлов и агрегатов
Узлы и агрегаты Предельные сро- ки между пере- борками, часы Причины, влияющие на предельные сроки Факторы, лимитирую- щие сроки службы между переборками
уста- лость износ смазка отложе- ния прогар
Носок картера, картер, корпус нагнетателя, задняя крышка 3000 Усталость- задней крыш- ки и отложения в ка- налах для масла X — — X ——
Вал винта и редуктор 1500 Выкрашивание (рябины) на зубьях шестерен редуктора X — — X —
Коленчатый вал 1000 Отложения в кривошип- ных шейках — X — X —
Главный и прицепные шатуны 1500 Износ и выход из строя подшипников — X X — —
Цилиндры и клапаны 3000 Износ гнльз цилиндров и прогар клапанов — X х — X
Поршни и кольца порш- невые 1500 Износ колец и иагаро- образование — X X X —
Кулачковая шайба н ее привод 3000 Состояние поверхности кулачков X — - ’ X —
Приводы агрегатов 6000 Износ втулок и поломки зубьев шестерен X X — — —
Подшипники качания 1500 Выкрашивание корен- ных подшипников ко- ленчатого вала х - х — —
Маслопомпа 8000 Износ шестерен и кор- пуса X X — —
Редукционный клапан маслопомпы Перио- дически Накопление отложений — — X X —
Масляный фильтр То же Накопление отложений и нагара — -— X х —
Как видно из табл. 5, коленчатый вал с предельным сроком
службы между переборками в 1000 часов в первую очередь л ими
тирует удлинение срока службы всего двигателя. При этом, как
указывает Витлок, лимитируют не износы, а объем отложений,
образующихся в кривошипных шейках коленчатого вала. Эти от-
ложения, как известно, забивают сверление в кривошипных шей-
40
ках и препятствуют проходу масла. Витлок указывает, что если
вопросы с отложениями осадков от масла и общего загрязнения
двигателя будут разрешены, то срок службы между переборками
может быть повышен до 150,0 часов и в дальнейшем будет лими-
тироваться выкрашиванием зубьев шестерен, износом и выходом
из строя подшипника главного шатуна, износом поршневых колец
и нагарообразованием в канавках поршневых колец и, наконец,
износом коренных подшипников коленчатого вала.
Как видно ив произведенного анализа (табл. 6), в отложениях,
образующихся в кривошипных шейках, после 538 часов работы
содержится до 70% свинца и до 16% брома, которые попадают
из топлива.
Таблица 6
Анализ образца отложений в кривошипной шейке после 538 часов работы
Составная часть по методу Процент Источник
ASTM по весу происхождения
Растворимая в нефти по методу ASTM . . 8,01 Минеральное масло
Нерастворимая в нефти 0,75 Смолы из масла
Углерод и его производные 2,97 Из масла
Кремнезем и его производные 1,09 Из песка и пыли
Свинец в форме РЬО 69,41 Из топлива
Железо в форме Fe2Os 3,39 От износа деталей
Галлоиды в форме брома 15,6 Из топлива
Удельный вес отложений 4,159 при 27°С.
Уменьшения отложений можно, повидимому, добиться путем
уменьшения содержания тетраэтилов ого свинца в топливе, улуч-
шения уплотнения поршневых колец (чтобы в масло не попадал
свинец из топлива), улучшения качества масла (в отношении об-
разования отложений) и усиления фильтрации системы смазки.
Добавление к маслам, различных присадок, препятствующих
отложениям, а также периодическая смывка отложений в колен-
чатом вале без съемки двигателя с самолета могут сыграть боль-
шую роль в удлинении сроков службы авиационных двигателей.
Достигнутые успехи в конструкции и технологии, а также
строгая регламентация крейсерских режимов создают прочную
базу для значительного повышения надежности авиационных дви-
гателей и доведения сроков службы между переборками до 100р
часов и выше.
экономичность
Как уже указывалось, в годы второй мировой войны вопро-
сам экономичности ^уменьшения удельных расходов топлив) дви-
гателей боевых самолетов уделялось намного меньше внимания,
41
чем вопросу форсирования мощности. Тем не менее достигнутый
уровень развития авиамоторостроения обеспечивает и высокую
экономичность бензиновых двигателей на крейсерских режимах,
для которых она и представляет наибольший интерес.
Как известно, экономичность авиационного карбюраторного
двигателя зависит от регулировки карбюратора, состава смеси,
числа оборотов и степени сжатия.
Рис. 18. Изменение удельного расхода топлива мотора Райт
R-26D0-9 в зависимости от мощности.
Что касается регулировки карбюратора, то она у современных
двигателей вполне отработана. Действительно, у современных
беспоплавковых инжекторных карбюраторов, как, например, Бен-
дикс-Стромберг, Холлей и др. переход на крейсерский режим
двигателя одновременно сопровождается и автоматической уста-
новкой на бедную смесь («Auto-lean»). Высокооктановые топлива
обеспечивают на крейсерских мощностях, составляющих 50—75%
номинальной мощности, достаточный запас по детонации и на
бедных смесях с коэфициентом избытка воздуха а= 0,90 1,0.
На рис. 18 показана зависимость удельного расхода топлива и
состава смеси от развиваемой: мощности мотора (Райт-Циклон
42
R-26O0-9 с карбюратором Бендикс-Стром'берг. Из рисунка видно,
что данный карбюратор обеспечивает на крейсерских режимах
минимальный удельный расход Се—200 — 210 г/л.с.ч. и примерно
постоянный состав смеси о,— 0,95 -е- 1,0. При такой надежной
регулировке этих карбюраторов становятся излишними газоанали-
заторы (альфометры), которые, кстати сказать, требуют тща-
тельного ухода и ненадежны в эксплоатации. Беспоплавковые
инжекторные карбюраторы, помимо высокой экономичности, име-
ют еще ряд преимуществ перед обычными поплавковыми карбю-
раторами, Дак как у них не может быть дефектов, связанных с
поплавком и иглой, и, кроме того, их конструкция устраняет воз-
можность льдообразования во всасывающей системе.
Рис 19. Изменение удельных расходов топлива двигателей в зависимости от
мощности.
На рис. 19 показано, как изменяются удельные расходы топли-
ва некоторых авиационных двигателей в зависимости от разви-
ваемой ими мощности. Как видно из рисунка, удельные расходы
этих двигателей на форсированных режимах (номинал и больше)
доходят до 350 г/л. с. ч. в то время как на крейсерских
режимах они находятся в (пределах 195—210 г/л. с. ч., т. е. на
43
форсированных режимах расход почти в два раза больше, чем
на крейсерских. Это объясняется тем, что для форсированных
режимов карбюраторы отрегулированы на очень богатую смесь,
которая необходима для обеспечения допустимых температур
цилиндров и для устранения детонации. На крейсерских режимах
с пониженными мощностями, по вполне понятным причинам, обо-
гащение смеси для указанных целей становится совершенно не-
нужным.
Большие расходы топлива на форсированных режимах объяс-
няются еще и высокими числами оборотов коленчатого вала и на-
гнетателя, так как с повышением числа оборотов двигателя, как
известно, увеличивается и доля мощности, идущей на трение в
двигателе и на вращение нагнетателя, в связи с чем снижается
механический коэфициент полезного действия, и, следовательно,
растет эффективный удельный расход топлива.
На рис. 19 можно отметить сравнительно невысокие значения
удельных расходов у немецких двигателей Даймлер-Бенц и ЮМО,
у которых « на форсированных режимах они не превышают
235 г/л. с. ч. Этот факт объясняется тем, что непосредственный
впрыск в цилиндры и сравнительно невысокие наддувы этих дви-
гателей (не превышающие 1050 мм рт. ст.) позволяют использо-
вать более бедные смеси. Непосредственный впрыск обеспечивает
более равномерное распределение состава смеси по цилиндрам,
что имеет весьма существенное значение в рассматриваемом воп-
росе. Действительно, у карбюраторных двигателей неравномер-
ность распределения состава смеси по цилиндрам, как показали
опыты, доходит до 10—15%, и если принять во внимание, что ре-
гулировка двигателя производится по «наихудшему» цилиндру, то
станет понятной потеря в удельном расходе, связанная с этим
фактом. Из этого также ясно, что с точки зрения экономичности
улучшение всасывающей системы двигателя в отношении созда-
ния большей равномерности в распределении состава смеси по
цилиндрам даст значительный эффект.
В практике эксплоатации авиационных двигателей имеет место
не только неравномерное распределение количества топлива по
цилиндрам, но и неравномерное распределение антидетонационной
присадки ТЭС; другими словами, в разные цилиндры двигателя
поступает топливно-воздушная смесь с различной антидетонацион-
ной стойкостью.
(По данным Бэнкса, эта неравномерность у 12-цилиндрового
двигателя доходила до 8 октановых единиц. При непосредствен-
ном впрыске в цилиндры и в этом отношении получаются лучшие
результаты.
Другой путь увеличения экономичности авиадвигателей связан
с правильным выбором числа оборотов, иначе говоря, — требуе-
мую крейсерскую мощность следует получить на минимально до-
пустимых числах оборотов. 1Как указывалось выше, пониженные
числа оборотов из-за относительно меньших потерь на механичес-
кое трение дают и наименьшие расходы топлива. Винты изменяе-
мого в полете шага позволяют получать требуемые крейсерские
44
мощности на различных числах оборотов в довольно широком
диапазоне. Следовательно, для заданной постоянной мощности
при неизменном составе смеси чем меньше будет число оборотов
двигателя, тем меньше будет и удельный расход топлива. Это
значит, что наименьшие расходы топлива будут соответствовать
самым тяжелым винтам с наибольшим открытием дросселя, т. е.
они, эти минимальные расходы, должны располагаться по внеш-
ней характеристике. Однако наивыгоднейшие числа оборотов,
соответствующие практически минимально допустимым расходам
топлива, получаются на несколько более легких винтах, так как
весьма часто на сильно затяжеленных винтах и обедненном сос-
таве смеси происходят тряска и неустойчивая работа двигателя,
совершенно не допустимые в эксплоатации.
Этот вопрос в достаточной степени отработан для двигателей
транспортных самолетов, у которых весь диапазон крейсерских
режимов в зависимости от полетного веса и скорости полета пол-
ностью отрегламентирован в отношении числа оборотов. Напри-
мер, рекомендуемые в летных картах для моторов Пратт-Уитней
R-1830-92 на самолете С-47 числа оборотов с соответствующим
им наддувом обеспечивают действительно экономические режимы
с минимальными значениями километрового расхода топлива.
Возможности увеличения экономичности за счет повышения
степени сжатия также еще не исчерпаны, так как достигнутый
уровень степени сжатия для большинства мощных двигателей не
превышает за последние годы — 7, что нельзя считать пределом.
(Как уже указывалось, форсирование мощности увеличением степе-
ни сжатия малоэффективно и нерационально, но для повышения
экономичности двигателей, устанавливаемых на магистральных
самолетах с большой продолжительностью полета, может сказать-
ся весьма выгодным увеличить степень сжатия и несколько сни-
зить давление наддува. Снизить давление наддува при этом необ-
ходимо из-за ограниченных антидетонационных свойств топлива.
Например, для самолетов с продолжительностью полета больше
4—5 часов за рейс оказывается выгодно применять двигатели со
степенью сжатия 8 вместо 7, при этом утяжеление веса конструк-
ции двигателей, вызванное .повышенной степенью сжатия, полно-
стью компенсируется уменьшением расхода топлива.
Разбирая вопрос об увеличении экономичности авиационных
двигателей, следует указать на замечающуюся в настоящее время
тенденцию к использованию энергии, теряемой с выхлопными
газами. Известно, что с выхлопными газами двигателя теряется
до 45—50% общей энергии, вводимой топливом в цилиндры. От-
сюда понятно, какие резервы в повышении общей экономичности
связаны с применением различного рода приспособлений и уст-
ройств, использующих энергию выхлопных газов.
Еще конце первой мировой войны были попытки использо-
вать турбокомпрессоры, вращаемые (выхлопными газами, для це-
лей повышения высотности двигателей. Однако трудности в вы-
полнении надежно работающих и эффективных турбокомпрессо-
45-
ров (что связано с высокими температурами выхлопа) надолго
задержали их развитие и внедрение >в эксплоатацию. Только на-
кануне второй мировой войны благодаря успехам в создании жа-
ростойких материалов, увеличению эффективности и улучшению
конструкции турбокомпрессоры стали широко внедряться в экс-
плоатацию, в особенности на американских двигателях.
Турбокомпрессор обладает той особенностью, что его эффек-
тивность растет с высотой, и, кроме того, в отличие от приводного
центробежного нагнетателя он и на больших высотах может обе-
спечить требуемый наддув на пониженных числах оборотов дви-
гателя. Таким образом, крейсерские режимы двигателя с турбо-
компрессором на больших высотах могут быть получены на пони-
женных числах оборотов, и, следовательно, с меньшими удель-
ными расходами топлива. Двигатель с приводным центробежным
нагнетателем на больших высотах вынужден будет и на крейсер-
ских режимах работать с повышенным числом оборотов, требуя
при этом более высоких расходов топлива.
Турбина, работающая на выхлопных газах и вращающая ком-
прессор для поддержания определенного давления на всасывании,
использует только незначительную часть энергии выхлопных га-
зов. Для более эффективного использования энергии выхлопных
газов турбина может отдавать часть своей мощности непосредст-
венно на винт, увеличивая этим самым мощность винтомоторной
установки и коэфициент полезного действия ее. В настоящее вре-
мя дискуссируется вопрос о практическом применении комбини-
рованных двигателей, состоящих из поршневого двигателя и тур-
бины, отдающей свою мощность на винт. Современнее состояние
авиационной техники позволяет практически разрешить такой,
очень важный с точки зрения экономичности, вопрос.
В последние годы использование энергии выхлопных газов осу-
ществляется также путем устройства специальных реактивных
патрубков, создающих дополнительную тягу на взлете и на других
режимах. Выхлопные патрубки направляются в сторону, противо-
положную направлению полета, и им придается суживающееся
выходное сечение, что повышает скорость истечения, а следова-
тельно, и кинетическую энергию выхлопных газов. Возникающая
при этом сила вызывает, согласно закону инерции, равную и про-
тиводействующую ей силу реакции, направленную в сторону дви-
жения самолета. Величина силы реакции или тяги будет возрас-
тать по мере увеличения скорости полета, следовательно, при боль-
ших скоростях полета становится все более выгодным использо-
вать дополнительную тягу, создаваемую реактивными патрубками.
Реакция выхлопа на самолете создается при помощи индиви-
дуальных реактивных патрубков, устанавливаемых на каждый
цилиндр двигателя отдельно, или при помощи реактивного коллек-
тора, объединяющего ряд цилиндров. Индивидуальные реактивные
патрубки, как показали эксперименты, имеют преимущества перед
реактивным коллектором как в отношении развиваемой ими реак-
тивной мощности, так и в отношении потери мощности двигателя
от сопротивления выхлопу.
46
Реактивные патрубки дают значительный прирост скорости
самолета, который увеличивается с высотой полета и соответству-
ет увеличению мощности двигателя и а 14—18%. Чтобы судить о
реальном выигрыше в мощности от примененья реактивных пат-
рубков, укажем на немецкий самолет Зибель Si-204 D-1 с двумя
моторами Аргус AS-411A-1 с взлетной мощностью в 600 л. с. Реа-
ктивные патрубки увеличивают тягу на взлетном режиме на
55 кг, что является большой величиной для двигателей данной
мощности. По литературным данным, на некоторых, скоростях
полета реактивная тяга для данного двигателя составляет 20—
25% тяги винта. Такое увеличение мощности двигателя за счет
реактивной тяги без дополнительного расхода топлива приводит к
тому, что удельный расход на крейсерском режиме, отнесенный к
общей мощности, будет порядка 160—170 г/л. с. ч. Это значит,
что расходы топлива в данном случае вплотную подходят к рас-
ходам авиадизелей (соответствующим 155—-160 г/л. с. ч.).
Из краткого обзора достигнутых успехов в области экономич-
ности авиадвигателей следует сделать вывод, что беспоплавковые
впрыскивающие карбюраторы с автоматической регулировкой на
бедную смесь, наивыгоднейшие числа оборотов и степени сжатия
около 8 дадут возможность получить на крейсерских режимах
удельные расходы топлива 185 и даже 175 г/л. с. ч. Уже имеются
двигатели с расходами на крейсерском режиме 186—189 г/л. с. ч.
(«Геркулес 120» для гражданских самолетов). При использовании
энергии выхлопа при .помощи реактивных патрубков или турбины
в качестве компаунд-машины с поршневым двигателем, передаю-
щей мощность на вал винта, еще больше повысится эффектив-
ность силовой установки. Удельные расходы топлива для всей
силовой установки в этом случае будут очень экономичны.
АМЕРИКАНСКИЕ ДВИГАТЕЛИ
Остановимся вкратце на наиболее выдающихся по своим тех-
ническим показателям двигателях, нашедших себе широкое при-
менение в боевой и гражданской авиации.
Фирма Пратт-Уитней выпускает авиационные двигатели широ-
кого диапазона мощностей—от 450 л- с. до 3400 л. с., которые
выполняются с 9, 14, 18 и 28 цилиндрами. Эти двигатели устанав-
ливаются на самолетах различного назначения — на транспортных
Дуглас С-47 и С 54, бомбардировщиках В-24 «Либерейтор» и на
истребителях «Сандерболт». Мощность, высотность и экономич-
ность той или иной модификации двигателя Пратт-Уитней зависят
от ее назначения, в связи с чем разные модификации отличаются
Друг от друга не только числом цилиндров, но и размерностью
Цилиндра, степенью сжатия, передаточным числом к нагнетателю,
передаточным числом к винту и други,мп конструктивными пара-
метрами.
Размерность
'14-цил индровых
цилиндра 9 цилиндровых двигателей—132X132 мм,
двигателей — 139,7X 139,7 и 18-цилиндровых—
А1
146,1 X1152,4 мм. Степень сжатия для всех модификаций колеб-
лется в пределах от 6 до (6,7.
Фирма Пратт-Уитней одна из первых (в 1929 г.) начала рабо-
ты над 2-рядными звездами, а в 1933 г. она выпустила 14-цилин-
дровый 2-рядный двигатель на 700 л. с. В последнее время она
первая освоила 4-рядную звезду с 28 цилиндрами.
Двигатели Пратт-Уитней R-1830, устанавливающиеся на транс-
портных самолетах, имеют сравнительно умеренный наддув (до
1170 мм рт. ст.) и среднюю высотность (до *3800 м). Эти же дви-
гатели для бомбардировщиков «Либерейтор» имеют, кроме при-
водного центробежного нагнетателя, еще и турбокомпрессор на
первой ступени благодаря чему их высотность увеличена до
7620 м.
Рис. 20. Мотор Пратт-Уитней R-2800.
Наибольшее развитие по мощности получили двигатели, пред-
назначенные для истребителей и иного специального назначения.
Например, 18-цилиндровый двигатель R-2800 имеет максималь-
ную мощность от I860 л. с. (модификации 5 и 39) до 2800 л. с.
(модификация 57).
Повышение мощности на данном двигателе достигалось путем
увеличения давления наддува. Бездетонационная работа обеспе-
чивалась применением стооктанового топлива, впрыска воды на
всасывании и промежуточного охлаждения воздуха, идущего из
турбокомпрессора в нагнетатель. (Мощность 14-цилиндровых дви-
48
гателей R-1830, устанавливавшихся на тяжелых бомбардировщи-
ках, оставалась в течение ряда лет неизменной, но благодаря
высокой надежности работы в 1944 г. их мощность была также
несколько повышена — с 1200 л. с. до 1350 л. с. на взлете, а бое-
вая мощность до 1100 л. с. на высоте 4200 м.
Большой интерес представляет 'появление в эксплоатации пер-
вого 4-рядного 28-цилиндрового двигателя воздушного охлажде-
ния фирмы Пратт-Уитней под маржой R-4360-4 и 27 (основные
данные его приведены в табл. 1). 'Как уже указывалось, резкое
увеличение абсолютной (не удельной) мощности двигателей воз-
можно только путем резкого увеличения числа цилиндров. Однако
практическое осуществление многоцилиндровых двигателей с 24,
28, 32 и большим числом цилиндров, в частности, в виде много-
рядных звезд, встречает большие трудности конструктивного ха-
рактера. Эти трудности и были главной причиной того, что, не-
смотря на многолетнюю работу над такими двигателями, они до
самого последнего времени не появились еще в эксплоатации.
Рис. 21. Мотор Пратт-Уитней R -4360.
Двигатель Пратт-Уитней R-4360 (рис. 21) является наиболее
мощным из всех известных в эксплоатации двигателей. Размер-
ность его цилиндров и даже габаритные размеры (лоб) остались
такими же, как у мотора Пратт-Уитней R-2800-59, и, как видно
из табл. 2, он значительно уступает последнему по удельным па-
раметрам, что указывает .на возможности дальнейшего форсиро-
вания его и получения на нем мощности 'больше 4000 л. с.
На двигателе R-4360 удачно разрешен ряд конструктивных
задач, связанных с охлаждением цилиндров, газораспределением,
кривошипно-шатунным механизмом, системами всасывания и вы-
49
хлопа и т. д. Например, для улучшения охлаждения цилиндры
расположены не в шахматном порядке (как это обычно делается
у 2-рядных звезд), а по винтовой линии; четыре цилиндра этого
двигателя образуют как бы виток семизаходного червяка. Для той
же цели — лучшего охлаждения — увеличена поверхность оребре-
ния цилиндров, всасывающие окна расположены не по обычной
схеме (сбоку), а сверху между коробками коромысел, и, кроме
того, на стальные гильзы цилиндров насажены с натягом алюми-
ниевые рубашки с ребрами.
' Коленчатый вал—четырехколенный, неразъемный, имеет четыре
шатунных и пять коренных подшипников. Подшипники — с сере-
бряной заливкой. Цилиндры каждой звезды обслуживаются от-
дельной кулачковой шайбой. Зажигание осуществляется при по-
мощи 7 магнето, установленных на передней части картера дви-
гателя, причем каждое магнето обслуживает 4 цилиндра одного
ряда.
Рис. 22. Мотор Райт-Циклоп R -3S50.
На двигателях серии R-4360-27 установлено приспособление
для замера крутящего момента во время полета, конструктивно
связанное с редуктором (планетарного типа) числа оборотов вин-
та. Такие приспособления устанавливались фирмой по специаль-
ным заказам и на более ранних модификациях своих двигателей.
Двигатели фирмы Райт наряду с двигателями Пратт-Уитней
являются наиболее распространенными в США. Они охватывают
весь диапазон мощностей от 235 л. с. (7-цилиндровый R-760) с
потребным октановым числом топлива 71 до 2200 л. с. (18-цилин-
дровый R-3350) со стооктановым топливом. Опытные двигатели
50
большой мощности этой фирмы с ,22 и 42 .цилиндрами, невидимо-
му, не вышли еще из стадии доводки, так как отсутствуют сведе-
ния о применении их в эксплоатации.
У маломощных двигателей РайтпВирлинд размерность ци-
линдра 127>Д40 мм; в последующих сериях Райт-Циклон размер-
ность была увеличена и составляет 156,6X174,6 мм. 'На более
мощных—14- и 18-цилийдровых двигателях этой фирмы диаметр
цилиндра остается неизменным и ход поршня уменьшается до
1GO,3 мм, что, повидимому, имеет целью уменьшение их лобовой
поверхности. Разные модификации этих двигателей имеют, есте-
ственно, некоторые отличные значения по степени сжатия, пере-
даточному числу к нагнетателю и т. д.
Райт является крупнейшей и старейшей в мире авиамоторной
фирмой, накопившей огромный опыт в области конструирования
и производства авиационных двигателей. Поэтому основные воп-
росы, связанные с развитием моторов воздушного охлаждения,
разрешались на базе двигателей Райт. Такие вопрос™, как улуч-
шение охлаждения двигателей путем резкого увеличения поверх-
ности оребрения цилиндра и улучшения дефлектирования, фунда-
ментальное разрешение вопроса надежности работы коленчатого
вала постановкой динамического демпфера, нововведения в техно-
логию, начиная с кованых поршней и кончая алюминиевой рубаш-
кой, наваренной на стальной стакан цилиндра, и ряд других важ-
ных проблем были впервые разрешены на двигателях Райт.
Во время войны двигатели Райт применялись, главным обра-
зом, на 2-моторных средних и 4-мотопных тяжелых бомбардиров-
щиках «Бостон», «'Митчелл» и на знаменитых «Летающих крепо-
стях» Бойн! В-17 и В-29. Интересно,, что на «Летающих крепо-
стях» Боинг В-17 устанавливались четыре 9-цилиндровых двига-
теля R-1820 со взлетной мощностью 1200 л. с. и высотностью до
7320 м, осуществляемой комбинированным наддувом, с турбоком-
прессором на первой ступени наддува. Эти относительно «мало-
мощные» и несколько устаревшие типы двигателей применялись
довольно долгое время на ответственных самолетах, несмотря на
наличие в серийном производстве этой фирмы более мощных и
более современных двигателей на 1600—1700 л. с. Этот факт мо-
жно, повидимому, объяснить тем, что в условиях сложного произ-
водства таких самолетов переход на новый двигатель снизил бы
намного на некоторое время выпуск этих машин, что было неже-
лательно в военное время.
На последних модификациях «Летающих крепостей» В-29 ис-
пользовались уже 18-цилиндровые двигатели R-3350 со взлетной
мощностью 2200 л. с. и той же высотностью 7620 м.
Характер развития двигателей Райт в военное время опреде-
лился специфическими требованиями бомбардировщиков, на ко-
торых они устанавливались. Для бомбардировщиков главное зна-
чение имеют мощности номинального и крейсерских режимов, а
основные требования, предъявляемые к силовой установке, в осо-
енности для бомбардировщиков дальнего действия.—'это надеж-
51
ность, высотность и экономичность (такие же требования предъ-
являют к двигателям транспортных самолетов). Этим объяс-
няется то, что форсаж двигателей Райт для бомбардировщиков
происходил не так интенсивно, как у двигателей для истребите-
лей. Из (рис. 23 видно, что мощность двигателей R-1820 и R-335O
сохранялась долгое время на одном уровне; кроме того, увеличе-
ние мощности затем происходило больше за счет литража, чем за
Рис. 23. Изменение максимальной мощности мото-
ров \Райт що годам.
счет наддува; например, 9-цилиндровые двигатели R1820 на
«Летающих крепостях» были заменены 18-цилиндровыми двига-
телями R-3350. Само собой понятно, что повышенная размерность
двигателей Райт по сравнению с двигателями Пратт-Уитней не
позволяла в такой же мере форсировать их по наддуву и оборо-
там, и поэтому двигатели Райт, как видно из табл. 2, уступают
по удельным параметрам двигателям Пратт-Уитней. Вместе с тем
высокая надежность двигателей R-1820 и R-3350 позволила, как
показано на рис. 23, несколько повысить мощность этих двигате-
лей за счет наддува и получить на взлете 1380 л. с. вместо 1200—
1300 л. с. на высоте 8170 м (R-1820-97) и 2300 л. с. вместо
2200 л. с. (R-3350-69).
На 14-цилиндровых двигателях R-2600, устанавливаемых на са-
молетах многоцелевого назначения, применен боевой чрезвычай-
ный режим с увеличением мощности на 150—200 л. с.
На самолетах-истребителях в США во вторую мировую войну
довольно широкое распространение получили двигатели жидкост-
52
него охлаждения фирмы Аллисон (до войны в США, как уже
указывалось, применялись почти исключительно двигатели воз-
душного охлаждения).
Начиная с 1930 г., после того как фирма Аллисон была куп-
лена концерном Дженерал Моторе, начались работы над V-образ-
ным 12-цилиндровым двигателем V-1710 с рабочим объемом 28 л
(рис. 24) и размерностью цилиндра 139,7X152,4. С того времени
размерность не изменилась вплоть до последних моделей, включая
и сдвоенный 24-цилиндровый двигатель V-3420.
Рис. 24. Мотор Аллисон V-1710.
Двигатель Аллисон первые успешные станковые испытания
проходил в 1932 г., затем он подвергся ряду конструктивных улуч-
шений, благодаря которым начал занимать одно ив ведущих мест
среди авиационных двигателей.
В 1939 г. истребитель ХР-40 с высотным вариантом этого дви-
гателя занял первое место в соревновании. Двигатели Аллисон
устанавливались затем на лучших американских истребителях:
«Эракобра», «Мустанг» Р-40, Р-51 и т. д.
Характерными особенностями этого двигателя являются:
длинный гибкий валик для привода нагнетателя и агрегатов, при-
водимый от редуктора; конструкция 'блока, рассчитанного на гли-
колевое охлаждение с температурой на выходе до 125°С; удли-
ненный вал длиной 2625 мм с вынесенным вперед редуктором.
Удлиненный вал вызвал необходимость постановки, кроме имев-
шегося ранее фрикционного демпфера, еще второго демпфера на
задке мотора для поглощения крутильных колебаний.
В начальной стадии развития двигателя Аллисон изменение
системы всасывающих патрубков способствовало форсированию
этого двигателя. Разница в мощности, развиваемой разными ци-
линдрами, составлявшая до +10%, после переделки была доведе*
гз
на до +2%. Форсирование двигателей Аллисон (за исключением
модели V-3420) происходило исключительно за счет давления
наддува, величина которого уступает только моторам Роллс-Ройс
(рис. 7).
Литраж, степень сжатия и число оборотов неизменны для всех
модификаций. Характерным для двигателей Аллисон является
также и то, что номинальная и даже взлетная мощность остаются
почти на одном уровне, в то время как по чрезвычайным (кратко-
временным) максимальным режимам происходит исключительно
быстрый рост.
Такой характер развития двигателя объясняется его назначе-
нием — истребителю требуется легкий, малогабаритный двига-
тель с большой форсировкой, хотя бы на непродолжительное
время.
Рис. 25. Мотор Аллисон V-3420.
Для повышения мощностей высотности на двигателях V-1710-89
и -91, кроме приводного центробежного односкоростного наг-
нетателя, был установлен еще и турбокомпрессор. В результате
была получена мощность в 1425 л. с. на высоте 8250 м. На моди-
фикации Аллисон V-1710-93, кроме односкоростного невыключаю-
щегося нагнетателя, был установлен дополнительный выносной
центробежный нагнетатель с гидромуфтой.
Мощность этого двигателя на боевом чрезвычайном режиме
у земли—1500 л. с. При впрыске воды на модификации V-1710-93
и -117 мощность у земли повысилась до 1900 л. с. На последней
модификации V-1710133 применение промежуточного охлаждения
воздуха на всасывании и использование топлив «сорт->180» дали
5-1
возможность повысить наддув и увеличить мощность до 2000 л. с.
у земли и 1900 л. с. на высоте около i5000 м.
В 1937 г. фирма Аллисон начала конструировать 24-цилиндро-
вый двигатель V-3420, состоящий из двух двигателей V-1710
(рис. 25 и 26) и имеющий с последним следующие одинаковые
детали: коленчатые валы, шатуны, поршни, блоки цилидров, рас-
пределение и ряд других деталей. Такая взаимозаменяемость де-
талей намного сокращает сроки и уменьшает стоимость доводки
мощного двигателя.
Рис. 26. Мотор Аллисон V-3420.
Полная мощность двигателя V-3420 передается валом винта,
тогда как шестеони редуктора на каждом коленчатом валу несут
только половину нагрузки.
Американская фирма Ионтинентэл, выпускающая двигатели
воздушного охлаждения малой и средней мощностей, после 10 лет
работы выпустила оригинальный двигатель жидкостного охлажде-
ния 1-1430, устанавливаемый на опытном самолете. Это д-образ
ный 12-цилиндровый двигатель (рис. 27, 28 и 29), развивающий
на кратковременном чрезвычайном режиме мощность 2100 л. с.
при 3400 об/мин Его рабочий объем 23,4 л, он обладает рекор-
дным значением литровой мощности—90 л. с/л.
Особенность конструкции этого двигателя заключается в том,
что фирма отказалась от обычной блочной конструкции и верну-
лась к конструкции отдельно стоящих цилиндров. Оказывается,
такая конструкция имеет ряд преимуществ перед блочной, так
как при этом устраняются неполадки, связанные с повышенными
55
напряжениями при максимальных нагрузках мотора, улучшением
охлаждения цилиндров за счет лучшей возможности подвода ох-
лаждающей жидкости к более нагретым местам и т. д .
Рис. 27. Мотор Континентал 1-1430 (вид сбоку).
Двигатель оказался исключительно компактным и легким. Он
имеет самый минимальный удельный вес, отнесенный к макси-
мальной мощности,— всего 0,313 кг/л. с.
Рис. 28.
Мотор Континентал 1-1430 (вид спереди}.
Двигатель снабжен турбокомпрессором.
Ив вышеизложенного1 следует, что в США за годы войны, на-
55
ряду с двигателями воздушного охлаждения, довольно значитель-
ное развитие получили двигатели жидкостного охлаждения.
Направление развития каждого типа двигателя определялось
его целевым назначением. Двигатели для истребителей развива-
лись в целях создания боевых чрезвычайных режимов с высокими
наддувами (Аллисон-1710 и Пратт-Уитней R-2BOO). Удельные мо-
щности этих двигателей, отнесенные к максимально форсирован-
ным режимам, стоят в ряду наиболее высоких значений. Харак-
терным для этого типа двигателей является сравнительно малый
рабочий объем цилиндров и большое число оборотов.
Рис. 29. Цилиндры мотора Континентал 1-1430.
Двигатели для бомбардировщиков и транспортных самолетов
развивались менее интенсивно по мощности, но показывали опре-
деленную тенденцию к повышению высотности, экономичности на
крейсерских режимах и надежности работы.
АНГЛИЙСКИЕ ДВИГАТЕЛИ
Среди английских двигателей первое место занимают двига-
тели фирмы Роллс-Ройс. Эти двигатели устанавливались на зна-
менитых английских истребителях «Спитфайр» и «Харрикейн»,
бомбардировщиках «Галифакс» и «Ланкастер», а также на тран-
спортных самолетах Авро «Иорк» и «Тюдор». Они принадлежат к
лучшим авиационным двигателям мира. Фирма Роллс-Ройс, имею
Щая многодетный опыт моторостроения, обеспечила своим двига-
телям на протяжении, двух десятков лет ведущее место. Двигате-
ли «Мерлин» фирмы Роллс-Ройс, имея минимальный рабочий объем
Цилиндров среди двигателей своего класса, благодаря исключи-
тельно высоким значениям наддува и чисел оборотов (см. табл. 1)
ио удельным параметрам (среднему эффективному давлению, ли-
57
тровой мощности, удельной мощности и удельному весу) зани-
мают, как видно ив табл. 2, крайние позиции.
Рис. 30. Мотор Роллс-Ройс «Мерлин» двухскоростной, двухступенчатый.
,В первые годы войны двигатели «Мерлин», имея значительно
меньший литраж, чем немецкие двигатели Даймлер-Бенц DB-601,
уступали последним в мощности и высотности, но в дальнейшем
своем развитии они значительно превзошли их по всем основным
техническим показателям. Это было достигнуто за счет сильного'
форсирования двигателей «Мерлин», осуществленного посредством
увеличения давления наддува при использовании детонационно
стойких топлив «сорт-130» и «150». Применение двухступенчатого
нагнетателя с промежуточным охлаждением топливно-воздушной
смеси до цилиндров обеспечило это форсирование. Понижение
температуры топливно-воздушной смеси промежуточным радиа-
тором на 40—50° дает непосредственно увеличение мощности на
4—5% и, кроме того, позволяет повысить наддув (без детонации
на данном сорте топлива) с увеличением мощности на 15%. В
результате этих мероприятий на двигателе «Мерлин» получены ре-
кордные значения литровой и удельной мощности (76 л. с./л и
115,8 л. с./дм2 площади поршня).
58
CJ!
Рис, 31. Мотор Роллс-Ройс «Гриффон» (компоновочная схема).
Такие высокие, как у «Мерлина», показатели на большой высоте
было бы невозможно получить на двигателе с большим литражом
и умеренным наддувом (например, на двигателе Даймлер-Бенц).
Лобовая поверхность мотора. С
двухступенчатым двигателем
на 33% меньше, чем у двигателя
с одноступенчатым нагнетателем
Рис. 32. Сравнительные данные размеров и .весов двигателей с од-
ноступенчатым \и двухступенчатым нагнетателями при одинаковой
мощности на высоте 9150 м (данные Феддена).
Это подтверждают данные 'известного английского конструкто-
ра Рой Феддена, показанные на рис. 32 и иллюстрирующие пре-
имущества двигателя с двухступенчатым нагнетателем. На ри-
сунке сравниваются два двигателя с одноступенчатым и двухсту-
пенчатым нагнетателями, .развивающие на высоте 9150 м одина-
ковую мощность. Как видно из этого рисунка, первый двигатель с
одноступенчатым нагнетателем благодаря большому литражу бу-
дет иметь на 84% больше веса и на 33% больше лобовой поверх-
ности. Крейсерские и номинальные режимы моторов «'Мерлин» ос-
тавались все же на сравнительно невысоком уровне (все приве-
денные выше данные относятся к максимально форсированным
режимам), и фирма Роллс-Ройс в первые же годы войны начала
разрабатывать новый двигатель «Гриффон» с увеличенным рабочим
объемом—36,7 л вместо 27 л у «Мерлина». В 1944 г. этот двига-
тель уже широко применялся в эксплоатации. В настоящее время
60
двигатели «Гриффон» превосходят по абсолютной мощности' для но-
минальных и боевых режимов двигатели «Мерлин» при почти рав-
ных удельных параметрах (табл. 2). Двигатели «Гриффон» легко
устанавливаются на серийные самолеты, приспособленные для
двигателей «Мерлин»: стандартные мотоустановки для обоих ти-
пов двигателей полностью взаимозаменяемы.
Двигатели фирмы Паккард, устанавливающиеся на истребите-
лях США и строящиеся по лицензии двигателя «Мерлин» имеют
лучшие результаты по форсажу. Например, боевая чрезвычайная
мощность двигателя Паккард V-1650-9 на топливе «сорт-150» с
впрыском воды при рекордном наддуве в 2280 мм рт. ст. равна
2200 л. с. При этом получается также рекордное значение литро-
вой мощности — 82 л. с./л и удельной мощности — 124 л. с./дмг
площади поршня.
Рис. 33. Мотор Бристоль «Геркулес».
Среди английских двигателей видное место занимают также
14-цилиндровые двигатели воздушного охлаждения фирмы Бри-
столь с гильзовым распределением, известные под маркой «Герку-
лес XI» со взлетной мощностью 1590 л. с. и «Геркулес XVI» со
взлетной мощностью 1700 л. с. (рис. 33). Эти двигатели применя-
лись на английских 'бомбардировщиках «Стирлинг», «Ланкастер» и
«Галифакс». В послевоенное время они устанавливаются на транс-
портных самолетах.
Логическим развитием этих двигателей является 18-цилинд-
ровый «Центавр XI» (рис. 34 и 35) со взлетной мощностью
2500 л. с.1), который вначале предназначался для большого двух-
моторного бомбардировщика Авро-Манчестер. Двигатель «Цен-
тавр XI» устанавливается на летающей лодке Шетланд, описан-
ной неоднократно в технической прессе, а также на трансокеан-
ском самолете Варвик V. Этот двигатель принадлежит к числу
наиболее мощных в настоящее время. Однако, как видно из
табл. 2, удельные параметры этого двигателя (по литровой,
]) При впрыске воды этот мотор развивает 2800 л. с.
удельной мощности и т. д) еще значительно отстают от рекорд-
ных значений, что объясняется сравнительно умеренным надду-
вом, посредством которого получена его мощность. Отсюда сле-
дует, что мощность этого двигателя может быть в будущем зна-
чительно повышена без увеличения литража его.
Рис. 34. Мотор Бристоль «Центавр».
Значительным преимуществом двигателя «Центавр XI» по срав-
нению с его предшественниками является то, что он при помощи
одноступенчатого нагнетателя (с двумя скоростями) имеет давле-
ние, равное 1 ат на высоте 850С м. Его нагнетатель имеет, пови-
димому, высокий коэфициент полезного действия при использова-
нии крыльчатки закрытого типа. Две скорости к нагнетателю с
передаточными числами 6,i751 и 9,014 работают от гидравличе
ских муфт переключения. Масло для переключения скоростей до
поступления в муфты проходит через две центрифуги, которые
удаляют всякие отложения из масла, могущие скапливаться в
механизме муфт и приводящие в эксплоатации к отказу в работе
механизма переключения.
Двигатели фирмы Бристоль, а также двигатели «Сэйбр» фирмы
Нэпир являются единственными серийными моторами с золотни-
ковым распределением. Фирма Бристоль, начиная с конца 1927 г.,
настойчиво развивает свои мощные двигатели как бесклапанные и
добилась в этом больших успехов, несмотря на ряд трудностей.
Когда авиамоторостроение вступило на путь форсирования
мощности по наддуву, возникли трудности в отношении надежно-
сти работы выхлопных клапанов. Многие виднейшие авторитеты
предсказывали, что дальнейшее повышение удельной отдачи авиа-
ционных двигателей возможно будет осуществить только путем
замены .клапанного распределения золотниковым (гильзовым).
В этом направлении и ориентировались конструкторы. Предпола-
€2
Рис, 35. Разрез мотора Бристоль «Центавр».
о
галось, кроме того, что при золотниковом распределении должен
получиться больший коэфициент наполнения двигателя, а следова-
тельно, и 'большая мощность, чем при обычном клапанном распре-
делении.
Фирма Бристоль, выпускавшая тогда 9-цили,ндровые двигатели,
чтобы .не отстать в отношении мощности от фирм, выпускавших
12-цилиндровые двигатели, вынуждена была увеличить диаметр
цилиндра, что, в свою очередь, потребовало больших выхлопных
клапанов, но обеспечить надежное охлаждение их было затрудни-
тельно. Это обстоятельство заставило фирму Бристоль заняться
конструированием двигателей с золотниковым распределением.
Однако в связи с достигнутыми успехами в разработке жаро-
стойких материалов, а также благодаря успешному применению
натриевого охлаждения и наварки твердых стеллитовых сплавов
на фаски клапанов оказалось возможным беспрепятственно фор-
сировать клапанные двигатели без тех затруднений, которые
ожидались при этом. Практика развития обоих типов двигателей
показала, что двигатели с золотниковым распределением не име-
ют по сравнению с клапанными двигателями заметных преиму-
ществ в отношении наполнения. Они только меньше подвергают-
ся вредному действию свинца, более компактны по конструкции
и несколько более просты в производстве, но зато у них поршни
из-за неблагоприятных условий теплоотвода в стенку цилиндров
термически более напряжены и, следовательно, менее надежны в
работе.
Этим объясняется то, что, несмотря на большой интерес в про-
шлом к золотниковому распределению, оно так и не получило ши-
рокого распространения в авиамоторостроении.
Двигатели «Геркулес» типа «100», «120» и «130» со взлетноймо-
щностью 1675 л. с., предназначенные для гражданских самолетов,
имеют на крейсерских режимах на пониженных числах оборотов
удельные расходы топлива 185—190 г/л. с. ч. Такие расходы для
бензиновых двигателей можно считать минимальными в настоя-
щее время.
Английская фирма Нэпир разработала мощный двигатель
жидкостного охлаждения с золотниковым распределением совер-
шенно оригинальной конструкции под маркой «Сэйбр» (в переводе
«сабля», что отражает в какой-то степени идею конструкции).
Этот двигатель (рис. 36) развивает 2200 л. с. при 8700 об/мин.
Он устанавливается на истребителе Хаукер «Тайфун». В двигателе
использована конструктивная схема его предшественника—Нэпир
«Дэггер» в 395 л с„ тоже многооборотного—до 4000 об/мин. Его 24
цилиндра расположены Н-образно и работают на два самостоя-
тельных коленчатых вала. Такое расположение цилиндров позво-
лило выполнить мотор с необычайно малой по сравнению с други-
ми моторами аналогичной мощности площадью лба и с удачными
для капотирования на самолете формами. Благодаря высокой обо-
ротности его удельные параметры, несмотря на сравнительно уме-
ренный наддув, стоят, как видно* из табл. 2, в ряду самых форси-
64
иованных моторов. Данный двигатель охлаждается этиленглико-
лем <и имеет двухскоростной нагнетатель, обеспечивающий номи-
нальный режим 1735 л. с. на высоте 5180 м.
Рис. 36. Мотор «Сэйбр 11»,
По последним данным двигатель «Сэйбр VII» развивает на
взлете 3000 л. с. при 3850 об/мин и наддуве 1,2 ат избыточного
давления-
Из краткого обзора видно, что в Англии одновременно разви-
вались моторы с малым литражем («Мерлин» имеет минимальный
литраж среди мощных моторов) и с большим литражем («Герку-
лес» и «Центавр»), Развитие первого типа моторов шло по линии
исключительно высоких значений наддува, достигающих
рекордных величин (как видно из табл. 1, для чрезвычайного
Режима Р„ 2050 мм рт. ст.).
Число оборотов этих моторов также достигло высокого уровня
3000 сб/мин.
Наличие высокооктанового топлива у англичан, например,
«сорт-130» и «150», позволило форсировать эти моторы по надду-
®У и получить на них самую высокую удельную отдачу.
Наряду с этими моторами, развиваются моторы и воздушного
°хлаждения с большим рабочим объемом цилиндров, но со зна-
чительно меньшими значениями наддува. Увеличения мощности
Двигателей «Геркулес» фирма Бристоль достигла путем увеличения
витража (числа цилиндров), а не .повышением наддува. Величина
КаДдува у двигателя «Центавр» находится примерно на том же
Уровне, как и у «Геркулеса».
бс
На двигателе «Сэйбр», имеющем малый диаметр рилиндра и в
особенности очень .малый ход поршня, было' достигнуто, максц-
мильное значение числа оборотов (3700 об/мин) для.современных
мощных авиационных двигателей.
НЕМЕЦКИЕ ДВИГАТЕЛИ
В Германии получили развитие двигатели жидкостного* охлаж-
дения «Мерседес-Бенц» фирмы Даймлер-Бенц с марками ЕВ и Юн
кере с марками ЮМО. В ходе войны были разработаны и стали
применяться также двигатели воздушного охлаждения фирмы
БМВ. Характерным для всех этих двигателей является то, что все
они выполнены с непосредственным впрыском топлива в цилинд-
ры. Непосредственный впрыск был отработан незадолго до войны
и принят как стандартное оборудование для всех мощных немец-
ких двигателей.
Рис. 37. Мотор Даймлер-Бенц DB-603A.
В первые 2—2% года войны единственным двигателем для
истребительной авиации и частично для бомбардировочной был
постепенно форсируемый двигатель СВ-601. Это 12-цилиндровый
•д-образный двигатель с большой размерностью (диаметр цилинд-
ра 150 мм и ход 160 мм) с взлетной мощностью в 1175 л. с.
(ЕВ-601 А) при оборотах 2560 об/мин и высотностью 4100 м;
конструкция этого двигателя неоднократно описывалась в нашей
технической литературе. Дальнейшая его модификация DB-605
при той же размерности за счет числа оборотов развивала взлет-
ную мощность Г350 л. с. при 2700 об/мин и имела номинальную
мощность 1200 л. с. на высоте 5100 м.
Для дальнейшего повышения мощности этого двигателя фирма
вынуждена была пойти на ряд конструктивных изменений, касаю-
щихся таких деталей, как блок, кривошипный механизм, нагнета-
тель н т. д. Двигатель DB-605A1 форсирован по сравнению со
66
своим прототипом DB-601'Ё увеличением рабочего объема с 33,9
до 35,7 л (путем увеличения диаметра цилиндра со 150 до 164 мм),
повышением числа оборотов и увеличением высотности до 6000 м.
Последнее было, достигнуто повышением окружной скорости
крыльчатки нагнетателя (диаметр крыльчатки увеличен на 6 мм
и увеличено число оборотов).
В результате указанных «вменений двигатель DB-605A1 имел
взлетную мощность 1560 л. с. при 2800 об/мин, а номинальную
мощность 1350 л. с. он сохранил до высоты 6000 м. При этом ха-
рактерно, что на всех указанных модификациях сохранялось одно
и то же давление наддува, которое не превышало 1040 мм рт. ст.
В отличие от фирм других стран фирма Даймлер-Бенц предпочла
пойти на коренные конструктивные переделки двигателей, совер-
шенно не используя пути форсирования мощности увеличением
давления наддува. Этот факт многие были склонны объяснить
тем, что сорт топлива, которым располагали немцы, для всех мо-
дификаций был с октановым числом 87 (по немецкой шкале), но
впоследствии выяснилось, что он обладает такой же детонацион-
ной стойкостью на богатых смесях, как английские и американ-
ские стооктановые топлива,. Весьма возможно, что в отказе от при-
менения наддува для форсажа своих двигателей немцы руковод-
ствовались желанием работать на экономических режимах (на
сравнительно бедных смесях) даже для номинала и взлета; в
этом случае их топлива действительно могли служить препятст-
вием к повышению давления наддува.
В связи с увеличением числа оборотов на двигателе DB-605A1
пришлось пойти и на такое изменение конструкции, как замена
роликовых подшипников шатунного механизма прежних модифи-
каций на скользящие; это было необходимо для уменьшения веса
шатунного механизма.
Тенденцию увеличить рабочий объем цилиндров без увеличе-
ния наддува можно видеть и в позднейших модификациях. Так,
например, в 1944 г. двигатель марки DIB-603E имел уже рабочий
объем 44,5 л, для чего был увеличен диаметр цилиндра до 162 мм
И ход до 180 мм. При этом он развивал на взлете 1800 л. с. при
2700 об/мин.
Однако* все большее отставание немецких двигателей ст дви-
гстелей союзников заставило немцев в последние два года войны
искать новые пути увеличения мощности. Одним из них было рез-
кое увеличение литража двигателя посредством удвоения числа
Цилиндров (24 цилиндра вместо 12); другим путем было приме-
нение кратковременных боевых (чрезвычайных) режимов, обес-
печиваемых впрыском охлаждающих жидкостей (вода и водо-
спиртовые смеси). В конце 1944 г. и в начале 1946 г. появились
т цилиндровые двигатели фирмы Даймлер-Бенц DB-610A и В с
мощностью 2950 л- с. при 2800 об/мин и фирмы Юнкере
с 222 А® с 1ВЗлетн'01Й мощностью 2500 л. с. при 3000 об/мин,
боевыми режимами 3100 л. с. и 3000 л. с. соответственно. Одно-
временно с этим на чрезвычайном режиме двигателя DB-605C на
Пливе С-3 с впрыском водо-спиртовой смеси наддув был увели-
чен до 1250 мм рт. ст., и мощность при этом возросла примерно
на 800 л. с.
В 1942 г. на немецких истребителях Фокке-<Вульф 190 и бом-
бардировщиках Дорнье ДО-217 стал применяться мощный двига-
тель 'воздушного охлаждения БМВ-801 (рис. 38). Это двухрядный
Рис. )38. Мотор БМВ-801.
14-цилиндровый двигатель с рабочим объемом в 41,8 л с непо-
средственным впрыском топлива в цилиндры; он развивал взлет
ную мощность 1600 л. с. при 2700 об/мин и наддуве 990 мм рт. ст.
Этот двигатель имеет интересную особенность, заключающую-
ся в том, что он с самого начала был сконструирован как единая
компактная моторная установка вместе с такими элементами, .как
капот, масляный радиатор и др.
В конструкцию моторной установки заложена идея максималь-
ного уменьшения лобового сопротивления, что осуществляется
следующими конструктивными мероприятиями: малый ход поршня
(равный диаметру — Г56 мм), что уменьшает габаритный размер
двигателя; компактный и удобообтекаемый капот (рис. 39), име-
ющий для регулировки охлаждения два кольца, расположенных
в передней и задней части его и изменяющих величину выходной
щели при передвижении в осевом направлении; отсутствуют выс-
тупающие наружу воздухоприемники, так как воздух всасывается
двигателем изнутри капота; масляный радиатор расположен вну
три капота.
Этот двигатель, кроме того, имеет еще следующие особен
ности.
1. Принудительный обдув для улучшения охлаждения на взле-
те и при подъеме, осуществляемый при помощи вентилятора; веН’
тилятор установлен сзади винта, имеющего привод от редуктора с
передаточным числом по отношению к коленчатому валу 1,72.
2. Единый рычаг управления, который связан с центральный
пострм автоматического управления на двигателе. Летчик имеет
68
только один рычаг управления двигателем, устанавливаемый на
заданные оптимальные значения давления наддува и числа обо-
ротов. В центральном посте автоматического управления сосредо-
точены механизмы передач к автоматам, регулирующие, давление
наддува, число оборотов, состав смеси, опережение зажигания,
скорости нагнетателя и установку ВИШ.
Рис. 39. Моторная установка БМВ-801.
1—масляный радиатор; 2- -носовое подвижное кольцо, регу-
лирующее поток воздуха, проходящий через масляный ра-
диатор, 3— вентилятор; 4— поток воздуха и воздухоприем-
ник нагнетателя, 5—(заднее подвижное кольцо для регули-
рования потока (Воздуха, охлаждающего цилиндры; 6- - ®оз-
духоприемник нагнетателя.
3. Ряд устройств, обеспечивающих хорошую эксплоатацию в
зимних условиях как-то: система подачи антиобледенительной
жидкости на лопасти винта, специальная конструкция кожухов на
выхлопных патрубках, используемых для подогрева воздуха, обо-
гревающего кабину и передние кромки крыла; в масляной систе-
ме двигателя предусмотрена возможность заполнения ее горячим
маслом или маслом пониженной вязкости через специальные са-
моуплотняющиеся муфты, что предохраняет от чрезмерного изно-
са детали во время запуска при низкой температуре.
Наддув этого двигателя так же, как и других немецкий двига-
телей, был умеренный (990 мм рт. ст.)> но в одной из последних
модификаций он был повышен до 1210 мм рт. ст., благодаря чему
мощность повысилась до 2000 л. с. без увеличения числа оборо-
тов и рабочего объема.
Из краткого обзора видно; что немецкое авиамоторостроение
характеризуется:
1) наличием отработанной стандартной системы непосредствен-
ного впрыска топлива цилиндры;
2) сохранением умеренного наддува на всех двигателях и
Форсированием мощности путем увеличения, главным образом, ра-
бочего объема цилиндров и, частично, числа оборотов;
3) широким внедрением автоматики, облегчающей управление
Двигателем в эксплоатации. 69
Нормальная винтомоторная установка’ не способна обеспечит!
дальнейший рост скорости самолета из-за возникающего принци-
пиального противоречия, заключающегося в том, что при этоМ'
требуется громадная и все возрастающая мощность, которую в
современном поршневом'двигателе возможно осуществить только-
в ограниченных пределах и то при увеличивающихся весе i г аба
ри'тах с одновременным ухудшением к. п.- д.’ винта.
Достижение больших скоростей самолета, близких к скоростям'
звука й превышающих' его, возможно только при помощи новых,
типов дви ателёи' работающих на нсвоУ принципе и могущих раз-
вивать громадные мощности при сравнительно небольших габари-
тах и весах. Этому требованию удовлетворяют реактивные-двига-
тели, мощности которых увеличиваются с ростом скорости полета
и с которыми Движение самолета осуществляется без воздушных
винтов.' ' / . ,
.Мощность прямоточного во щущно-реактивного двигателя воз-
растает йрибпизйтельйо пропорционально кубу скорости по-
лета. У других типов реактивных двигателей мощность Также
возрастает с увеличением скорости, но не так интенсивно, как у
прямоточного воздушно-реактивного двигателя . (ПВ/РД).. В этом
и заключается замечательное принцйЛЭДльНое отличие этих дви-
гателей от современной винтомоторной силовой установки й нх
основное 'Преимущество для скоростной авиации.
Мировой рекорд скорости 975 км/час на самолете «Метеор IV»
был достигнут. при помощи двух реактивных двигателей Роллс-
Ройс «Дервент» (рис. 43), развивающих мощность каждый по
6400 л., с. при весе 540 .кг. Двигатель поршневого типа 'такой же
мощности весил бы в пять раз больше, а для достижения этой
скорости понадобилась бы в два раза большая мощность поршне-
вых двигателей — примерно около 12 000 л. с. (с каждого мотора.
Недавно было объявлено, что завод Роллс-Ройс выпустил реак-
тивный двигатель «Нин» мощностью . 15 000 л. с. при весе 705 кг,
при этом было указано,' что пока еще не созданы самолеты, кото-
рые смогли бы'рационально использовать такую высокую мощ
ность.
Наблюдается весьма знаменательное явление. До сих пер са-
молетостроители предъявляли требования на такие мощности, ко>-
торые моторостроители едва поспевали реализовать. Теперь же,
с появлением нового типа двигателей, картина меняется —само-
летостроители- должны догонять моторостроителей в этом отно-
шении.
О величине мощности, развиваемой реактивными двигателями,
Можно судить по воем известным немецким ракетам дальнего дей-
ствия V-2. Эти ракеты преодолели рубеж скорости звука и вошли
белее спокойные условия сверхзвуковых скоростей. Для разви
СК0Р0СТИ 1250 км'час V 2 понадобилась мощность свыше
00 000-л. с. Позднее ракеты V-2 веесм -в 12 000 кт достигли мак-
1л«альн°й CK,°PO'C™ 4800 км/час и забрасывались на высоту до
км, для чего7 понадобилась мощность в несколько сот тысяч
71
ГЛАВА III
НОВЫЕ ТИПЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
РЕАКТИВНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Основная тенденция в развитии авиации1—это всемерное увели
чение скорости полета. Именно скорость является ценнейшим ка-
чеством авиации, выгодно отличающим ее. от других видов тран-
спорта. Особенно высокие требования в отношении, увеличения
скорости предъявлялись к боевой авиации.
Как известно, увеличение скорости полета неизменно вызывает
и увеличение лобового сопротивления самолета. 'Мощность, необ-
ходимая для преодоления сопротивления самолета, передвигаю-
щегося на постоянной высоте при определенном угле атаки на
скоростях до 800—900 км/час, пропорциональна кубу скорости.
При скоростях от 900 км/час до- 1200 км/час (до скорости распро-
странения звука на уровне моря) сопротивление воздуха, сильно
возрастает, и мощность для .преодоления этого сопротивления
увеличивается соответственно' не в кубе, а в значительно большей
степени. Это увеличение сопротивления происходит от того, что
воздушный поток при таких скоростях перестает уже плавно- об-
текать крыло самолета; происходят срывы струй, и воздух не об--
текает самолет, а сжимается, —«уплотняется», создавая впереди
самолета 'воздушное уплотнение, через которое самолету очень
трудно пройти.
Нечто аналогичное можно наблюдать при уборке снега. Внача-!
ле снег легко сгребается, однако, по мере увеличения массы сне-
га двигать его становится все труднее и труднее, и -в конце кон-
цов масса снега становится' как бы непреодолимым препятствием.'
На скоростях, приближающихся к скоростям распространения
звука, положение самолета5 с обычной винтомоторной установкой
ухудшается еще тем, что воздушный винт начинает работать
значительно менее эффективно', происходит сильное уменьшение
коэфицие'нта полезного действия его. Кроме того, резкое увеличе-
ние мощности современных авиационных поршневых двигателей
вызывает необходимость резкого увеличения весов и габаритов
их, что, в свою очередь, требует еще добавочной мощности на не-
сение увеличенного веса и на 'Преодоление добавочного лобового
сопротивления от увеличенных габаритов. В результате «свобод-
ная мощность», необходимая для увеличения скорости, получает-
ся совсем незначительной.
-Ж Г.. ' ' ' , . .
лошадиных сил (!). Эта колоссальная мощность развивалась двига-
телем в течение 60—70 сек., при этом расходовалось горючего и
окислителя около 8,5 т.
Основные преимущества реактивных двигателей по сравнению
с существующими винтомоторными установками следующие:
1) возможность осуществления'неограниченных мощностей;
2) малые габариты, веса, а отсюда—меньшее лобовое сопро-
тивление;
3) сравнительная простота конструкций, отсутствие вибрации
(благодаря отсутствию деталей, движущихся 1возвратно-поступа-
тельно);
4) удобная внешняя форма, улучшенный обзор;
5) отсутствие воздушного винта, что позволяет строить низко-
планы и значительно упрощает конструкцию шасси;
6) простое управление реактивного двигателя, которое сводит-
ся к одному сектору газа;
7) возможность использования более .низкосортных и дешевых
топлив;
8) значительна меньшая требовательность к смазке, благодаря
меньшему количеству вращающихся деталей и агрегатов.
К существенным недостаткам современных реактивных двига-
телей относятся:
1) высокие расходы горючего, превышающие в несколько раз
расходы поршневых авиационных двигателей, и отсюда как след-
ствие — ограниченный радиус действия самолетов с реактивными
двигателями и возможность 'применения этих двигателей только
для некоторых определенных типов самолетов;
2) недостаточная надежность — непродолжительность работы в
связи с работой деталей этих двигателей в условиях высоких тем-
ператур;
3) сравнительно плохая приемистость.
Принцип работы реактивных двигателей
Основное отличие реактивных двигателей от обычных тепло-
вых поршневых двигателей заключается в способе использования
тепловой энергии, выделяющейся при сгорании топлива. Если в
обычном авиационнсм поршневом двигателе тепловая энергия пре-
вращается в механическую, расходуемую на вращение воздушного
винта, путем повышения давления газов и воздействия этих газов
на рабочие органы двигателя, то обязательным условием работы
реактивных двигателей является ускорение выхода газов из реак-
тивного сопла. Работа реактивных двигателей—их движение вперед
или. тяга —осуществляется за счет реакции струи газов, появляю-
щейся вследствие разности скоростей газов, выходящих из двига-
теля и входящих в него-. В реактивном двигателе газы на выходе
имеют всегда большую скорость истечения, чем на входе. Сле-
довательно, в этом случае будет получаться ускорительное дви-
жение.
Возникающая при этом сила, действующая на массу газов в
72
выходном сопле, равна, согласно закону механики, секундному при-
ращению количества движения. А согласно закону инерции она
^вызывает другую силу — реактивную, равную ей по величине, но
Обратную по направлению. Эта сила реакции действует через
Массы газов (воздуха) на двигатель и заставляет его двигаться
в направлении, обратном направлению истечения газов.
1По величине эта сила реакции будет равна, как указывалось,
приращению количества движения.-
7? = Ш газ, Vгаз ’ Ш в V в.
где: 7?— возникающая реактивная сила,
т газ — секундный расход массы газов,
Уга, —скорость истечения газов в реактивном (выходном)
сопле двигателя,
т, —секундный расход массы воздуха, поступающего в дви-
гатель,
Va —скорость воздуха на входе в двигатель, примерно
соответствующая скорости поле'та самолета.
Реакция движения меньше реакции покоя, т. е., говоря други-
ми словами, сила тяги при данной скорости истечения газов из
сопла будет больше на месте при взлете, чем при полете. Это
происходит потому, что действительная результирующая скорость
истечения газов из сопла, принимая во внимание скорость
движения двигателя, направленного в обратную сторону, будет
меньше, чем при неподвижном двигателе-
С увеличением скорости полета пропорционально первой сте-
пени будет возрастать и скорость воздуха на входе (Ve ), но од-
новременно с этим скорость истечения газов (Уг(И) будет уве-
личиваться в квадрате, поэтому тяга реактивного, двигателя с уве-
личением скорости полета будет в итоге возрастать.
Мощность реактивного двигателя, или тяговая мощность, есть
произведение тяти на скорость движения самолета, деленное на
75 (1л. с./сек., выраженная в килограммометрах). Следовательно:
'При сравнении этой мощности с тяговой мощностью обычной
винтомоторной установки следует учитывать для последней коэ-
фициент полезного действия воздушного винта.
1У реактивных двигателей удельные параметры относят к 1 кг
тяги. Например, удельный расход горючего выражают в кило-
грам/час на 1 кг тяги, удельный вес—в килограммах на 1 кг
тяги и т. д.
Типы реактивных двигателей
Реактивные двигатели различаются как по процессу осущест-
вления реактивной тяги, так и по источнику получения ее.
Различают следующие типы реактивных двигателей.
Простые или прямо точные воздушн о-p е а к т и в-
ные двигатели (ПВРД) беэпредварительного сжатия воздуха
73
в компрессоре. Основным источником реакции в этом двитатед^.
является струя сжатого воздуха, забираемого из наружной среч
ды, к которой подводится тепло газов, получившихся от сгорания
топлива в специальной камере. . ( £
Комп рессо р н ы й в о з д уш но - редктив ный дв ига-
тель (КВРД) с предварительным, до сгорания, сжатием возду-
ха в компрессоре, который вращается либо от авиационного дви-
гателя (схема (Кампини)', либо от газовой, турбины (схема Уит-
тла). __ ,. ...
Жидкостный реактивный двигатель (ЖРД) или
ракетный, у которого деакция создается исключительно замечет
истечения.,продуктов сгорания, получившихся от сгррания без ис-
пользования наружного воздуха. Горючее и окислитель для под-
держания горения находятся в самом двигателе.
Первые два типа РД требуют для рабочего процесса наруж-
ный воздух, и,, следовательно, их работа возможна только в--воз-
душной среде. Работа последнего типа-—ракетного двигателя не
связана с воздухом и возможна в безвоздушной среде. В этом и
заключается основное преимущество ЖРД.
Рис. 40. Схема прямоточного воздцшно-реактив
наго двигателя.
f Различие в принципе работы этих двигателей определяет и
различную зависимость их основных показателей — силы Тяги,
тяговой мощности и коэфициента полезного действия от скорости
полета; высоты полета и т- п.
Рассмотрим простейшую схему прямоточного ВРД для дозву-
ковых скоростей полета (до 1200 км/час).
1Как видно из рис. 40, воздух из наружной среды поступает в-
сечение 1 со скоростью движения самолета. В диффузоре—рас-
ширяющемся канале — происходит уменьшение скорсти V и со-
ответственно этому, .согласно законам гидравлики, увеличение дав-
ления Р (для сверхзвуковых скоростей пришлось бы для этой це-
ли применить сужающийся канал);- на участие 2—3 происходит
сгорание вводимого через форсунки топлива и выделение тепла.
Сгорание происходит в данном случае при постоянном давле-
74
нии, как показано на диаграмме внизу (рис.. 40). На участке 3—4
в конфузоре происходит, расширение газ'бв,. получивших дбйолйй-'
тельную ’ тепловую энергию,, й увеличение их щфрости. Скорость
газов У/в .сечений 4 значительно больше,' чем.в сечений 1, За счёт;
чего и Поручается реактивная'.сила. Коэфициент полезного'дейс^
вия этого двигателя зависит *от" степени' сжатия воздуха в диффу-,
зоре и степени расширения .в конфузоре. .При скоростях полетД в
600—800 км/час .скоростной напор (определяющий в данном Слу-
чае‘степень сжатия) нё'Превышает 0,1—0)3 ат, ,и к. пДД. будет не
больше 2—,3%; это значит, ЧтЬ расходы топлива такого ВРД/
будут в 9—10 раз больше, чем у винтомоторной установки.
С увеличением скорости полета увеличивается сжатие воздуха
в двигателе, и, как. показывают расчеты.,’ при скоростям порядка
2000—2500 км/час экономичность такого В.РД достигает экономич-
ности винтомоторной установки. .
Отсутствий скоростного напора на старте и компрессора для
сжатия поступающего воздуха определяет то, что самолеты с
прямоточными ВРД не могут взлетать самостоятельно (без помо-
щи катапульты). 1 1 - •
Удельный вес прямоточного ВРД‘ достигает 0,05 кг/л) с. или
0,1 —0,2 кг на 1 кг тяги,' что примерно в 10 раз меньше уфёлвиогд ’
веса обычной винтомоторной установки. • ‘ 1;
В связи с низкой экономичностью) прямоточного ВРД и невоз-
можностью его самостоятельного взлета область применения его
пока очень’ ограничена. Он может служить, например, для крат-;
повременного увеличения скорости самолета с нормальной винта-'
моторной установкой. На сверхзвуковых скоростях его можно
использовать и как самостоятельный' двигатель-
'Пульсирующий ВРД, конструкция которого обеспечивает его-'
рйние 'при Постоянном объеме и у которого в процессе сгорания;
развиваются более высокие давления, имеет более ' высокий/
к. п. д., чем прямоточный ВРД, поэтому его МОЖНО ИСПОЛЬЗО;
вать и Для меньших скоростей полета. Для скоростей порядка
700 км/час пульсирующий ВРД будет развивать примерно в .1(5
раза больше удельной тяги (тяга в килограммах, отнесенная.,
К 1 кг/сек топлива). Характерным для пульсирующего ВРД яв-
ляется то, что удельная тяга его с увеличением скорости полета
уменьшается. Вес пульсирующего ВРД за ёчет усложнения кон-
струкции несколько больше веса прямоточного ВРД.
Пульсирующим ВРД снабжались немецкие самолеты-снаряды
VI, которыми обстреливалась Великобритания. Скорость снарядов
достигала 480 км/час. У этого двигателя максимальная мгновей--
ная реактивная тяга была 4100 кг. Среднее значение полной тяги
за цикл 332 кг. Полезная тяга, представляющая разность полной
тяги и сопротивления двигателя, равнялась 240 кг.
Компрессорный воздушно-реактивный двигатель
Как указывалось выше, экономичность В.РД зависит от степе-
ни поджатия воздуха до поступления его в камеру сгорания,. поэм
7&
тому значительно более выгодными оказываются двигатели, кото-
рые, томимо скоростного напора (поджатия воздуха за счет ско-
рости движения самолета), используют еще специальные компрес-
соры для сжатия воздуха. ВРД с компрессором (КВРД) для ско-
ростей 600—700 км/час в 3—4 раза экономичнее прямоточных
ВРД.
Привод компрессора может быть осуществлен либо от поршне-
вого двигателя (схема итальянца Кампини), либо от газовой тур-
бины (схема англичанина Уиттла). В первом случае, хотя он ме-
нее выгодный, чем привод компрессора от газовой турбины, тяго-
вая мощность КВРД с авиационным двигателем при современных
скоростях получается в 3—4 раза больше мощности того же дви-
гателя в винтомоторной установке. Этот факт ярко иллюстрирует
превосходство реактивных двигателей перед поршневыми в отно-
шении способности развивать мощности, необходимые для пере-
движения самолетов.
КВРД с приводом компрессора от тазовой турбины оказался
значительно лучшим, и поэтому он нашел себе наибольшее при-
менение на практике. Газовая турбина имеет ряд преимуществ
перед поршневым двигателем. Она, как ротативный двигатель, хо-
рошо уравновешена, имеет плавный ход и может развивать очень
высокое число оборотов и большую мощность. Она имеет меньший
вес и меньшие габариты. Благодаря высоким числам оборотов
турбины компрессор может быть соединен с ней непосредствен-
но, без передаточных механизмов, необходимых при поршневом
двигателе.
По экономичности турбокомпрессорный РД сравнивается с вин-
томоторными установками при скоростях полета около 800—
900 км/час, а при больших скоростях полета его экономичность
еще больше увеличивается. Турбокомпрессорные реактивные дви-
гатели получили наибольшее распространение в настоящее время,
поэтому целесообразно дать более подробное описание одно-
го из них.
Турбокомпрессорный реактивный двигатель фирмы Юнкере
ЮМО-004, устанавливавшийся на истребителе Ме-262, оказался
в числе двигателей, наиболее активно участвовавших в военных
действиях минувшей войны.
На этом самолете установлены два таких двигателя.
Двигатель Ю'МО-004 (рис. 41) состоит из восьмиступенчатого
осевого компрессора, одноступенчатой газовой турбины, жестко
связанной с компрессором, шести камер сгорания, расположенных
по окружности, регулируемого реактивного сопла <и ряда обслу-
живающих его агрегатов и автоматов.
Воздух из атмосферы засасывается через переднее отверстие
диффузора, где он поджимается за счет скоростного напора
и затем сжимается в компрессоре. Из компрессора сжатый воздух
поступает в камеры сгорания. Каждая камера сгорания, выпол-
ненная из специального жароупорного сплава, имеет одну фор-
сунку, через которую впрыскивается топливо. Воспламенение сме-
76
си при запуске происходит от электрической искры, в дальнейшее
свечи выключаются, и впрыснутое топливо воспламеняется от пла'
мени в камерах сгорания. Горение топлива происходит приблизи-
тельно при постоянном давлении..
Рис. 41. Конструктивная схема турбокомпрессорного реактивного
двигателя 'JOMO-004.
Горючие
поступают в
газы из камер сгорания через кольцевой коллектор
сопловой аппарат и затем на лопатки турбины.
Рис. 42. Общий вид турбокомпрессорного реактивного двигателя ЮМО-004.
Вал турбины жестко связан с компрессором, и вся мощность,
развиваемая турбиной, тратится на привод компрессора и агрега-
тов, которыми снабжен двигатель (топливная псмпа, масляные
помпы, генератор и др.).
Отработанные в турбине газы с большой скоростью выбрасы-
ваются в атмосферу через реактивнее сопло'.
Реактивная сила, или тяга, которую создает двигатель, полу-
чается в результате разницы в кинетических энергиях выбрасы-
ваемых газов и поступающего в двигатель из атмосферы воздуха.
Для внутреннего охлаждения камер сгорания соплового anna-
77
рата, а в последней (модификации двигателя и для охлаждения
.допаток турбины используется воздух, отводимый ют четвертой
ступени восьмиступенчатого компрессора и проходящий через ру-
башку мимо указанных элементов двигателя. Такое охлаждение
сильно нагретых деталей удлиняет срок службы двигателя.
Рис. 43. Турбокомпрессорный реактивный двигатель фирмы
Роллс-Ройс «Дербент I».
Запуск двигателя производится от двухтактного двухцилиндро-
вого мотора воздушного охлаждения мотоциклетного типа, поме-
щенного в переднем коке компрессора. Раскрутка вала турбоком-
прессора производится от пускового мотора в течение 30—32 сек
до 1200—1300 об/мин.
После раскрутки турбокомпрессора включаются зажигание
двигателя и бензопомпа, подающая в камеры сгорания пусковое
топливо — бензин, а пусковой мотор выключается.
Работа в процессе запуска двигателя на бензине необходима
для обеспечения надежного воспламенения топлива на непрогре-
том двигателе и устранения заброса камер сгорания и турбины
плохо воспламеняющимся тяжелым топливом.
После достижения 1800—2000 об/мин двигатель с помощью
топливного рычага переводится на основное топливо (керосин или
дизельное топливо). Зажигание и бензопомпа после этого выклю-
чаются.
Приблизительно' до 3000 об/мин двигатель практически не дает
тяги, но далее, по мере увеличения числа оборотов турбокомпрес-
сора, тяга быстро возрастает—приблизительно по закону кубиче-
ской параболы. Тяга, равная 0,5—0,6 номинальной, соответствует
7000—7500 об/мин, номинальный режим соответствует 8400—
8680 об/мин. Переход двигателя с малого газа (3000 об/мин) на
макомальный режим (8700 об/мин), или приемистость его, со-
ставляет до 10 секунд.
Регулировка двигателя осуществляется двумя сблокированны-
ми автоматами, из которых один поддерживает заданные оборо-
ты двигателя, а другой регулирует проходное сечение реактивно-
го сопла в зависимости от числа оборотов двигателя, высоты и
78
скорости полета. Регулирование проходного сечения реактивного
сопла достигается передвижением конуса, перемещаемого вдоль
оси реактивного сопла.
(Управление двигателем производится летчиком от единого ры-
чага ёектора газа.
Топливная система двигателя состоит ж пусковой и основной
систем. Топливный бак с пусковым бензином имеет кольцевую
форму и расположен в передней части двигателя. Он делится
внутренней' перегородкой на две части, каждая из которых пред-
ставляет собой самостоятельный бак. Верхняя часть, емкостью
около 8 л,- заливается автомобильным бензином, питающим пуско-
вой мотор. Нижняя часть, емкостью около 20 л, заливается
авиационным бензином, питающим двигатель при запуске. Основ-
ное топливо (тяжелое) размещается в самолетных баках.
Маслосистема двигателя состоит ив маслобака кольцеобразной
формы, расположенного в передней части двигателя за бензоба-
ком, двух нагнетающих шестеренчатых помп и трех откачиваю-
щих помп, двух сетчатых фильтров, пеногасителя и системы тру-
бопроводов. Маслобак служит ©дневременно и м аслор адиатором,
так как верхняя часть его охлаждается воздухом, поступающим
из атмосферы в компрессор.
В качестве смазочного масла фирма рекомендует смесь, сос-
тоящую из 50% авиационного масла и 50% газойля.
Основные данные двигателя ЮМО-004 (по материалам фир-
мы) :
Число оборотов турбокомпрессора . . . 8400—8680 об/мин
Тяга у земли........................ . 865—940 кг
Часовой расход топлива .... 1200—Г300 кг
Расход топлива на 1 кг тяги . . 1,385 кг/час
Давление подачи топлива ... . . . 46—53 кг/см2
Давление воздуха на входе в компрессор 628—625 мм рт. ст.
Давление воздуха за компрессором . . . 2,95—3,1 кг/см2
Давление газов за турбиной .... 1,49—1,52 кг/см2
Температура газов за турбиной . . . . 590—610°С
Давление масла........................., 1,95—2,1 кг/см2
Температура масла.............. . . . ; . . 85°С
Расход масла..............................0,9—1,0 кг/час
Обороты малого газа.................... 3000—3100 об/мин
Часовой расход топлива на малом газе 362 л/час
Длина двигателя................................. 3950 мм
Наибольший диаметр двигателя ... . . 830 мм
Сухой вес двигателя.............................. 700 кг
Срок службы двигателя ................. .25 час.
Основные агрегаты двигателя имеют высокие показатели. (Коэ-
фициент полезного действия компрессора на номинальных оборо-
тах достигает 0,8; полный коэфициент полезного действия турби-
ны доходит до 0,75—0,76 и коэфициент избытка воздуха пример-
но около 5. Такой избыток воздуха обеспечивает полное сгорание,
79
и коэфициент полноты •сгорания достигает высокого значения—
0,98.
Максимальная мощность, создаваемая турбиной, равна 4200 л. с.
Она расходуется на вращение компрессора и агрегатов турбоком-
прессорного реактивного двигателя. От обычного поршневого дви-
гателя его отличают следующие особенности.
На пониженных (крейсерских) режимах он имеет значительно
меньшую экономичность, чем на максимальных режимах. Мини-
мальный расход топлива на номинальных числах оборотов состав-
, оп кг/час „ „ - , .
ляет 1,32-------. На режиме 0,5 номинала (по тяге) удельный
кг тяги
кг/час
расход топлива составляет уже 1,17 , и дальнейшее по
кг тяги
нижение числа оборотов дает еще более резкое ухудшение эконо-
мичности двигателя. А у бензинового двигателя, как известно, на-
оборот —наибольшая экономичность получается на крейсерских
режимах при пониженном числе оборотов.
Высотные характеристики турбокомпрессорного реактивного
двигателя (ТКРД) также существенно отличаются от обычного
нагнетательного поршневого двигателя с винтом. ТКРД в отличие
от ЖРД использует для горения кислород из окружающей атмос-
феры, поэтому тяга, а следовательно, и мощность этого двигателя
будут падать с высотой. Зависимость тяги от высоты полета бу-
дет в данном случае довольно сложная, так как высота и скорость
полета будут влиять на работу ТКРД, на к. п. д. турбокомпрессо-
ра и на тяговый к. п. д. Тяга ТКРД с увеличением высоты будет
падать, например, .при скорости полета 800 км/час тяга ЮМО-004
уменьшается от 735 кг у земли, до 400 кг на высоте 8 км (пример-
но, на 46%). Но это падение будет гораздо медленнее, чем у не-
высотного поршневого двигателя, мощность которого' упадет при
этом на 68%.
Экономичность ТКРД улучшается по мере подъема на высоту;
например, при скорости полета 800 км/час удельный расход у зем-
кг'час
ли составляет 1,9 —---- , а на высоте 6—8 им при той же ско-
кг тяги
кг/час
рости расход снижается до 1,65 — 1,55 ------.
кг тяги
Тяга двигателя имеет, по указанной выше причине, максималь-
ное значение на месте, а с увеличением скорости полета до 400—
450 км/час она падает, но затем снова начинает возрастать;
при скорости около 1000 км/час тяга двигателя уже превосходит
тягу на месте.
Приемистость этого двигателя 9—10 сек., т. е. намного хуже
приемистости поршневых авиационных двигателей, что является
довольно существенным недостатком, вынуждающим итти на по-
садку при высоких режимах работы двигателя.
Приведенный краткий обзор показывает, что турбокомпрессор-
80
ный реактивный двигатель является уже достаточно отработанным
и по своим показателям он может с большим успехом применять-
ся в скоростной авиации.
Жидкостный реактивный двигатель
Жидкостный реактивный двигатель (ЖРД) — его часто назы-
вают реактивным двигателем—работает, как уже указывалось, без
наружного кислорода. Окислитель в жидком виде находится в самом
двигателе. Топлива и окислитель подаются насосами в камеру
сгорания. Продукты сгорания выбрасываются с большим ускоре-
нием из сопла, за счет чего получается реактивная сила.
Скорость истечения этих газов равна 2000—2600 м/сек. Наибо-
лее выгодная с точки зрения экономичности полета самолета с та-
ким двигателем является скорость, равная скорости истечения га-
зов, что соответствует 7000—9000 км/час. Для достигнутых совре-
менных скоростей ЖРД имеет очень низкий к. п. д., что опреде-
ляет непродолжительность работы его. Так, например, истреби-
тель-перехватчик Me- 163В с жидкостно-реактивным двигателем
HWK-109-609 фирмы Вальтер, согласно данным фирмы, набирает
высоту 6000 м за 2,5 минуты и 12000 м за 8,5 минуты, набор
производится почти вертикально. После набора высоты 12 000 im
самолет имеет запас горючего на 8 минуты горизонтального по-
лета со скоростью 800 км/час. Для увеличения времени пребыва-
ния самолета в воздухе двигатель .время от времени выключается,
совершается, так называемый, «пунктирный полег», т. е. набор
высоты и планирование, а двигатель при этом периодически вклю-
чается на короткие промежутки времени.
Этот самолет .применялся немцами в конце войны для борьбы
с бомбардировщиками и истребителями.
Сила тяги ЖРД не зависит от скорости и высоты полета, а
мощность и экономичность резко возрастают с увеличением скоро-
сти полета.
IK ЖРД относится также двигатель, установленный на ракет-
ном снаряде V-2, применявшемся немцами для обстрела Англии.
На этом двигателе в качестве топлива использовался этиловый
спирт, а для поддержания горения служил кислород, содержав-
шийся в жидком виде при минус 183 до минус 252°С. Вес спирта
.составлял 3400 кг, вес жидкого кислорода—4990 кг. Топливо и кис-
лород подавались в камеру сгорания под давлением двумя цент-
робежными насосами, приводимыми в движение мощной турбиной
в несколько сот лошадиных сил. Эта турбина работала на пере-
гретом паре, образовавшемся от сгорания .в газогенераторе кон-
центрированной перекис,к водорода с 'раствором марганцевокисло-
го кальция.
Скорость истечения продуктов сгорания из сопла составляла
2009 —2500 м/сек.
При старте двигатель развивал тягу около 26 000 кг. Ракета
поднималась вертикально вверх в течение 60 секунд, после чего
прекращалась подача горючего, и двигатель останавливался. В
81
этот момент снаряд поворачивался под углом 45° и продолжал
полет под действием сил инерции по заданной траектории. В мо-
мент поворота двигателя ракета достигала максимальной ско-
рости около 4800 км/час. 'Снаряд описывал в стратосфере парабо-
лу, достигая высоты 100 км. Дальность полета снаряда была око-
ло 620 км, а продолжительность—около 5 минут. В момент удара
о землю ракета имела скорость около 4000 км/час.
Как видно, при помощи ЖРД достигаются исключительно вы-
сокие скорости полета, которые могут иметь пока только спе-
циальное назначение.
Рис. 44. [Сравнительные характеристики тяговых к.п.д.
для различных типов двигателей на высоте £100 м.
Для сравнительной оценки реактивных и винтомоторных дви-
гателей представляет интерес график (рис. 44), построенный на
основе доклада Рой Феддена1) на 32-м заседании 'Английского ко-
ролевского общества, посвященном памяти Вильбура Райта. На
этом графике даны характеристики тяговых к. п. д. тяги самоле-
та с различными типами двигателей, подсчитанные для высоты
6100 м (20 000 фут.). Эти характеристики отражают полетный
1) А. Н. Roy Fedden. Авиамоторные установки, их история и перспек-
тивы. IRAS. Vol. 48, № 405 и Ла 406, сентябрь—октябрь 1944 г.
82
коэфициент полезного действия силовой установки, характеризую-
щий степень эффективности реактивных двигателей как движите-
лей в зависимости от скорости полета. Как видно из графика, на
высоте 6100 м эффективность реактивного двигателя (в данном
случае компрессорного) сравняется с эффективностью винтомо-
торной установки (В.МУ) при скорости около 900 км/час, а в
дальнейшем она будет выше эффективности ВМ.У- Для высоты
9000 м ТКРД сравняется по эффективности с В'М.У при скорости
около 725 км/час. ЖРД (ракетный двигатель) на этих скоростях
будет иметь, как видно 'из графика, очень небольшую эффектив-
ность.
Интересно вспомнить некоторые моменты <из истории кон-
структивного оформления реактивных двигателей.
В 1908 г. француз Лорэн предложил схему реактивного двига-
теля, по которой двигатель внутреннего сгорания производит вы-
хлоп в специальный диффузор, служащий для получения реактив-
ной силы.
Итальянцем Кампини была предложена схема компрессорного
ВРД с приводом компрессора, от авиационного двигателя воздуш-
ного охлаждения. В 1940 г. фирмой Капрони по схеме (Кампини
был построен самолет, на котором был совершен первый десяти-
минутный полет с реактивным двигателем.
В Англии конструктор Уиттл предложил схему, по существу,
современного турбокомпрессорного реактивного двигателя. В 1941 г.
самолет с реактивной установкой Уиттла совершил опытные поле-
ты. В то же время немцы вели работы над самолетами с турбо-
компрессорными реактивными двигателями. С 1941—1942 г. фир-
ма Юнкере совместно с фирмами Хейнкель и Хирт начала разра-
батывать турбокомпрессорные реактивные двигатели, а, начиная
с 1944 г., все основные немецкие моторостроительные фирмы за-
нимались производством реактивных двигателей. Летом 1944 г. на
фронтах принимают участие истребители !Ме-262 с двумя двигате-
лями ЮМО-004. В августе 1944 г. в боевых операциях начинают
участвовать английские истребители Глостер «Метеор» с турбо-
компрессорными реактивными двигателями, построенными фирмой
Роллс-Ройс (рис. 43). Примерно .в это же время на фронтах появ-
1 ляются и американские истребители «Эрокоме'т» и Локхид Р-80А
с турбокомпрессорными реактивными двигателями системы (Уитт-
ла. В настоящее время все ведущие моторостроительные фирмы
Англии и США занимаются проектированием и производством ре-
। активных двигателей.
В табл. 7 приводятся данные английских турбокомпрессорных
ВРД, составленные по имеющимся в литературе сведениям, ко-
1 торые показывают, какой размах приняли работы над реактивны-
ми двигателями.
ГАЗОВЫЕ ТУРБИНЫ
(В последние годы благодаря достигнутым успехам в области
турбостроения, о чем свидетельствует широкое внедрение турбо-
63
Таблица 7
АНГЛИЙСКИЕ ТУРБОКОМПРЕССОРНЫЕ ВРД ।
Название ВРД Тяга статичес- кая, кг Скорость Расход Удель- ный вес ВРД, кг кг тяги Вес ВРД, кг Размеры, мм Число камер сгора- ния 1 Тип компрес- сора Тип турбины
диаметр длина
турбины, об/мин топлива, кг|час
кг тяги
W1—первый ВРД Уиттла . . . 386 16 500 1,39 0,630 254 — 10 Центро- бежный Односту- пенчатый
W2/700. IIIB 975 16 750 1,04 0,405 395 — — 10 я »
Армстронг-Сидлей ASX . . . 1180 8 000 1,03 0,735 865 1068 4240 11 14-ступен- чатый, осевой Двухсту- пенчатый
Де-Хэвиленд Гоблин 1362 10 200 1,23 0,50 680 1270 2559 16 Центро- бежный Односту- пенчатый
Роллс-Ройс «Дервента V . . . 1470 14 500 1,05 0,386 568 С 1095 2252 10 » »
Метрополитен-Виккерс F2/4 . 1590 — 1,05 0,500 795 933 4041 — Осевой, многосту- пенчатый Двухсту- пенчатый
Роллс-Ройс «Нин» 2260 12 400 1,06 0,312 726 1258 2960 9 Центро- бежный Односту- пенчатый
компрессоров на авиационных двигателях, значительное внимание
уделяется проблеме использования газовых турбин на самолетах.
Для больших мощностей в одном агрегате, начиная с 4000—6000
л. с. и выше, становится целесообразным применение газовых тур-
бин, работающих на винт, так как они имеют ряд несомненных
преимуществ перед поршневыми двигателями.
Рис. 45. Схема газовой турбины.
1—камера сгорания; 2—форсунка; 3—направляющий аппа-
рат; 4—лопатки газовой турбины; 5— ксхмпгреесор;
€—нарос.
На рис. 45 показана принципиальная схема газовой турбины.
В камере / происходит сгорание топлива, подаваемого форсун-
кой 2. .Продукты сгорания поступают из камеры сгорания в нап-
равляющий аппарат 3, где они расширяются, и дальше направ-
ляются на лопатки газовой турбины, вращая тем самым колесо
турбины.
Воздух, необходимый для горения, подается в камеру сгора-
ния компрессором 5, вращаемым турбиной. Топливо в форсунку
подается насосом 6, который также приводится во вращение тур-
биной.
Главными преимуществами газовых турбин являются:
1. Способность развивать в одном агрегате большие мощности,
что связано с многообсротностью.
2. 'Плавность хода — без вибраций и тряски — благодаря от-
сутствию деталей, движущихся возвратно-поступательно.
3. 'Меньшие веса, габариты и большая простота конструкции.
Мощная реактивная турбина весит в 2—3 раза меньше обычных
поршневых двигателей. Меньший (примерно в два раза) габарит
газовой турбины дает возможность легко ее «заделать» в крыло
и создает меньшее лобовое сопротивление (нтю особенно сущест-
венно для больших скоростей); отсутствие потребности в наруж-
ном охлаждающем воздухе также способствует меньшему аэроди-
намическому сопротивлению.
4. ^Установочный вес газовой турбины не намного превосходит
ее сухой вес. Требование к топливу и смазке значительно мень-
шие, чем у ‘поршневых двигателей.
Кроме того, выхлопные газы газовой турбины могут дать еще
дополнительную реактивную тягу, величина которой примерно
компенсирует потери от винта и лобового сопротивления гондолы.
Распределение мощности турбины между винтом и реакцией
газов производится в зависимости от назначения самолета, на ко-
тором установлена турбина. Для скоростных самолетов выгоднее
использовать большую часть мощности в виде реакции, для не-
скоростных — на винте.
К недостаткам газовой турбины относятся:
1. Меньшая, чем у поршневых двигателей, экономичность на
скоростях примерно до 800 км/час.
2. Меньшая надежность деталей вследствие высоких темпера-
тур, при которых им приходится работать.
8. Более сложный редуктор к винту из-за многооборотности.
Особенностями газовой турбины является то, что, во-первых,
она работает как невысотный двигатель; правда, падение мощно-
сти ее с высотой происходит менее интенсивно, чем у безнагнета-
тельного поршневого двигателя, и, -во-вторых, то, что наивыгод-
нейшие экономические расходы топлива получаются не на умень-
шенных числах оборотов (как это имеет место у поршневого дви-
гателя), а на максимальных числах оборотов при максимальных
нагрузках; следовательно; экономические крейсерские режимы га-
зовой турбины получаются на максимальных числах оборотов.
Эффективность газовой турбины возрастает с высотностью,
так как при пониженных давлениях и температурах окружающей
среды увеличиваются степень расширения и перепад температур
рабочего процесса; с увеличением их увеличивается и к. п. д. тур-
бины.
Для сопоставления качеств различных типов двигателей пред-
ставляют интерес данные Флэгл и Годзей1) со сравнительной
оценкой летных качеств самолетов, оборудованных 4 моторами
различных типов с мощностью каждого по 2000 л. с. на высоте
6000 м.
Таблица 8
Условия взлета
Тип установки Полный вес, кг Вес силовой установки, КГ (О/о) Вес топлива, кг (%) Тяга при взлете, кг (°/0)
Поршневой двигатель с вин- том (ПДВ) Турбовинтовой двигатель (ТВД) Турбореактивный двигатель (ТРД) . . . 54 000 54000 54 000 9400(100) 6900(73,5) 3630(38,6) 18 000(100) 20 500(114) 24 000(133) 12700(100) 20 000(157) 11000(86,5)
1. С. D. Fla'gle and Р. W. Godsey. „Место газовой турбины в авиа-
ции.* The Aeroplane*, № 1779, 29 июня 1945 г.
86
При расчетах был принят одинаковый для всех самолетов вес,
равный 54 000 кг, т. е. суммарный вес топлива и силовой установ-
ки у сравниваемых самолетов остается неизменным.
Таблица 9
Режим наивыгоднейшей дальности на высоте 6000 м
Тип установки Наивыгодней- шая крейсер- ская скорость, КМ (0'с) Дальность на 1 кг топлива, КМ/КГ (О/о) Наибольшая дальность, км (0/,)
ПДВ ТВД (4 двигателя) ТВД (2 двигателя) ТРД (2 двигателя) ТРД (4 двигателя) 400 (100) 480 (120) 450(112,5) 560(140) 740 (185) 0,426(100) 0,443 (104) 0,513(120) 0,178(41,7) 0,235(55,1) 7700 (100) 9200(119) 10600 (138) 4250(55,2) 5650(73,4)
Из табл. 8 и 9 видно, что вес турбовинтовых двигателей
(ТВД) составляет всего 73,5% веса ПДВ, поэтому запас топлива
у него соответственно увеличивается и, как следствие, при 2-мо-
торном полете дальность увеличивается на 38% при одновремен-
ном увеличении крейсерской скорости на 12,5%. Что касается
турбореактивных двигателей (ТРД), то их вес в два с лишним
раза меньше веса ПДВ, и для небольшой дальности самолет с
ТРД может взять коммерческую нагрузку почти на- 6 т больше,
чем с ПДВ, и почти на 3,5 т больше, чем с ТВД- Однако вследст-
вие больших расходов топлива при дальних полетах самолет
с ТРД, как видно из таблицы, намного уступает обоим типам дви-
гателей и его километраж, т. е. количество километров на 1 кг
израсходованного топлива, составляет примерно 50% километра-
жа ПДВ.
Самолет с ТВД имеет значительно меньшую длину разбега и
большую скороподъемность, чем самолет с ПДВ. Это объясняет-
ся, как видно из табл. 8, наличием у ТВД большей тяги на взле-
те, получающейся вследствие необходимости по условию иметь
мощность 2000 л. с. на высоте 6000 м; ТВД является, как уже
указывалось, невысотным двигателем, поэтому его мощность на
взлете будет в данном случае соответствовать 3800 л. с. Крейсер-
ская скорость будет наибольшей у самолета с ТРД. Коммерческая
нагрузка на расстояние 3000 км у самолета с ТВД будет наиболь-
шая, а практический потолок будет наибольший у ПДВ с турбо-
компрессором.
На рис. 46 дана диаграмма, показывающая вероятную об-
ласть применения разбираемых типов двигателей, приведенная
авторами в той же статье. Из этой диаграммы видно, что, по мне-
нию этих авторов, начиная со скоростей около 700 км/час и с вы-
соты около 17500 м, кончается область рационального применения
обычных поршневых двигателей.
87
Для оценки перспектив применения газовой турбины в авиации
следует вспомниггь, что еще в 1908 г. была построена стационар-
ная газовая турбина по проекту Хольцварта и что в конце первой
Рис. 46. Диаграмма, показывающая- вероятную об-
ласть применения различных типов авиационных дви-
гателей.
1—поршневой двигатель; 2—тазовая турбина с «ин-
том; <?—турбореактивный двигатель.
мировой войны были уже применены газовые турбины для осу-
ществления наддува авиационных двигателей. Однако газовая
турбина до самых последних лет имела очень ограниченное при-
менение в связи с невозможностью конструктивно разрешить воп-
росы удовлетворительной экономичности и надежности. Только в
настоящее время благодаря успехам в области технологии жаро-
стойких материалов и повышения к. п. д. газовая турбина стано-
вится реальным и многообещающим двигателем для авиации, и
ряд моторостроительных фирм занимается в настоящее время
проектированием мощных турбин. Согласно заявлению председа-
теля правления фирмы Райт-Вогана, фирма Райт проектирует га-
зовые турбины на 10000 л. с., которые ® ближайшие годы посту-
пят в эксплоатацию на гигантских трансокеанских самолетах.
На гигантском пассажирском самолете 1Консолидейтед-|Валти мо-
дель 37, с полетным весом в 145 т, рассчитанном на 204 пас-
сажира, предполагается установить б газовых турбин по 5000 л. с.,
работающих на винты.
На рис. 47 показана газовая турбина фирмы Бристоль под
маркой «Тевеус I», работающая на винт. Турбина имеетмногосту-
83
пенчатый осевой компрессор. Воздух в компрессор засасывается
спереди через отверстия, расположенные вокруг редуктора к ©ин-
ту. Сжатый в компрессоре воздух поступает в камеры сгорания,
Рис. 47. Газовая турбина Бристоль «Тезеус I» с вин-
том, установленная на самолете.
откуда продукты сгорания идут в турбину, .непосредственно свя-
занную с компрессором. Дальше газы поступают на другую тур-
бину, которая через длинный вал и редуктор передает мощность на
винт. Дальше газы проходят через теплообменник, где они часть
тепла отдают сжатому воздуху, поступающему в камеры сгорания,
и затем поступают в регулируемое реактивное сопло, создавая тя-
гу. 80% мощности отдается непосредственно на винт, остальная
часть — на реакцию.
ГЛАВА IV
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ПОРШНЕВЫХ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В предыдущей главе было показано', что реактивные и газотур-
бинные двигатели имеют ряд .преимуществ перед обычными порш-
невыми двигателями и что они, завоевав в последние годы войны
определенное место в скоростной авиации, в 'будущем несомненно
будут все больше внедряться в авиацию самого различного назна-
чения. Одновременно были показаны существенные недостатки но-
вых типов двигателей, которые в настоящее время ограничивают
применение их, в особенности на самолетах небоевого назначения.
Следовательно, при рассмотрении вопроса о перспективах развития
авиационных двигателей ни в коем случае нельзя сбрасывать со
счетов существующий классический поршневой двигатель, который
по своим показателям стоит на вершине современного уровня тех-
ники. За ним остаются и еще долго будут оставаться такие важ-
ные преимущества, как высокая экономичность, надежность и мно-
голетний эксплоатационный опыт.
Возможности развития поршневого двигателя далеко не исчер-
паны, и можно утверждать, что в конкуренции с новыми типами
двигателей в нем будут вскрыты такие возможности и резервы, ко-
торые еще надолго обеспечат ему все права на существование в
авиации.
Совершенно очевидно, что область маломощных и средних мощ-
ностей в авиации еще долгое время целиком будет принадлежать
поршневому двигателю, но и в области больших мощностей еще
немалый период будут существовать все 3 типа двигателей.
Можно предположить, что все эти двигатели будут развиваться
параллельно, каждый в своем направлении.
Для характеристики перспектив развития авиационных двига-
телей представляет интерес исследование Рой Феддена, 'бывшего
главного конструктора фирмы Бристоль в Англии, одного из вид-
нейших авторитетов в авиамоторостроении. Он хорошо знаком и с
моторостроением в США, поэтому его высказывания базируются
на знании фактического положения и планов развития опытного
моторостроения в ведущих странах.
Выведенная им кривая роста мощности моторов (рис. 48) пока-
зывает, что к i960 г. мощность авиационных моторов в одном аг-
регате достигнет 8000 л. с. Следует отметить, что данные из дру-
90
сти .моторов. Находящееся в п™тро^
Хе1ТдХНСЫС
Юза й гядДпп™С ’ Бри,столь 167- Брабазон I, Лодка Говарда
пдза и ряд других, предъявляют требования к взлетным мошно-
ToZOPX 20^24000 Л- ,С-’ ^-^ьТдолжны быть удовлет-
пех и,™ нимальнь1|м количеством моторов — не больше четы-
рсл* 'ШсСТИ.
Рис. 48. предполагаемый рост мощности рвшщионных дви-
гателей по годам (данные Рой Феддена).
Кривая изменения удельного .веса двигателей по годам, пока-
занная на рис. 48, с'определенного момента начинает подниматься
вверх. Федден предполагает, что увеличение мощности путем уве-
личения числа цилиндров, несмотря на непрекращаклцийся прогресс
в конструировании и технологии, все же вызовет в конечном
счете рост удельного веса поршневого двигателя .в связи с не-
обходимостью постановки двух коленчатых валов, усиления кар-
тера и т. п-
Резкое увеличение мощности двигателя, как уже указывалось,
возможно только путем резкого увеличения рабочего объема ци-
линдров, т. е. числа цилиндров. Хотя, как показывает практика,
трудно говорить о конкретных технических пределах, тем не ме-
нее анализ современного авиационного двигателя показывает, что
вряд ли можно будет снять больше 200 л. с. с одного цилиндра.
91
Следовательно, увеличение мощности в 'будущем возможно путем
перехода к конструктивным схемам в 28, 32, 36 и 42 цилиндра
с расположением этих цилиндров в вйде мно^орядных звезд. Распо-
ложение цилиндров намечается в виде сдаоенных 12-цилиндровых
моторов, либо в виде буквы Н по '6 или '8 цилиндров в ряд, или
же в виде 4- и 6-рядной звезды.
Следует ожидать, что, увеличение мощности авиадвигателей
будет продолжаться и по пути повышения наддува, так как достиг'
нутые значения наддува tpH|C- не являются пределом. В связи
с этим большую актуальность приобретает повышение эффектив-
ности нагнетателей и улучшение механизма привода с изменяемы-
ми скоростями. Турбокомпрессор будет находить все большее и
большее применение, в особенности в моторах, устанавливаемых на
крупных самолетах большой дальности, совершающих полеты на
больших высотах.
Можно, считать, что усовершенствование установок с поршне-
выми двигателями в послевоенные годы будет происходить по раз-
личным., но уже наметившимся путям. 'Например, в целях увели-
чения эффективности винтомоторной установки большое внимание
уделяется всемерному использованию тепла отходящих газов. Это
мероприятие решается в двух направлениях.
Первое направление (ом. главу II) заключается в устройстве
выхлопных реактивных патрубков, создающих дополнительную
тягу для полета самолета. При этом по мере увеличения
скорости самолета все выгоднее становится увеличивать долю ис-
пользуемого тепла именно за счет .реакции выхлопа. (Менее выгод-
ным оказывается получение тяги от воздушного винта, к. п. д. ко-
торого круто падает при больших скоростях.
Второе 'Направление—это использование энергии выхлопных
газов для вращения газовой турбины, которая должна будет не
только обслуживать компрессор для подачи повышенного давле-
ния воздуха на всасывании двигателя, но и отдавать часть мощ-
ности непосредственно на воздушный винт.
Для увеличения эффективности силовой установки большое зна.
чение может иметь устройство комбинированных силовых устано-
вок, состоящих из поршневого двигателя и газовой турбины, от-
дающей свою мощность непосредственно на винт и на реакцию.
В этом случае на определенных режимах м определенных высотах
можно будет более рационально и в большей степени использовать
преимущества, заложенные в том и другом типах двигателя, до-
ведя тем самым эффективность всей силовой установки до самых
высоких значений.
Например, для режима взлета может быть .использован порш-
невой двигатель, а турбина будет работать только для создания
требуемого для поршневого двигателя наддува. По мере подъема
на высоту все большая роль в балансе мощности должна быть от-
ведена газовой турбине, передающей мощность на винт По мере
дальнейшего подъема на высоту при переходе на большие скоро-
сти роль реакции выхлопных газов, проходящих через турбину.
92
должна сильно возрастать за счет других элементов силовой уста-
новки.
Практическому применению такого рода установок в последнее
время уделяется большое .внимание в специальной литературе.
Работы по созданию надежно работающего авиационного дизе.
ля также не будут прекращены, так как для определенного типа
самолетов с продолжительностью рейса не менее 6 часов суммар-
ный вес двигателей и топлива говорит в пользу дизелей. Если при
этом учесть, что дизели не только расходуют топлива на 20 25%
меньше, чем бензиновые двигатели, но и что дизельное топливо
значительно дешевле, чем высокооктановый авиабензин, то ста-
нет ясно значение дизелей для транспортной авиации. Главным
тормозом на пути широкого внедрения дизелей в авиацию было
их отставание по мощности и недостаточная надежность работы.
Если удастся повысить надежность авиационных дизелей, то не
останется каких-либо ве!ских причин, препятствующих их широко-
му внедрению в эксплоатацию-
С той же целью — увеличения экономичности авиадвигателей,
устанавливаемых на транспортных самолетах,—потребуется даль-
нейшее повышение степени сжатия бензиновых двигателей до'
8—8,5.
Из табл. 1 видно, что. современные авиационные двигатели ра-
ботают на степенях сжатия не выше 7. Превышение этой величи-
ны, как указывалось .выше, было нецелесообразно с точки зрения
форсирования двигателей и рационального использования анти-
детонационных свойств существующих топлив. Вместе с тем уве-
личение степени сжатия вызывает и увеличение максимального
давления в цилиндре, что влечет за собою необходимость утяже-
ления основных рабочих деталей для повышения их прочности.
Однако при длительности рейса самолета больше 4—5 часов
это утяжеление конструкции двигателей полностью компенсируется
уменьшением удельного расхода топлива и становится целесооб-
разным иметь степень сжатия 8—8,5 вместо i7. Необходимо отме-
тить, что увеличение степени сжатия благоприятно сказывается на
тепловом режиме мотора, при этом снижаются температуры вы-
хлопных газов и, следовательно, .выхлопных 'клапанов, цилиндров
и поршней. Снижение температурной напряженности клапанов,
цилиндров и поршней представляет, как нетрудно видеть, большой
самостоятельный интерес с точки зрения долговечности и надеж-
ности работы их. Снижение температуры выхлопных газов при по-
вышенных степенях сжатия будет способствовать также надежно-
сти работы турбокомпрессора.
Мероприятием, препятствующим росту максимального давления
в цилиндре, может быть впрыск воды, который должен будет в этом
случае осуществляться только на кратковременных тяжелых режи-
мах взлета. В этом случае впрыск воды не только подавляет дето-
нацию, снижая тем самым потребное октановое число топлива, но
одновременно снижает .максимальное давление в циливдре На
практике «ожет оказаться. ,то количество воды, „Х™мое да
подавления детонации, возникающей от повышения степени сжа-
тия на 1—1,5 единицы, будет достаточно. для того, чтобы поддер-
живать максимальное давление в цилиндре на неизменном уровне.
Таким образом., устранится и этот нежелательный результат от
повышения степени сжатия. Само собою понятно, что на длитель-
ных крейсерских, сильно пониженных, режимах впрыск воды не
понадобится, и поэтому вес воды и водосистемы не составит боль-
шой величины.
Непосредственный впрыск топлива в цилиндры, вероятно, будет
получать все большее и большее распространение в послевоенной
авиации, так как при этом фундаментально .разрешается весьма
важная проблема борьбы с обледенением карбюраторов и стано-
вится возможным использовать так называемое «безопасное» топ-
ливо, которое не может быть эффективно испарено в карбюраторе
и представляет меньшую пожарную опасность на самолете.
Непосредственный впрыск топлива кардинально разрешает так-
же весьма важные вопросы равномерного распределения состава
смеси и антидетонационной присадки, имеющейся .в топливе, по
отдельным цилиндрам.
Для увеличения эффективности винтомоторной установки все
большее значение приобретает проблема 'применения соосных вин.
то.в с противоположным вращением. В этом случае винты устанав-
ливаются тандем, т. е. один винт располагается за другим. Вин.
ты вращаются в разные стороны так., что задний винт раскручи-
вает струю переднего винта и общая струя воздуха уже не вра-
щается. 1Как известно, обычный винт сильно закручивает поток
воздуха, в связи с чем увеличиваются потери и снижается к. п. д.
винта. Соосные винты полностью устраняют потери от закручива-
ния потока, дают более ровный поток воздуха вдоль фюзеляжа и
улучшают также охлаждение двигателя.
При одиночном винте возникает реактивный момент, стремя-
щийся повернуть самолет вокруг продольной оси; соосные же
винты, вращающиеся в противоположном направлении, устраняют
этот момент и связанный с ним крен самолета при взлете и при
резком дросселировании в полете, что значительно улучшает ма-
невренность самолета.
Увеличение мощности двигателей вызывает необходимость уве-
личения диаметра или числа лопастей винтов для поглощения воз-
растающей мощности. Однако увеличение диаметра винта связано
с увеличением окружной скорости на концах лопастей и с умень-
шением эффективности винта, а увеличение числа лопастей услож-
няет конструкцию винтов.
Соосные винты разрешают и этот вопрос, удваивая число лопа.
стей без увеличения их диаметра и, следовательно, без увеличения
окружной скорости лопастей и высоты шасси. Таким образом, со-
осные винты сравнительно эффективнее преобразовывают крутя-
щий момент мощных двигателей .в тягу.
Идея соосных винтов появилась еще на заре авиации. Русский
изобретатель А. Г. Уфимцев в 1908—1910 гг. построил самолет
94
с биротативным мотором; цилиндры этого мотора вместе с винтом
вращались в одну сторону, а вал с другим винтом в противополож-
ную сторону. Соосные винты с большим успехом были использова.
ны в 1934 г. на гидросамолете Макки Кастольди 72, установившем
тогда мировой рекорд скорости.
В настоящее время фирма Ротол выпускает соосные винты по-
стоянного числа оборотов с установкой во флюгерное положение.
Они представляют собою комбинацию двух трехлопастных винтов,
объединенных в один агрегат. Гидравлически управляемые меха-
низмы связаны между собой. Передний винт работает как тянущий
левого вращения, задний — как тянущий правого вращения. Уп-
равление винтом осуществляется стандартным регулятором числа
оборотов. Вес соосных винтов превышает вес трехлопастного винта
для той же мощности на 20%, но указанные преимущества без
сомнения полностью оправдывают такое утяжеление.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие .....................................................
Введение.......................................... ...
Глава I. Характеристика направления развития авиамоторостроения
за годы второй мировой войны.......................................
Состояние авиа-моторостроения к началу 'второй мировой войны
Глава II. Развитие авиационных двигателей .за период войны . . .
Тип охлаждения . . . ............... . .............. .
Средства, обеспечивающие форсирование мощности авиадвигателей
Надежность.................................. ......................
Экономичность...........................
Американские двигатели . . . .
Английские двигатели....................
Немецкие двигатели.........j............................. ...
Глава III. Новые типы двигателей..............
Реактивные двигатели .......
Принцип работы реактивных двигателей . ...........
Типы реактивных двигателей...................... .........
Компрессорный воздушно-реактивный двигатель ....
Жидкостный реактивный двигатель ......................
Газовые турбины...........................................
Глава IV. Перспективы развития поршневых авиационных двигате-
лей . . ................... ................................
Стр.
3
5
7
9
12
24
25
33
41
47
57
66
70
70
72
73
75
81
83
90
Отв. редактор Н. Ф. Петров.
Подписано к печати 14.12.46 г.
Печ. л. 6 Уч.-нзд. л. 7,25
Г03379. Тип. РИО Аэрофлота. Москва, Старопанский, 5.
РИО 304
Тир. 1000 экз
Зак. 1583