Мотор в полёте - Сеничкин Г.В.

Author: Сеничкин Г.В.
Tags: самолетостроение самолеты моторы
Year: 1948
Similar
Практическое руководство по хромированию деталей авиационных моторов и самолетов
Инструкция по регулировке агрегата непосредственного впрыска НБЗ-ФА мотора АШ-82ФН на самолете ИЛ-12
Самолет Ил-2 с мотором АМ-38. Техническое описание. Книга 2
Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов
Text
                    
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ВООРУЖЕННЫХ СИЛ
СОЮЗА ССР
МОСКВА
1948
&
e—*4-
1961 г.“
Г.В. СЕНИЧКИН
055!.£
с 31
МОТОР
4 мЛШгл
_Киеес.^ и гвс
Л1 I^SXO v/7
СЕНИЧКИН Г. В. МОТОР В ПОЛЕТЕ
В книге рассмотрены вопросы эксплоатации
мотора воздушного охлаждения и в популярной
доступной для всех форме изложена физическая
сущность явлений,. происходящих при работе
мотора на самолёте.
Книга богато иллюстрирована многокрасоч-
ными рисунками и предназначена для лётчиков
Военно-Воздушного флота и гражданской авиа-
ции, авиационных техников и мотористов, уча-
щихся авиационных школ, техникумов и аэроклубов,
а также для всех читателей, интересующихся авиа-
цией.
ИЛЛЮСТРАЦИИ ВЫПОЛНЕНЫ
БРИГАДОЙ ХУДОЖНИКОВ В СОСТАВЕ-.
НОВИЦКОГО Е. Ф. (руководитель),
ГАРАНКИНА А. П. и ГОЛЬДБЕРГ В. Н.
по эскизам НОВИЦКОГО Е. Ф.
ПОД РУКОВОДСТВОМ
АВТОРА и инженер-под полковника НОВАК Д. А.
18- цилиндровый
14-цилиндровый
9-цилиндровый
W7-
дилиндр.
JJ.C.
5- цилиндр.
т =>
3-цилиндровый
ГЛАВА I
БЕСЕДА О МОТОРЕ
Для передвижения самолёта в воздухе
используется авиационный мотор, снаб-
жённый воздушным винтом.
В настоящее время на самолёты уста-
навливают моторы с жидкостным (во-
дяным или этиленгликолевым) и воз-
душным охлаждением.
В последние годы в развитии моторов
наблюдались большие успехи. Благодаря
усовершенствованию конструкции голов-
ки цилиндра удалось улучшить охлажде-
ние камеры сгорания.
5
ОХЛАЖДАЮЩАЯ
ПОВЕРХНОСТЬ
ЦИЛИНДРА
Применение антифрикционных сплавов
высокого качества для изготовления под-
шипников и установка специальных демп-
феров (глушителей колебаний) у коленча-
того вала позволили увеличить число обо-
ротов последнего, а следовательно, повы-
сить мощность мотора.
Вследствие улучшения качества горю-
чего стало возможным увеличение степе-
ни сжатия, что позволило уменьшить
расход горючего на одну лошадиную
силу в час. Кроме того, непрерывно
улучшалась конструкция нагнетателей,
что привело к значительному повышению
мощности и высотности современных мо-
торов.
Удельный вес мотора (количество кило-
граммов, приходящееся на одну лошади-
ную силу) сильно снизился, а среднее эф-
фективное давление увеличилось.
Например, у моторов воздушного охла-
ждения отечественной конструкции сред-
нее эффективное давление увеличилось
на 23%, тогда как удельный вес мото-
ра уменьшился на 14%.
Скорость вращения коленчатого вала
мотора повысилась с 1650 до 2500 об/мин,
при этом удельный расход горючего пони-
зился до 190 г/л. с. ч.
Мощности моторов гигантски выросли
за счёт увеличения рабочего объёма (ли-
тража), что достигалось увеличением раз-
меров цилиндров с одновременным увели-
чением числа их на моторе (см. рис. на
стр. 5).
6
Блок
винта
м о т о р а
Значительное увеличение мощности мо-
торов воздушного охлаждения заставило
резко повысить охлаждающую поверх-
ность цилиндров.
В последнее время начинают применять
новый способ создания оребрения голо-
вок цилиндров.
Способ этот заключается в том, что
охлаждающие рёбра, изготовленные из
алюминиевого сплава, прикрепляются за-
тем к головкам цилиндров. Применение
этого способа позволяет значительно
увеличить поверхность охлаждения ци-
линдра.
МОТОРЫ ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Цилиндры моторов жидкостного охла-
ждения обычно располагаются в ряд, бла-
годаря чему мотор имеет малый лоб и при
наличии толстого крыла у самолёта может
быть установлен внутри крыла, в результа-
те чего лобовое сопротивление всей мо-
торной установки может быть сведено до
минимума. В течение многих лет для си-
стем охлаждения авиационных моторов
применяли воду, для охлаждения которой
требовались тяжёлые и громоздкие радиа-
торы. Стремление уменьшить вес системы
охлаждения двигателя заставило приме-
нить в качестве охлаждающей жидкости
не воду, а специальную жидкость — эти-
ленгликоль, температура кипения которой
составляет 148—155° С. Введение эти-
леигликолевого охлаждения дало возмож-
ность уменьшить охлаждающую поверх-
ность радиатора почти на 60%.
7
Двигатель жидкостного охлаждения по-
зволяет создать более высокое давление
наддува по сравнению с мотором воздуш-
ного охлаждения, так как в первом случае
система охлаждения более надёжна и на-
гретые части цилиндра охлаждаются бо-
лее равномерно. Кроме того, мотор с жид-
костным охлаждением работает экономич-
нее мотора воздушного охлаждения.
К основным недостаткам мотора жидко-
стного охлаждения относятся: большая
уязвимость в воздушном бою, большая от-
носительная сложность технологических
процессов производства и наличие допол-
нительных расходов в эксплоатации, вы-
званных применением охлаждающей жид-
кости.
МОТОРЫ ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ
Моторы воздушного охлаждения обыч-
но имеют звёздообразно расположенные
цилиндры. Лобовое сопротивление мотора
с подобным расположением цилиндров
значительно больше, чем у мотора, цилин-
дры которого расположены в ряд, но этот
недостаток почти полностью устраняется
применением специальных дефлекторов
цилиндров и особых капотов мотора.
Очень большим преимуществом мо-
торов воздушного охлаждения по сравне-
нию с моторами жидкостного охлажде-
ния является их меньшая уязвимость
в воздушном бою. Моторы воздушного
охлаждения имеют значительно меньше
трубопроводов, они менее подвержены
авариям, ремонт их проще и расходы по
содержанию и эксплоатации меньше.
8
ГЛАВА II
ПРЕОБРАЗОВАНИЕ ТЕПЛА В МЕХАНИЧЕСКУЮ РАБОТУ
В предыдущей главе мы ознакоми-
лись с авиационным двигателем, а те-
перь познакомимся с принципом его ра-
боты.
Вам должно быть известно, что энер-
гия может проявляться в различных фор-
мах: в виде электрической энергии ак-
кумуляторной батареи, в виде механиче-
ской энергии воды, падающей на лопат-
ки мельничного колеса, или в виде те-
пловой энергии, возникающей при сго-
рании топлива.
Энергия может быть преобразована из
одного вида в другой, а машина, при помо-
щи которой осуществляется такое пре-
образование, называется двигателем.
Авиационный мотор принадлежит к те-
пловым двигателям и превращает тепло-
вую энергию, выделяющуюся при сгора-
нии бензина, в механическую, которая ис-
пользуется для передвижения самолёта в
воздухе.
Преобразование энергии происходит в
следующем порядке: пары бензина, сме-
9
Потери Л Л о/
на выхлопе t-U/o
Потери
при
охлаждении
цилиндров
мотора
237.
Потери на ло/
лучеиспускание т /о
Полезная ра-
бота, переда-
ваемая	1°/
на винт	4/о
Механические д °/
потер иЦ/о
тайные с воздухом (свежая смесь), посту-
пают в цилиндры двигателя, где оии
после сжатия воспламеняются от элек-
трической искры.
При сгорании рабочей смеси происхо-
дит значительное увеличение объёма га-
зов и повышение давления, что вызывает
перемещение поршня по направлению от
головки цилиндра к фланцу крепления его.
Прямолинейное движение поршня при по-
мощи кривошипио-щатуиного механизма
преобразуется во вращательное движение
коленчатого вала, передающееся затем
воздушному винту, который, ввинчиваясь
в воздух, увлекает за собой самолёт.
Итак, в авиационном моторе тепловая
энергия, заключённая в топливе, превра-
щается в механическую. Однако не вся те-
пловая энергия, полученная от сгорания
бензина в цилиндрах двигателя, преобра-
зуется в полезную работу — большая
часть тепла теряется без пользы. При сго-
рании бензина в рабочей камере цилиндра
тепло распределяется таким образом: 24%
используется на валу двигателя в виде эф-
фективной мощности, передаваемой на
винт, а 76% затрачивается на нагревание
цилиндров и окружающего воздуха, повы-
шение температуры выхлопных газов, лу-
чеиспускание и на преодоление трения
(механические потери).
Вы знаете, что тепло измеряется в теп-
ловых единицах — больших калориях *, а
работа — в килограммометрах или лоша-
диных силах. Мощность в одну лошади-
ную силу составляет 75 килограммомет-
ров в одну секунду. Для перевода тепла
1 Большой калорией называется количество теп-
ла, которое необходимо затратить, чтобы повысить
температуру одного литра воды на один градус
Цельсия.
ю
Работа равна
7 килограммо-
метру (кем)
в работу применяется тепловой эквива-
лент, а именно одна большая калория, рав-
ноценная 427 килограммометрам.
Следовательно, для превращения в
мощность тепла, выраженного в больших
калориях в минуту, необходимо это коли-
чество умножить на 427 и разделить на
произведение 60 X 75, т. е.
К Х427
МОЩНОСТЬ В Л. С. -	„	 —	,
7& X ЬО
где К—число больших калорий.
Для примера рассмотрим, как распреде-
ляется общее количество тепла, получен-
ного при сгорании бензина, у двигателя,
развивающего на уровне моря эффектив-
ную мощность 1400 л. с.
кал/мни. л. с.
Тепло, преобразованное в эффек-
тивную мощность (полезная
работа, передаваемая на вннт) 14 760	1400
Тепло, затраченное на преодоле-
ние трения трущнхсп деталей
двигателя (механические потерн) 2360	230
75кгм
в 1 секунду
равны
1 лошадиной
силе
л. с.
2340
кал/мин.
Тепло, ушедшее с выхлопными
газами (потерн на выхлоп) . .	24600
Тепло, затраченное на нагревание
охлаждающего воздуха илн
охлаждающей жидкости (потери
на охлаждение цилиндров) .	17 200
Потери тепла на лучеиспускание 2360
1652
230
Итого......	61 280 5852
Из этого примера видно, что для того,
чтобы получить на валу винта 1400 л. с.,
необходимо затратить тепло эквивалент-
ное (равноценное) 5852 л. с.
У многих читателей может возникнуть
вопрос: почему в авиационном двигателе
так плохо используется затраченное теп-
ло? Постановка такого вопроса вполне
справедлива. В самом деле, тепловой энер-
гии, которая выбрасывается с выхлопны-
ми газами и бесследно пропадает, почти в
//
Температура в градусах Цельсия
1,7 раза больше, чем энергии, превращён-
ной в полезную эффективную мощность.
Такой сравнительно небольшой коэфици-
ент полезного действия двигателей.внут-
реннего сгорания объясняется конструк-
тивными особенностями двигателей по-
добного типа, и инженерам-конструкторам
приходится затрачивать очень большие
усилия, чтобы повысить процент полезно-
го использования тепла. При этом важно
отметить, что даже незначительное увели-
чение коэфициента полезного действия
двигателя может дать очень существен-
ные результаты в деле увеличения
мощности, получаемой от двигателя.
Например, если у двигателя, приведён-
ного в нашем примере, использовать
хотя бы только 5% тепла, уходящего с вы-
хлопными газами, то можно получить
дополнительно 117 л. с., а это может
увеличить скорость самолёта прибли-
зительно на 3%.
В самое последнее время пытаются
уменьшить потери энергии, уходящей с
выхлопными газами, применяя для этого
установку выхлопных патрубков реак-
тивного типа- Это даёт возможность зна-
чительно увеличить скорость, особенно
у самолётов, летающих на больших вы-
сотах.
В случае применения выхлопных па-
трубков реактивного типа происходит ещё
увеличение мощности мотора вследствие
улучшения наполнения цилиндров свежей
смесью. Это увеличение мощности может
достигать 10—15%.
Из рассмотренного примера также
видно, что на преодоление трения у дета-
лей двигателя затрачивается 2360 кал/мин,
что составляет 4% всего тепла, полу-
72
на encode в мотор
в градусах Цельсия
ценного при сгорании топлива в дви-
гателе.
Известно, что для уменьшения трения
к трущимся деталям подводят смазку.
Масло, подведённое к деталям, не толь-
ко уменьшает сопротивление трения, но
в то же время и охлаждает детали. Кро-
ме того, при работе мотора масло, нахо-
дящееся в картере в распылённом со-
стоянии, соприкасается с донышками
поршней и стенками цилиндров и тоже
отнимает от них тепло. Отнимая тепло
от деталей двигателя, масло само нагре-
вается, а при чрезмерном нагревании
оно теряет свои смазывающие свойства
и резко уменьшает вязкость; зависи-
мость вязкости масла от температуры
показана на рисунке. Чтобы восстановить
смазывающую способность масла, его не-
обходимо охладить, поэтому выходящее
из мотора нагретое масло, как правило, на-
правляется в радиатор, где от него отби-
рается тепло воздухом, омывающим соты
радиатора.
Поведение мотора и его нормальная ра-
бота в очень большой мере зависят от его
теллово!о состояния Характеристикой
теплового состояния мотора может слу-
жить температура масла на входе в мотор.
Зависимость эффективной мощности
мотора от температуры масла на входе по-
казана на рисунке. Из рисунка видно, что
мощность мотора уменьшается с увеличе-
нием температуры масла, входящего в мо-
тор. Падение мощности мотора объясняет-
ся тем. что менее вязкое масло легче вы-
лавливается из зазоров между трущимися
деталями, вследствие чего увеличиваются
потери на трение и уменьшается эффек-
тивная мощность мотора.
/3
Боновая
створка
Совой масло-
р а ди а тора
в р в д н и е
створки капо-
та мотора
Для контроля за состоянием масла в си-
стеме смазки мотора на самолёте устанав-
ливается термометр, который показывает
температуру масла, входящего в мотор.
У отдельных типов самолётов устанавли-
вается дополнительно термометр, замеря-
ющий температуру масла, выходящего из
мотора. Нормальная температура масла,
входящего в мотор, должна быть 60—
75° С. а выходящего из мотора 90—
115° С.
С изменением режима полёта, т. е. с из-
менением скорости полёта самолёта изме-
няется обдув радиатора, и, следовательно,
на одном и том же режиме работы мотора
температура масла может быть различной.
Таким образом, в полёте лётчик должен
следить за температурой масла и в случае
необходимости регулировать её. Для это-
го в кабине самолёта имеется рычаг управ-
ления заслонкой (совком), прикрывающей
масляный радиатор.
В зависимости от степени открытия за-
слонки изменяются условия охлаждения
масла.
Правила управления заслонкой (совком)
радиатора при различных режимах полёта
самолёта мы рассмотрим несколько позже.
У моторов воздушного охлаждения теп-
ло, возникающее в цилиндрах при работе
мотора, отводится не только маслом, но
главным образом воздухом, обтекающим
оребрённые поверхности цилиндров. Для
осуществления регулирования доступа
воздуха к цилиндрам, а следователь-
но, и регулирования интенсивности их
охлаждения впереди мотора воздушного
охлаждения устанавливаются подвижные
створки капота, управляемые из кабины
пилота.
14
Таким образом, при полёте самолёта от
цилиндров мотора и масляного радиатора
непрерывно отнимается тепло и рассеи-
вается в воздухе. Как видно из приведён'
ного выше примера, для мотора с эффек-
тивной мощностью 1400 л. с. тепло, поте-
мерное перегревание цилиндров и масля-
рянное при охлаждении, достигает очень
значительных величин и эквивалентно
мощности 1652 л. с. Если предположить,
что указанный мотор имеет 14 цилиндров,
то на долю каждого цилиндра приходится
118 л. с., что эквивалентно 1228 кал.
тепла.
ного слоя, покрывающего внутренние
стенки (зеркало) цилиндров.
В результате перегрева масло резко по-
нижает свою вязкость, становится чрез-
мерно жидким и легко стекает со стенок
цилиндров, оставляя их сухими. В этом
случае поршням мотора приходится сколь-
Такое большое количество тепла необ-
зить по несмазанным поверхностям цилин-
ходимо рассеять в окружающую среду с
ребристой поверхности цилиндра в тече-
ние одной минуты.
Если при работе мотора не будет соблю-
дено это условие и рассеивание тепла бу-
дет меньше указанного, произойдёт чрез-
дров, что, помимо резкого увеличения сил
трения, чрезмерно повышает температуру
цилиндров и поршней. Это легко может
привести к задиру поршней и зеркала ци-
линдров, заклиниванию коленчатого вала
и даже разрушению мотора.
/5
Следовательно, при полёте самолёта
лётчик должен непрерывно следить не
только за температурой масла, но и за тем-
пературой мотора и в случае его перегрева
принимать меры для охлаждения мотора
до нормальной температуры. Характери-
стикой теплового состояния мотора слу-
жит температура головок цилиндров, за-
меряемая особым термометром — термо-
парой, приёмник которой устанавливается
под задней свечой наиболее нагруженного
цилиндра.
Показания указателя термопары дают
лётчику относительное представление о
степени нагретости цилиндра, так как
температуры различных деталей ци-
линдра значительно отличаются одна от
другой.
Распределение температур у деталей
цилиндра при нормальном нагреве его по-
казано на рисунке (см. стр. 15).
Для сравнения приведена температура
юбки поршня, соответствующая нормаль-
ному нагреву цилиндра. Необходимо за-
помнить, что повышение температуры ци-
линдров выше нормальной легко может
привести к отказу в работе мотора и к его
разрушению. Нормальная температура го-
ловок цилиндров для большинства мото-
ров воздушного охлаждения 235 С.
to
«5
to
•о
5
to
о
ас
S'
Cl
<3
s
to
3
S
ac
to
<T>
/600
7400
1200
1000
800
ГЛАВА III
ХАРАКТЕРИСТИКИ МОТОРА
Для наиболее правильного использова-
ния мощности, развиваемой мотором,
очень важно знать, какие мощности можно
снять с мотора на тех или иных режимах
работы и высотах полёта и каковы расходы
горючего, получающиеся при снятии этих
мощностей. Для разрешения этих вопро-
сов могут быть использованы так называ-
емые характеристики мотора.
Характеристиками мотора называются
кривые, выражающие зависимость мощно-
сти мотора или расхода горючего от числа
оборотов или высоты полёта.
/7
Характеристики мотора составляются
для стандартных атмосферных условий,
которым соответствуют температура воз-
духа 15° С и давление 760 мм рт. ст.
Если мотор испытывается при атмо-
сферных условиях, отличающихся от
стандартных, то в результаты испыта-
ний вводят соответствующие поправки,
чтобы определить мощность, которую
двигатель развивал бы в стандартных
условиях.
Существуют внешняя и дроссельная ха-
рактепигтики МЛТОРЧ
Киеве н й V*
БИБ

Эффективная мощность
Внешней характеристикой
мотора называется кривая, выражающая
зависимость эффективной мощности от
числа оборотов мотора при полном откры-
тии дроссельной заслонки (дросселя).
Так как при снятии внешней характери-
стики дроссель постоянно должен быть
полностью открыт, то изменение числа
оборотов можно получить только измене-
нием нагрузки на коленчатый вал мотора.
Например, предположим, что мотор на
полном газе работает с числом оборотов
2400 в минуту и развивает 1400 л. с.; если
у. мотора установить винт с большим
углом атаки лопастей, то при том же са-
мом положении дросселя и при условии,
что число оборотов уменьшится, предпо-
ложим до 1800 в минуту (см. рис. на
стр. 17), — мотор разовьёт вместо
1400 л. с. только 1230 л. с.
Изменяя таким образом нагрузку на ко-
ленчатый вал, можно получить ещё не-
сколько точек кривой зависимости мощно-
сти мотора от числа оборотов.
Соединив полученные точки плавной
кривой, мы получим внешнюю характери-
стику мотора, т. е. графически выражен-
ную зависимость эффективной мощности
от числа оборотов мотора.
Если изменять величину давления над-
дува и одновременно сохранять постоян-
ным число оборотов мотора, то мощность
будет изменяться по закону прямой линии.
Диаграмма зависимости мощности
от наддува называется характеристикой
мотора по наддуву.
По этой характеристике можно очень
легко определить мощность мотора при
любой заданной величине давления надду-
ва. Например, для давления наддува, рав-
18
Давление наддува в мм рт. ст.
ного 880 мм рт. ст., мощность мотора со-
ставляет 1260 л. с. (см-рис. на стр. 18).
Если построить характеристики мотора
по наддуву для различных чисел оборотов
и на том же графике нанести кривые удель-
ных расходов горючего для нескольких
значений чисел оборотов и давления над-
дува, то легко можно определить часовой
расход горючего на весь двигатель.
Например, пусть задан режнм работы
мотора: давление наддува 875 мм рт. ст. и
число оборотов 2150 в минуту; требуется
определить часовой расход горючего на
весь двигатель.
Согласно диаграмме, приведённой на
рисунке, мощность мотора на этом режиме
будет составлять 1230 л. с., а удельный
расход 240 г/л. с. ч. Получив эти значе-
ния, легко подсчитать часовой расход:
0,240 X 1230=295 кг'час.
Каждому лётчику также необходимо
знать, как изменяется мощность мотора
при изменении часового расхода горючего,
т. е. как зависит мощность мотора от каче-
ства рабочей смеси при сохранении посто-
янными давления наддува и числа оборо-
тов мотора.
Для характеристики качества рабочей
смеси двигателя применяют особый коэ-
фициеит, называемый коэфициен-
том избытка воздуха и обозна-
чаемый греческой буквой альфа (а)
Коэфициентом избытка воздуха назы-
вается отношение действительного коли-
чества воздуха, участвующего в сгорании,
к тому количеству воздуха, которое теоре-
тически необходимо для полного сгорания
топлива.
Для полного сгорания I кг топлива тре-
буется 15 кг воздуха, следовательно, при
/9
соотношении воздуха и топлива, равном
15:1, коэфициент избытка воздуха равен
единице (15 : 15= 1). При всех значениях
коэфициента избытка воздуха, меньших
единицы (воздуха поступает меньше, мем
это теоретически необходимо), смесь счи-
тается богатой; при значениях коэфи-
циента избытка "воздуха, больших единицы
(воздуха поступает больше, чем это теоре-
тически необходимо), смесь считается
бедной.
Наивыгоднейшее соотношение воздуха
и топлива у большинства современных мо-
торов воздушного охлаждения составляет
13 : 1, т. е. одна весовая часть топлива при-
ходится на 13 весовых частей воздуха, при
этом коэфициента-— 0,86-=~0,87.
При всяком другом соотношении возду-
ха и топлива смесь будет либо слишком бо-
гатой, что приведёт к излишнему расходо-
ванию топлива и потере мощности, либо
слишком бедной, что вызовет перегрев
двигателя и тоже потерю мощности.
Таким образом, от качества рабочей сме-
си, т. е. от коэфициента избытка воздуха,
зависит и температура головок цилиндров
и мощность, развиваемая двигателем.
Для рассмотрения этого вопроса возь-
мём кривую часового расхода топлива для
двигателя, развивающего 2400 об/мин при
давлении наддува 950 мм рт. ст., и
кривую зависимости расхода топлива от
коэфициента избытка воздуха « (см. рису-
нок на стр. 21).
Пусть часовой расход топлива составля-
ет 445 кг, тогда коэфициент избытка воз-
духа при этом расходе о- 0,56, что соот-
ветствует соотношению воздуха и топлива
8,4 : 1, а мощность мотора при этом расхо-
де составляет 1290 л. с.
20
Коэфициент избытка воздуха ОС
Эффективная мощность в л. с.
250	300	350	400	450	500
Расход топлива в кг/час
				— J 'а						♦			|1 1 ft		
			1 1 1							с . 1			 S’ ' 1		
-ft?			1 1			а	— 1,06 (соотношение				воздуха			зз	
			1 1	Лл.	Jjiv V			и	топлива		16:				
-8-		—	L	* W		— — —	а	^1861	> (соо	тнсшк топт	ние„ /ва	возду 13:1	ха 1			о 1^	
			1/11											*ч л»	
			/	х	L										£	?	
		i	>	1 1									А			
		к	I 1 1							।		г			
-8-			1			ос=	0,56(	'сооть	ошен	je	//				
								воздуха и попл ив а ? Л • 1 1							
			1 1					/								
	•5	q		1 А				— £	• /j							
			<3 т	——	9 т											
о? -Р>	-35
>2 г? 9?	°?
Соотношение воздуха и топлива
Расход топлива в кг-/ час
Если от расхода 445 кг/час перейти к
расходу 320 кг/час, что соответствует коэ-
фициенту избытка воздуха 0,866, или со-
отношению воздуха и топлива 13:1, то
мощность мотора увеличится до 1415 л. с.,
при этом заметно изменится и температура
головок цилиндров.
Например, если при часовом расходе го-
рючего, равном 445 кг, температура дости-
гала 199° С (см. рисунок), то при расходе
320 кг/час она повышается до 209е С.
Если уменьшить расход топлива до
285 кг/час, что соответствует коэфициенту
избытка воздуха « = 1,06 ^соотношение
воздуха и топлива 16 : 1), то мощность мо-
тора понизится до 1400 л. с. (см. рисунок
на стр. 21), а температура головок цилин-
дров повысится до 211’ С.
Таким образом, мы установили, что коэ-
фициент избытка воздуха влияет и на
мощность мотора и на температуру голо-
вок цилиндров, но влияние его проявляет-
ся неодинаково.
Рассмотрим, какое влияние оказывает
высота полёта на мощность мотора, рабо-
тающего прн полном газе. Ответ на этот
вопрос можно получить из рисунка, на ко-
тором показана зависимость мощности мо-
тора от высоты; эта зависимость носит
название высотной характери-
стики.
При увеличении высоты полёта вследст-
вие уменьшения плотности воздуха мощ-
ность мотора уменьшается, причём изме-
нение мощности графически выражается
кривой линией.
Вычерчивание кривой линии довольно
сложно, и для построения её необходимо
произвести большое количество подсчё-
тов, поэтому в последнее время стали при-
менять другой, более простой способ по-
строения высотной характеристики. Этот
способ заключается в том, что на горизон-
тальной оси вместо значений высоты в ме-
трах наносят значения относительных
плотностей воздуха, соответствующие
взятым высотам, а на вертикальной оси
откладывают, как и обычно, соответствую-
щие значения мощностей.
Как известно, относительной плот-
ностью называется отношение веса 1 м3
воздуха на уровне моря при стандартных
атмосферных условиях к весу воздуха на
той высоте, для которой определяется от-
носительная плотность.
Для примера определим относительную
плотность для высоты 3000 м.
Зная, что при стандартных атмосферных
условиях 1 м3 воздуха весит на уровне
моря 1,225 кг, а на высоте 3000 м вес того
же объёма воздуха равен 0,909 кг, нахо-
дим значение относительной плотности.
0,909
1,225
0,742.
На рисунке (см. стр. 24) показаны шка-
лы плотности воздуха и относительной
плотности в зависимости от высоты. Зна-
чения относительной плотности даны че-
рез каждые 1000 м.
Если построить зависимость мощности
мотора от относительной плотности возду-
ха, легко обнаружить, что она выразится в
виде прямой линии. Возьмём из шкалы,
нанесённой на рисунке на стр. 24, зна-
чения относительной плотности, соот-
ветствующие высотам 1000, 2000, 3000 м
и т. д., и отметим эти значения на шкале
23
8500
ОЛп j
относительная
8000
0,428
7500
0.4Б-1
7000
0,481
6500

0,538
5000-Н
0,55 I
5500 41
0,501
sooo 44
0,654
0,888
4000 41
3500 41
3000 41
2500 41
030<1
4500 -H
2000
0,822
0&5Н
1500 41
0ро4
•вЗОТ
1000
500 41
Высота Относи-
тельная
ПЛОТНОСТЬ
воздуха
относительных плотностей (см. рис. на
стр. 25). После этого проведём ещё одну
линию ниже шкалы относительных плот-
ностей и отметим на этой линии точки, со-
ответствующие высотам 1000, 2000 м
и т. д., через каждую тысячу метров, т. е.
нанесём шкалу высот в метрах.
Таким образом, мы установили, что за-
висимость мощности мотора от высоты мо-
жет быть выражена и в виде прямой линии,
но при этом имеется одна особенность, а
именно: отрезки на шкале высот получа-
ются неравномерными (уменьшаются по
мере увеличения высоты).
Теперь возьмём обычную высотную ха-
рактеристику мотора с нагнетателем. Эта
кривая изменения мощности мотора
АШ-82 в зависимости от высоты получена
при полном открытии дросселя и постоян-
ном числе оборотов (п = 2400 об/мии).
24
<\гоесгк
Из рисунка на стр. 26 видно, что мощ-
ность, которую мотор мог бы развить на
уровне земли при полном открытии дрос-
селя,довольно велика и достигает пример-
но 2000 л. с. (точка Б).
Но, как известно, у мотора с нагнетате-
лем нельзя открывать полностью дроссель
на уровне земли, так как детали мотора не
рассчитаны на такую мощность, кото-
рую развивает мотор при этих услови-
ях. Поэтому при работе мотора на земле
можно снимать только номинальную мощ-
ность и номинальный наддув, т. е. 1400 л. с.
и 950 мм рт. ст. (точка В). Таким образом,
при работе на земле у мотора с нагнетате-
лем дроссель всегда будет находиться в
несколько прикрытом положении. Если
подниматься на высоту, то вследствие па-
дения плотности воздуха мощность мотора
неизбежно уменьшится, и для того чтобы
не допустить уменьшения её, необходимо
постепенно приоткрывать дроссель, под-
держивая постоянными давление наддува
и обороты мотора. Обычно поддержание
постоянного давления наддува выполняет-
ся автоматически агрегатами, называемы-
ми регуляторами постоянного давления.
Из рисунка на стр. 26 также видно, что
при сохранении постоянными давления
наддува и числа оборотов мощность мото-
ра не только ие уменьшается, а даже рас-
тёт, что объясняется уменьшением темпе-
ратуры окружающей среды и уменьшени-
ем противодавления на выхлопе. По мере
увеличения высоты, а следовательно, и
степени открытия дросселя, наступает та-
кой момент, когда дроссель становится
открытым полностью.
25
Эффективная мощность
<0
Высота в метрах
Эта высота (точка А, см. рисунок) назы-
вается расчётной высотой мо-
тора.
Начиная с расчётной высоты мощ-
ность мотора не удаётся поддерживать
постоянной (дроссель открыт уже пол-
ностью), и она уменьшается точно
так же, как у любого невысотного
мотора.
Построение высотной характеристики
способом замера мощности мотора на раз-
личных высотах чрезвычайно затрудни-
тельно, так как, во-первых, для построения
кривой необходимо выполнить очень много
замеров мощности мотора и, во-вторых, за-
мер мощности мотора у отдельных точек
характеристики на участке АБ (см. рису-
нок) совершенно не представляется воз-
можным, так как это может вызвать
разрушение мотора из-за чрезмер-
ной нагрузки, на которую не рассчитаны
детали мотора.
Если же высотную характеристику мо-
тора построить по относительным плотно-
стям аналогично тому, как это было рас-
смотрено выше, то характеристика выпря-
мится и пользование ею станет более
удобным.
При этом само построение характери-
стики становится чрезвычайно лёгким —
характеристику можно построить по двум
точкам и даже по одной точке (одному за-
меру мощности).
Предположим, нам известно, что на вы-
соте 4000 м мотор при полном открытии
дросселя (п=2400 об/мин) развивает
1230 л. с.
Для того чтобы провести прямую линию
через заданную точку, необходимо иметь
ещё одну точку характеристики, а эту
26
о
Ч
«о
о
U
о
5
=Г
с
$
е?
Q
з:
со
3
Е
ас
со
точку очень нетрудно получить следую-
щим образом.
Определив из рисунка на стр. 26,
что мощность в 1230 л. с., развиваемая
мотором на высоте 4000 м, составляет
61,4% полной мощности мотора, легко
отыскать, чему равна полная мощность,
которую смог бы развить мотор на земле
при полном открытии дросселя; для
этого разделим 1230 л. с. на 61,4, н
умножим на 100:
1230 х 100
61,4
~2000 л. с.
Теперь, имея две точки характеристики
мотора (1230 л. с. и 2000 л. с.), проводим
через них прямую линию и тем самым полу-
чаем высотную характеристику (на высо-
тах, больших расчётной высоты мотора).
Изменение мощности мотора на участке от
земли и до расчётной высоты мотора
(2050 м) выражается прямой линией и для
обычных характеристик мотора и для ха-
рактеристик, построенных по относитель-
ным плотностям; и поэтому, зная, что
на уровне земли мощность составляет
1400 л. с. (точка В), а на расчётной высоте
1500 л. с. (точка А), проводим прямую ли-
нию и получаем недостающую часть вы-
сотной характеристики мотора.
При отдельных режимах полёта само-
лёта (взлёт, набор высоты, воздушный
бой) может потребоваться снять с мотора
большую мощность, чем номинальную.
Мотор позволяет значительно увеличить
наддув по сравнению с номинальным, на-
пример до 1140 мм рт. ст. вместо 950 мм
рт. ст., но не на очень продолжительное
время; такой режим работы мотора назы-
вают боевым режимом.
27
е
о
о
з;
S’
о
5
«з
а:
«
а
6
ас
о>
о-
е-
1800
1700
1600
1500
1400
1300
п о с т о я н н ы м
п о ст о янным
О
500	1000	1500
Максимальное давление
наддува 1140 ммрт.ст.
п о д д е р ж иваетс я
боевого режима
(давление наддува
от 1140 до 950 мм рт.ст.
П = 2400 об/мин)
Давление наддува
950 мм рт ст
поддерживается
2000	2500	3000	3500 4000
Высота в метрах
Длительность работы мотора на боевом
режиме для различных моторов различна,
например для мотора АШ-82 разрешается
работать на этом режиме непрерывно в те-
чение 20 минут.
Заштрихованная часть диаграммы (см.
рисунок) представляет собой запас мощ-
ности мотора на боевом режиме при ма-
ксимальном давлении наддува (1140 мм
рт. ст. и 2400 об/мин).
Кроме того, для увеличения высотности
и повышения мощности мотора у земли
почти все современные моторы снабжают-
ся нагнетателями с двухскоростной или
многоскоростной передачей.
Мотор АШ-82 имеет двухскоростную
передачу с передаточными числами 7,14 : 1
и 10 : 1. Это значит, что при работе нагне-
тателя на первой скорости число оборотов
крыльчатки в 7,14 раза больше числа обо-
ротов мотора, т. е. составляет 2400 X
X 7,14 = 17 136 об/мин, и при этом мотор
затрачивает примерно 110 л. с. на приведе-
ние крыльчатки во вращение.
При работе на второй скорости число
оборотов крыльчатки в 10 раз больше чи-
сла оборотов мотора, т. е. составляет
24 000 об/мин, а мотор затрачивает на вра-
щение крыльчатки уже 219 л. с. Другие
типы моторов имеют другие передаточ-
ные числа и другие скорости вращения
крыльчатки-
На рисунке на стр. 27 приведена харак-
теристика мотора АШ-82 при работе его
на первой скорости нагнетателя при
2400 об/мин.
Для построения характеристики мотора
при работе его на второй скорости нагне-
тателя поступать нужно точно так же,
как и при построении характеристики
28
мотора при работе на первой скорости
нагнетателя.
Пусть известно, что на высоте 5600 м
(см. рисунок) мотор при давлении
наддува 950 мм рт. ст. и числе оборо-
тов 2400 в минуту развивает 1300 л. с.
Согласно рисунку, мощность развива-
емая мотором на высоте 5600 м, со-
ставляет 50% полной мощности. Теперь
легко определить полную мощность, ко-
торую смог бы развить мотор при работе на
земле на второй скорости нагнетателя при
полном открытии дросселя.
Для определения полной мощности, ко-
торую мог бы развить мотор при работе на
земле, т.е. 100% мощности, разделим 1300
на 50 и умножим на 100:
1300 X ЮЗ
----—------= 2600 л. с.
50
Теперь, имея две точки, принадлежащие
характеристике мотора (1300 л. с. и
2600 л. с.), проводим через них прямую ли-
нию и получаем высотную характеристику
мотора при работе его на второй скорости
нагнетателя. Эта характеристика справед-
лива для всех высот, больших расчётной
высоты мотора.
Для построения недостающей части вы-
сотной характеристики (на участке от зем-
ли до расчётной высоты) необходимо
знать мощность мотора на уровне земли и
расчётную высоту, которые для второй
скорости нагнетателя соответственно
равны 1180 л. с. и 5400 м. Само
построение характеристики на участке от
земли до расчётной высоты выполняется
аналогично тому, как это делали при по-
строении характеристики мотора при ра-
боте его на первой скорости нагнетателя.
29
Эффект ив ная мощность в л.с.
2000
Выполнив это построение, получим пол-
ностью высотную характеристику мотора
при работе на второй скорости нагнетателя
(см. рисунок на стр. 29).
Теперь, имея характеристики мотора
при работе его на первой и второй скоро-
стях нагнетателя, мы легко можем их объе-
динить в одну общую характеристику,
т. е. получить обычную высотную харак-
теристику мотора АШ-82 с двухскорост-
ной передачей к нагнетателю, построен-
ную по относительным плотностям (см.
рисунок).
На том же рисунке показано изменение
давления наддува в зависимости от изме-
нения высоты. На рисунке видно, что у ха-
рактеристики мотора с двухскоростной
передачей к нагнетателю имеется ещё
одна характерная точка, а именно точка
пересечения характеристики мотора при
работе на первой скорости с характе-
ристикой мотора при работе его на второй
скорости.
Чем примечательна эта точка?
Оказывается, в этой точке мощность мо-
тора при работе на первой скорости нагне-
тателя как раз равна мощности мотора при
работе его на второй скорости и, следова-
тельно, в этой точке (на данной высоте) не-
обходимо производить переключение ско-
ростей нагнетателя.
Таким образом, если лётчик выполняет
набор высоты, то как только самолёт до-
стигнет высоты 3600 м, лётчик обязан пе-
реключить скорость нагнетателя с первой
на вторую. Возникает вопрос: почему
необходимо переключать скорость имен-
но на этой высоте? Предположим, что лёт-
чик, достигнув высоты 3600 м, не пере-
ключил скорость нагнетателя с первой на
30
Полный газ при П=2400 об/мин, с учётом скоростного напора
в	------
О 1000	2000	3000	4000	6000	6000	7000	8000
Высота в метрах
вторую и мотор продолжает работать на
первой скорости нагнетателя до высоты
5000 м. Какую же мощность разовьёт мо-
тор на этой высоте? Ответ на этот вопрос
даёт тот же самый рисунок.
Мощность, которую можно снять с мо-
тора, в этом случае достигает только
1050 л. с. вместо 1320 л. с., которые можно
было бы снять с мотора при работе его на
второй скорости нагнетателя. Следова-
тельно, лётчик в этом случае не допо-
лучит 270 л. с., и поэтому максимальная
скорость самолёта уменьшится примерно
на 10%.
Теперь предположим, что лётчик пре-
ждевременно переключит скорость нагне-
тателя с первой на вторую, например на
высоте 2750 м. В этом случае самолёт
также резко понизит свою скорость.
Что же произошло? На рисунке показано,
что в этом случае мотор потеряет
180 л. с.
Отсюда вытекает очень важное правило:
при подъёме самолёта на определённой
высоте, соответствующей точке пересе-
чения характеристик, лётчик должен пере-
ключиться с первой скорости нагнетателя
на вторую, а при снижении самолёта, на-
оборот, со второй на первую.
Рассмотрим ещё один вопрос, имеющий
очень большое значение для работы мо-
тора.
Какое влияние оказывает скорость дви-
жения самолёта на работу мотора?
На рисунке изображена высотная харак-
теристика мотора без учёта скоростного
напора, т. е. без учёта повышения давле-
ния воздуха на входе в воздухоприёмник
карбюратора.
Практически же при полёте самолёта дав-
5/
ление воздуха на входе в воздухоприёмник
увеличивается, вследствие чего увеличи-
вается давление наддува, создаваемое на-
гнетателем. Но так как повышенное дав-
ление наддува (выше номинального) под-
держивать нецелесообразно, то под дей-
ствием автомата дроссель несколько при-
крывается и номинальный наддув сохраня-
ет своё значение. Если автомат отсутст-
вует, то в этом случае прикрытие дроссе-
ля выполняет лётчик, ориентируясь по ве-
личине давления наддува, создаваемого
нагнетателем. Таким образом, запас от-
крытия дросселя при увеличении скорости
самолёта увеличивается, а следовательно,
увеличивается и высотность мотора.
При тех больших скоростях, которые
имеют современные самолёты, увеличение
высотности мотора за счёт скоростного на-
пора достигает больших значений, при
этом следует учесть, что увеличение
давления скоростного напора пропорцио-
нально квадрату увеличения скорости.
Вследствие влияния скоростного напора
точка пересечения характеристик сме-
щается несколько вправо и высота пере-
ключения скоростей нагнетателя увели-
чивается с 3600 м (см. рисунок на стр. 30)
примерно до 3900 м (см. рисунок на стр.
31). На этом рисунке, кроме характеристи-
ки мотора по наддуву, показано изменение
часового расхода горючего на весь двига-
тель для горизонтального полёта самолёта
на различных высотах.
Таким образом, увеличение скоростного
напора хотя и не вызывает повышения
мощности мотора, но увеличивает высот-
ность его, а следовательно, увеличивает
и скорость самолёта, так как позволяет вы-
полнять полёт на большей высоте.
32
Это объясняется тем, что скорость полё-
та самолёта обратно пропорциональна кор-
ню кубическому из плотности воздуха на
данной высоте, а при увеличении высоты
полёта плотность воздуха уменьшается и,
следовательно, скорость полёта увеличи-
вается.
На рисунке (стр. 32) показана разница
в скоростях самолёта при учёте скорост-
ного напора и без учёта его.
33
Откройте пе-
ре крывной кран
бензосистемы
(на полу справой
стороны сиденья)
Проверьте, поставлен
ли рычаг переключе-
ния скоростей нагне-
тателя в положение
„первая скорость"
(на себя доотказ а )
Поставьте рычаг
изменения шага
винта на „малый шаг"
(вперёд до от к аз а )
54
ГЛАВА IV
ВЗЛЁТ И НАБОР ВЫСОТЫ
Итак, мы познакомились с основными
вопросами работы мотора и мощностями,
которые можно снять с мотора согласно
его характеристикам
Теперь рассмотрим работу мотора в
воздухе при полёте самолёта.
После того как ваш самолёт подготов-
лен для полёта: мотор прогрет и опробо-
ван, баки заполнены горючим и маслом,
самолёт полностью осмотрен, — техник
докладывает вам о готовности самолёта к
вылету.
Вы усаживаетесь в кабину самолёта и
осматриваете кабину и приборы, установ-
ленные на приборной доске и на бортах са-
молёта. Затем проверяете исправность
действия всех рычагов механизмов управ-
ления мотором и самолётом и опробуете
мотор.
Для ускорения запуска и подготовки мо-
тора к полёту, что особенно важно при низ-
ких температурах окружающей среды, на
всех современных самолётах применяется
разжижение масла бензином.
35
п рикроите:
передние	совок	боковые
створки, маслорадиатора, створки
Разжижение масла может производить-
ся двумя способами:
1) непосредственной заливкой опреде-
лённого количества бензина в маслобак;
2) при помощи специального приспо-
собления, обеспечивающего автоматиче-
скую подачу бензина в маслопровод, иду-
щий от маслобака к маслонасосу.
Разжижение масла бензином произво-
дится после работы мотора и только в том
случае, если запуск мотора предполагает-
ся произвести не ранее двух часов после
остановки мотора. Добавление бензина к
маслу уменьшает вязкость масла и увели-
чивает его текучесть (прокачиваемость).
Изменение вязкости масла в зависимости
от количества добавленного бензина пока-
зано на рисунке на стр. 35. Из рисунка
также видно, что летние сорта масел (МС
и МК) имеют большую вязкость по сра-
внению с зимним маслом (МЗС), поэтому
количество добавляемого бензина при раз-
жижении летнего масла больше, чем для
зимнего.
РУЛЕНИЕ
Перед отруливаиием самолёта к старту
вы производите прогрев мотора. Для этого
вы, предварительно прикрыв створки и со-
вок маслорадиатора (см. рисунок), уста-
навливаете рычаг газа в положе-
ние, соответствующее 1000—1200 об/мин
при малом шаге винта, и поддерживаете
этот режим работы мотора, пока темпера-
тура головок цилиндров не достигнет
140° С, а температура масла на входе 50°С.
36
1000
об/мин
Прогрев мотора
ведите
при 1000 об/мин
до начала повышения
1200
об Aim н
температур ы
масла,
после этого
число оборотов
у в е л и ч ь т е
до 1200 об/мин
и прогревайте мотор до получения температуры
входя щего масла	головок цилиндров
Может возникнуть вопрос: чем вызвано
требование обязательного прогрева мото-
ра перед отруливанием самолёта на старт?
Недостаточно прогретое масло слишком
густое и обладает плохой текучестью,
следовательно, такое масло очень трудно
заставить пройти через малые зазоры меж-
ду деталями мотора, вследствие чего ухуд-
шается их смазка. Кроме того, холодное
масло трудно разбрызгивается и поэтому
не попадает на стенки цилиндров и порш-
ней в достаточном количестве при работе
мотора (недостаточный барботаж).
Таким образом, если недостаточно про-
гретый мотор перевести на большие обо-
роты, смазка деталей будет неудовлетво-
рительной, что может привести к задирам,
поломкам деталей мотора и заклиниванию
коленчатого вала. Кроме того, если резко
увеличить тепловую нагрузку мотора, пол-
ностью открыв дроссель у непрогретого
мотора, то детали мотора будут нагревать-
ся неравномерно, а следовательно, и раз-
меры их будут также изменяться неравно-
мерно, что может привести опять же к ко-
роблению и заеданию деталей.
Предварительный прогрев мотора перед
отруливанием к старту необходим ещё и
по другой причине.
Для того чтобы между электродами
свечей происходило нормальное искро-
образование, свечи должны быть на-
греты до определённой температуры.
Недостаточно прогретая свеча будет
работать с перебоями.
После того как мотор достаточно про-
грет, вы открываете заслонку (совок) тун-
неля масляного радиатора и створки капо-
та, затем даёте газ и отруливаете на старт
к месту взлёта.
37
2400
об/мин
»'JHP IIWWJJJH RIWIHIJN. » »JW
Возьмите ручку
управления
на себя доотказа
Плавным движением
рычага газа уве-
личьте число оборо-
тов до номинальных
(взлётных) 2400об/мин,
при давлении надду-
ва 950 мм рт.ет.
Если взлет выпол-
няете на форсиро-
ванном режиме —
переведите рычаг
газа за защёлку
Наддув при форса-
же должен быть
Л40 мм рт. ст.
Температура масла
не выше 75 °C
Давл. бенз. 0,5-0,6 кг/сл?
Давл. масла 5,5- 6,5кг/см г
Температура головок
цилиндров не выше
215 °C
215°С
75°С
0,5-0,6
кг/см2
1140
ММ РТ.СТ.
5,5-6,5
кг/см2
Здесь вы просите разрешение на взлёт,
перед взлётом снова проверяете показания
приборов, ещё раз убеждаясь в нормаль-
ной работе мотора, и совершаете взлёт.
ВЗЛЁТ
После того как вам дан старт, вы левой
рукой плавно переводите рычаг газа за
ограничитель (см. рисунок на стр. 38), т. е.
отдаёте полностью от себя, и одновремен-
но устанавливаете регулятор давления
наддува в положение «Взлёт».
При взлёте вы все время держите левую
руку на рычаге газа, выдерживая направ-
ление рулём поворота.
Так поступаете вы в том случае,
если самолёт имеет нормальную на-
грузку.
Для совершения разбега перегруженно-
го самолёта или в условиях трудного взлё-
та (рыхлый грунт, недостаточная длина
взлётной полосы) необходимо создать
большое ускорение самолёта. Такое уско-
рение можно получить только при исполь-
зовании всей той мощности, которую мо-
жет развить мотор н которая, передаваясь
на винт, сможет обеспечить необходимую
тягу винта.
В этом случае используется взлётный
режим мотора; при работе на этом режи-
ме количество тепла, выделяемого в ци-
линдре. увеличивается по сравнению с но-
минальным режимом на 1000 кал. в минуту
(см рисунок).
39
пол ожение
р ы ч ага
регулятора
об О РОТОВ
полож е ние
лопастей
винта
аа о т о р а
В то же время ну&нб учитывать, Что ра-
бота мотора на взлётной мощности не мо-
жет продолжаться в течение длительного
промежутка времени, потому что избыток
тепла, выделяемого в цилиндре, не может
быть рассеян в воздух так же быстро, как
он возникает, и, следовательно, мотор не-
избежно начнёт перегреваться, что мо-
жет привести к нарушению нормальной
работы его.
Но в течение короткого промежутка вре-
мени можно использовать полную мощ-
ность мотора, и это разрешается инструк-
цией по эксплоатации мотора, но затем не-
обходимо понизить давление наддува до
нормального значения, чтобы не допустить
перегрева мотора. Для этого вы убираете
рычаг газа на себя до ограничителя (до
<защёлки>). В этом случае давление над-
дува уменьшится от 1140 до 950 мм рт. ст.
и тепло, необходимое для рассеивания в
воздух с одного цилиндра, тоже уменьшит-
ся примерно на 310 кал. в минуту (см. ри-
сунок на стр 39)
Для ускорения взлёта самолёта помимо
применения взлётного режима используют
ещё то преимущество, которое имеет винт
изменяемого в полёте шага. Это преиму-
щество заключается в том, что при нали-
чии такого винта можно получить некото-
рое увеличение мощности мотора за счёт
увеличения числа оборотов винта.
Обычный современный самолёт имеет,
как правило, винт изменяемого шага, т. е.
такой винт, у которого при полёте самолё-
та или при движении его по земле каждая
лопасть может поворачиваться во втулке
винта относительно своей продольной
40
оси (см. рисунок на стр. 42). Этим самым
изменяется угол установки лопасти (угол
между плоскостью вращения и хордой
лопасти).
Таким образом, при наличии на самолёте
виита изменяемого шага можно увеличить
число оборотов винта за счёт уменьшения
угла установки его лопастей (см. рисунки).
С этой целью регулятор оборотов винта
устанавливается иа максимально допусти-
мое число оборотов, и тогда лопасти виита
автоматически переводятся на минималь-
ный шаг, что и позволяет мотору развить
большую мощность по сравнению с той
мощностью, которую снимали с мотора при
винте, установленном на большой шаг.
При увеличении мощности, снимаемой с
мотора, улучшаются лётные качества са-
молёта.
Таким образом, мы установили, что при
полностью открытом дросселе мотор мо-
жет развить большую или меньшую мощ-
ность в зависимости от того, каковы обо-
роты мотора; изменение же числа оборо-
тов мотора может быть достигнуто не
только за счёт изменения положения рыча-
га газа, но и за счёт изменения угла уста-
новки лопастей винта.
При увеличении угла установки лопасти
обороты уменьшаются, так как мотор не
может вращать винт с прежними оборота-
ми (сопротивление вращению возросло).
Для вращения винта с прежними оборота-
ми, но при увеличенном угле установки ло-
пасти потребуется большая мощность мо-
тора. Но большую мощность мотор не мо-
жет развить, так как дроссель открыт уже
полностью. Следовательно, мощности для
4!
вращения винта с прежними оборотами не-
хватает, и обороты уменьшаются.
В этом случае говорят, что винт стано-
вится слишком «тяжёлым» Под этим тер-
мином понимают не увеличение веса вин-
та, а увеличение его сопротивления вра-
щению.
При уменьшении угла установки лопа-
сти винт становится более «лёгким», т. е.
для вращения его с прежними оборотами
потребуется меньшая мощность.
При работе мотора на месте, даже при
полностью открытом дросселе, нельзя по-
лучить полные обороты (взлётные или но-
минальные, при взлёте самолёта). Это
объясняется тем, что обороты винта зави-
сят не только от угла установки лопасти,
но и от угла атаки лопасти, который в свою
очередь зависит от скорости движения са-
молёта; причем чем меньше угол атаки ло-
пасти, тем больше обороты винта (винт
«облегчается»).
При работе мотора на земле скорость
самолёта равна нтлю и угол атаки лопасти
наибольший (при определённом угле уста-
новки лопасти). С началом движения са-
молёта мол атаки лопасти начинает
уменьшаться н. следовательно, число обо-
ротов винта увеличиваться, достигая в
конце взлёта взлётных оборотов.
Но увеличение числа оборотов винта
вследствие его «облегчения» может быть
слишком большим и небезопасным для
конструкции мотора. Такое явление носит
название раскрутки винта. Во из-
бежание раскрутки винта в полёте и при
разбеге самолёта в механизме управления
поворотом лопастей винта устанавлива-
ются специальные ограничители (упоры),
препятствующие чрезмерному «облегче-
нию» вннта.
При регулировке предельных углов ло-
пастей винта (установка ограничителей)
во избежание раскрытии обороты всегда
устанавливают на 20—50 об мин меньше
тех, которые развивает винт на малом шаге
при полном открытии дросселя (Рк =
— 1140 мм рт. ст.), т. е. 2350—2380 об/мин;
затем, закрепив в этом положении управле-
ние регулятором и не трогая его в дальней-
шем, совершают полёт на высоте 500—
600 м и уже после полёта фиксируют окон-
чательно ограничители согласно данным,
полученным в полёте.
42
НАБОР ВЫСОТЫ
Для подъёма самолёта использтегся из-
быток мощное । и по сравнению с мощно-
стью, необходимой для осуществления ю-
ризонтального полёта. Поэтому набор вы-
соты обычно выполняют на максимальной
мощности, которую можно снимать с мо-
тора в течение более илн менее продолжи-
тельного времени н которая обычно ис-
пользуется при взлёте. Для некоторых
типов моторов эта мощность меньше,
чем мощность, используемая при взлёте
самолёта.
Скорость подъёма (вертикальная ско-
рость) в метрах, с которой самолёт может
набирать высоту, зависит от величины из-
бытка эффективной мощности мотора Из
рисунка видно, что в случае под-
держания постоянного давления наддува
скорость подъёма увеличивается с высо-
той. Это объясняется главным образом
тем, что при увеличении высоты полёта
увеличивается мощность мотора.
Если совершать подъём при сохранении
постоянной эффективной мощности, ско-
рость подъёма тоже почти сохраняется по-
стоянной (возрастание скорости незначи-
тельно)
Изменение скорости подъёма при увели-
чении высоты полёта и сохранении мощ-
ности мотора постоянной показано на ри-
сунке пунктирной линией.
На расчётной высоте мотора скорость
подъёма достигает своего максимального
значения, после чего начинает уменьшать-
ся вследствие падения давления наддува
и уменьшения мощности мотора.
43
Шестерил
Ролик
п р и в о да
управления
регулятором
Золотник
регулятора
Рейка
в а л и к а
управления
ег у ля т ором
Кон ическая
пр ужина
Центробежные
грузики
Редукционный
к лапан
п о м п ы
регуля тора
Шестерёнчатая
помпа
регулятора
Условия работы мотора при режиме
набора высоты чрезвычайно затруднены,
так как при этом режиме скорость
самолёта невелика, а с мотора снимается
максимальная мощность, в результате
чего отвод тепла от цилиндров мотора
резко ухудшается, несмотря на полностью
открытые створки капотов и совок
маслорадиатора.
Скорость набора высоты при наличии на
самолёте винта изменяемого в полёте шага
увеличивается, так как в этом случае из-
быток мощности мотора, используемый на
подъём, возрастает.
Во время подъёма самолёта при сохра-
нении угла подъёма и режима работы мо-
тора винт вращается с постоянной скоро-
стью, и мотор развивает определённую
мощность при определённом давлении
наддува.
Всякое изменение угла подъёма обяза-
тельно вызывает увеличение или уменьше-
ние числа оборотов мотора.
Для того чтобы этого не происходило,
на самолёте установлен специальный регу-
лятор оборотов винта, который управляет
положением лопастей, соответственно из-
меняя шаг винта для поддержания по-
стоянных оборотов.
Работа регулятора оборотов винта (см.
рисунок) основана на принципе действия
центробежных сил грузиков, кинемати-
чески связанных со специальным золотни-
ком, перепускающим масло из шестерён-
чатой маслопомпы регулятора в механизм
управления лопастями винта.
Положение золотника регулятора опре-
деляется силой сжатия конической пружи-
ны, стремящейся удержать золотник в
крайнем нижнем положении, и центробеж-
44
ними силами грузиков, возникающими при
вращении регулятора и стремящимися при-
поднять золотник кверху.
При нейтральном положении регулятора
соотношение силы сжатия пружины и
центробежных сил грузиков таково, что зо-
лотник занимает положение, при котором
масло из помпы регулятора не может по-
ступать к механизму винта.
Если по какой-либо причине изменится
число оборотов мотора, а следовательно,
и число оборотов винта отклонится от за-
данных, регулятор автоматически устанав-
ливает лопасти в такое положение, при ко-
тором обеспечивается заданное число обо-
ротов. Например, пусть уменьшится число
оборотов мотора, в этом случае уменьшит-
ся число оборотов валика регулятора и,
следовательно, несколько уменьшатся
центробежные силы грузиков, в резуль-
тате чего золотник опустится и откроет
каналы, через которые масло из помпы
регулятора начнёт поступать к меха-
низму винта.
Поступление масла в механизм винта вы-
зовет поворот лопастей винта в сторону
уменьшения шага, винт' станет «легче»,
и число оборотов винта увеличится до за-
данного, при этом золотник снова займёт
нейтральное положение, при котором по-
дача масла прекращается. При увеличении
числа оборотов выше заданных произой-
дёт обратное явление.
На рисунке изображены кривые набора
высоты самолётов, снабжённых различ-
ными винтами. Самолёт с автоматическим
винтом достигает высоты 6000 м в течение
6 минут, в то время как самолёту с вин-
том фиксированного шага потребуется
14 минут.
45
РПД-t
Как мы уже с вами установили, у высот-
ных моторов, снабжённых нагнетателем,
нельзя давать полный газ на высотах ниже
расчётной, так как при этом давление над-
дува, резко увеличиваясь, превышает до-
пустимое, что приводит к значительной
перегрузке мотора.
Чтобы не допустить перегрузки мотора
в полёте и тем самым увеличить надёж-
ность работы его, на моторе устанавли-
вают автоматически действующий регуля-
тор постоянного давления наддува (РПД).
Регулятор постоянного давления надду-
ва, автоматически воздействуя на дрос-
сель, поддерживает заданное иа земле
давление до расчётной высоты мотора.
Если лётчик, например, при увеличении га-
за чрезмерно откроет дроссель, то регуля-
тор автоматически прикроет его настоль-
ко, чтобы сохранить заданное давление
наддува. Таким образом, регулятор облег-
чает управление мотором с нагнетателем и
избавляет лётчика от постоянно; о наблю-
дения за показаниями мановакуумметра
(указателя наддува) и от ручной регули-
ровки давления наддува (за счёт переме-
щения рычага газа).
Автоматическая работа регулятора
обеспечивается двумя анероидами, разме-
щёнными в общем корпусе (см. рисунок).
К внутренней полости одного из ане-
роидов подведено давление, создаваемое
нагнетателем. К этому же анероиду при-
соединена пружина, которая обеспечивает
натяжение второго анероида; натяжение
этой пружины определяется величиной за-
данного давления наддува
С анероидами связан золотник, который
распределяет масло в системе каналов спе-
циального сервомеханитма
46
£
<D
<3
«
пз
43
Q
*
<Ji
a:
ts
«0
Q
4
5000	6000	7000	8000	9000
0	1000 гооо зооо 4ooo
Высота в метрах
Масло, поступающее под давлением
5,5—6,5 кг/см2, перемещает сервопор-
шень, связанный с дросселем, при помощи «
рычажного механизма.
Некоторые читатели могут полагать,
что термин «полный газ» означает пол-
ное открытие дросселя. Если для
моторов, не снабжённых нагнетателями,
это было правильным, то для моторов
с нагнетателями такое представление
не соответствует действительности,
и только на расчётной высоте мотора
при полном газе дроссель открыт пол-
ностью.
Больше того, на всех высотах ниже рас-
чётной, как это мы уже установили выше,
если лаже открыть полностью дроссель,
то регулятор постоянства давления авто-
матически прикроет его в строгом соответ-
ствии с требуемым наддувом.
Рассмотрим, как это происходит. На ри-
сунке показано положение дросселя при
полном газе для различных высот полёта.
При выполнении взлёта вы плавно от-
даёте рычаг газа полностью от себя и тем
самым устанавливаете дроссель в поло-
жение полного открытия, ио так как при
этом сильно возрастает давление наддува,
то регулятор постоянства давления, отре-
гулированный на определённое давление
(взлётное — 1140 мм рт. ст. или номиналь-
ное — 950 мм рт. ст.), обеспечит сохране-
ние требуемого давления, прикрыв соот-
ветствующим образом дроссель. При
подъёме самолёта до первой расчётной вы-
соты (точка А на рисунке; стр. 27) давле-
ние наддува поддерживается неизменным
благодаря постепенному открытию дрос-
селя Выше первой расчётной высоты мощ-
ность мотора и давление наддува начинают
47
/л у б. ж
воздуха
205г
падать, хотя положение дросселя остаёт-
ся неизменным, т. е. он открыт полностью
(см. рисунок на стр. 47). Если теперь про-
извести переключение нагнетателя на вто-
рую скорость, то давление наддува резко
повысится, т. е. в этом случае дроссель
под действием регулятора РПД прикроет-
ся, и давление наддува снова достигнет
номинального значения (950 мм рт. ст.).
При дальнейшем наборе высоты дроссель
под действием регулятора постоянства
давления постепенно приоткрывается, под-
держивая номинальный наддув, причём
полностью он откроется на второй расчёт-
ной высоте, после чего это положение
(положение полного открытия дросселя)
сохраняется постоянным, а давление над-
дува начинает падать.
При отсутствии регулятора постоянного
давления контролирование давления над-
дува по показаниям мановакуумметра и ре-
гулирование давления в требуемых преде-
лах возлагаются иа лётчика.
В этом случае следует помнить, что да-
ча полного газа (полное открытие дроссе-
ля) на высотах ниже расчётной и особен-
но на малой высоте полёта (близко от зем-
ли) вызывает чрезмерное повышение мощ-
ности (до 1900—1950 л. с.), что является
небезопасным для мотора, так как детали
его не рассчитаны на эту мощность.
Зато при наличии РПД на самолёте вы
избавлены от необходимости всё время
следить за показаниями мановакуумметра
и соответственно изменять положение
дросселя, чтобы сохранить номинальный
наддув. Кроме того, при наличии РПД
обеспечивается полная гарантия мото-
ра от перегрузок, возникающих вследст-
вие чрезмерного увеличения мощности.
48
Высота в метрах
С изменением высоты полёта плотность
воздуха, а следовательно, и его количест-
во в одном и том же объёме умень-
шаются.
Например, иа высоте 5000 м вес воз-
духа уменьшается почти вдвое (см. рису-
нок на стр. 48). На высоте 13000 м плот-
ность воздуха составляет примерно одну
шестую часть плотности воздуха у земли.
Следовательно, чем больше высота полё-
та, тем меньше весовое количество возд) -
ха, протекающего через капот мотора при
неизменном положении жалюзи, ство-
рок капота и совка радиатора (при одной
и той же скорости самолёта).
Таким образом, при увеличении высоты
полёта, даже при сохранении режима
работы мотора и скорости самолёта,
теплоотдача мотора значительно ухуд-
шается и температура головок цилиндров
и масла (см. рисунки на стр. 49 и 50)
повышается.
Повышение температуры масла вызы-
вает некоторое падение давления в систе-
, ме смазки мотора, но самое главное заклю-
чается в том, что значительное увеличение
высоты полёта вызывает резкое падение
давления масла вследствие усиления пе-
нообразования.
Вам должно быть известно, что в масле,
циркулирующем в моторе, всегда имеется
некоторое количество воздуха, находя-
щегося в виде отдельных пузырьков. По
мере увеличения высоты полёта количе-
ство воздуха в масле увеличивается, что
приводит к резкому падению давления
масла (см. рисунок на стр. 50). Падение
давления масла при увеличении высоты
полёта иногда сопровождается выбрасы-
ванием масла через дренажные трубы,
49
12000						
х <3 по	00	Режим полного открытия				
S 4J ЮС	00	оро П=24	с се Ч)Оо6}	ля /мин		
со <□ В 90	DO				\/	
О Сэ OQ 80	оо М	2Д “1	in. МАСЛА^ ДИ ВЛ			
70	00	>					
60	00					
						
50	00					
40	00					
30	oot					
						
т						
| 0						
60 65 70	75 80 85 90
Температура в °C
12000
с	с 11000	Рея пол откр!	< н ill 5 £ o6j	и м ого пи я		
Е а 3 ч С Е	юооо	дрос i П-2400		ля 'мин		
	J 9000					
С, ОС	> 8000					
	7000					
	6000					
	5000					
	4000 i	г				
	3000 1					
			s			к
	2000			10 ААВ/ • МАСЛ I		J
	1000			- 1	1). 	
						—
	6,0	5,5	5,0 Давление масла					
50
причём чем больше температура масла,
тем более вероятно усиленное пенообра-
зование и выбрасывание масла через дре-
нажные трубы (суфлёры).
Давление бензина при подъёме самолё-
та на высоту тоже непрерывно уменьшает-
ся вследствие усиления образования па-
ров в топливе (см. рисунок).
Для обеспечения нормального сгорания
рабочей смеси при увеличении высоты по-
лёта мы должны также поддерживать пра-
вильное соотношение между топливом и
воздухом, поступающим в мотор. Мы уже
с вами установили, что для этого необхо-
димо, чтобы одна весовая единица горюче-
го приходилась на 13 весовых единиц воз-
духа. При всяком другом соотношении
между горючим и воздухом смесь будет
либо богатой, либо бедной. Если горюче-
го больше, чем это необходимо для нор-
мального сгорания, то смесь слишком бо-
гата, сгорание будет неполным, и много
горючего будет выбрасываться вместе с
выхлопными газами. Признаками работы
мотора на слишком богатой смеси служат
выхлопы чёрного дыма с копотью (рабочая
смесь догорает в такте выхлопа), появле-
ние тряски и некоторое понижение темпе-
ратуры цилиндров.
И наоборот, если горючего недостаточ-
но, то смесь будет бедной, и в этом случае
температура цилиндров повысится, воз-
никнет мелкая тряска (дрожь), и работа
мотора станет жёсткой («сухой»). Для
устранения этого явления необходимо
установить правильное соотношение меж-
ду воздухом н топливом, т. е. отрегулиро-
вать рабочую смесь.
Если вы выполняете полёт на одной и
той же высоте и при одном и том же режи-
ме работы мотора, то регулировать каче-
ство смеси вам не’придётся. Но при увели-'
чении высоты полёта вследствие уменьше-
ния атмосферного давления смесь само-
произвольно обогащается, и во избе-
жание нарушения нормальной работы
мотора качество смеси необходимо кор-
ректировать.
Для корректирования качества смеси
применяется так называемый высотный
корректор с механическим или автоматиче-
ским управлением.
11000
Б
<»
5
7, в	1,6 1,5
Давление бензина в кг/смг
tSыс отпт-съсй.
корректор (АК)
В прежнее время, когда на самолётах
были установлены винты фиксированного
шага, регулирование качества смеси про-
изводилось вручную следующим образом:
поднявшись иа высоту 1000—2000 м,
устанавливали рычагом газа число оборо-
тов, соответствующее крейсерской скоро-
сти, и постепенно открывали высотный
корректор, обедняя смесь до тех пор, по-
ка число оборотов мотора не достигало
максимума. Дальнейшее открытие высот-
ного корректора вызывало падение числа
оборотов, но корректор продолжали от-
крывать. добиваясь падения оборотов при-
мерно на 20 об/мин; после этого высотный
корректор несколько прикрывали и снова
обогащали смесь, добиваясь, чтобы мотор
развил прежнее число оборотов (макси-
мум). Этот состав смеси и считался нор-
мальным.
Подобный способ регулировки каче-
ства смеси до сих пор применяется на
самолётах с винтами фиксированного ша-
га (По-2). При этом способе регули-
ровки единственным контрольным прибо-
ром является тахометр — счётчик оборо-
тов.
При винте изменяемого шага (с посто-
янным числом оборотов) приходится при-
менять другой способ, так как, независимо
от положения дросселя или качества сме-
си, тахометр будет всё время показывать
одно и то же число оборотов. Поэтому
возникли попытки сконструировать при-
бор, который бы определял качество сме-
си, поступающей в цилиндры мотора.
Подобные приборы применялись в авиа-
ции и они определяли коэфициент избыт-
ка воздуха а при помощи анализа выхлоп-
ных газов, поэтому их называли альфа-
52
в торой скорости
метрами или газоанализаторами. Но при-
боры такого типа работали неудовлетво-
рительно и широкого распространения
не получили.
Более приемлемыми яьляются автомати-
чески действующие высотные корректоры,
устанавливаемые на самих карбюраторах
или в регуляторах смеси (в случае непо-
средственного впрыска топлива в ци-
линдры двигателя).
В этом случае регулировка качества
смеси не отнимает внимания лётчика и вы-
полняется автоматически. Работа автомата
регулирования качества смеси независима
от числа оборотов мотора и основана на
принципе действия анероида, связанного с
игольчатым клапаном (см. рисунок на
стр. 52), регулирующим количество топ-
лива, поступающего для образования ра-
бочей смеси.
При уменьшении давления воздуха,
вследствие увеличения высоты полёта,
анероид удлиняется и опускает рычаг, а
так же связанный с ним игольчатый кла-
пан высотного корректора.
В результате этого уменьшается сече-
ние воздушного канала, соединяющего
воздушные камеры мембранного меха-
низма с атмосферой.
Уменьшение сечения канала, сообщаю-
щего воздушные камеры с атмосферой,
вызывает уменьшение подачи бензина и
обеспечивает сохранение качества смеси в
требуемых пределах.
Предположим, что ваш самолёт
достиг высоты, соответствующей расчёт-
ной высоте первой скорости нагнета-
теля. На этой высоте дроссель полно-
стью открыт и давление наддува номи-
нальное.
53
При дальнейшем увеличении высоты по-
лёта давление наддува уменьшается, и для
поддержания его необходимо переклю-
читься на вторую скорость нагнетателя.
Двухскоростная передача к нагнета-
телю, применяемая на моторах АШ-82 (см.
рисунок на стр. 53), состоит из двух фрик-
ционных муфт гидравлического действия.
Для горизонтального полёта на всех высо-
тах от земли до 4000—4500 м должна
быть включена муфта первой скорости
(обозначена цифрой 1). На всех высотах
больше чем 4500 м мотор должен рабо-
тать на второй скорости нагнетателя (обо-
значена цифрой 2).
Устанавливать рычаг в среднее проме-
жуточное положение (между цифрами 1 и
2) нельзя, так как в этом случае масло под
давлением будет поступать под оба
поршня и может оказаться, что обе фрик-
ционные муфты окажутся включёнными
одновременно, что приведёт к тепловой
перегрузке муфт и разрушению фрикцион-
ных дисков.
54
Тепловой режим мотора
в горизонтальном
полёте при неизменном
положении жалюзи,
створок капота и совка
маслоради а т о р а
Режим работы мотора
ГЛАВА V
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЁТ
Тепловой режим мотора
при наборе высоты
950
Режим работы мотора
ПОЛЕТ НА МАКСИМАЛЬНОЙ
СКОРОСТИ
После того как самолёт достигнет вы-
соты, требуемой согласно полётному за-
данию, вы переводите самолёт из режима
набора высоты в горизонтальный полёт,
при этом скорость самолёта значительно
увеличивается. Если набор высоты выпол-
нять на номинальном режиме, а после пе-
рехода в горизонтальный полёт этот ре-
жим работы мотора сохранить неизмен-
ным, то температуры масла и головок ци-
55
о бороты
переменные
п оложен ие
лопастей
постоянное
полный газ
линдров уменьшатся. Это объясняется
тем, что увеличение скорости полёта вызы-
вает более интенсивное обтекание возду-
хом цилиндров мотора и радиатора, а сле-
довательно, и более интенсивный отвод
тепла от мотора.
Чтобы сохранить тепловой режим неиз-
менным, следует соответственно прикрыть
жалюзи, боковые створки и совок масло-
радиатора, ориентируясь по показаниям
масляного термометра и термопары и под-
держивая температуры в необходимых
пределах. Если же перейти с режима на-
бора высоты в горизонтальный полёт, а по-
ложения боковых створок капота мотора и
совка маслорадиатора оставить теми же,
какими они были при наборе высоты, то
это понизит скорость самолёта примерно
на 10 км/час; излишне большое открытие
створок капота и совка маслорадиатора
может уменьшить скорость самолёта да-
же на 40—50 км/час.
Уменьшение скорости самолёта в этом
случае происходит главным образом за
счёт увеличения лобового сопротивления
самолёта.
Уменьшение скорости самолёта может
также произойти и вследствие чрезмерно-
го закрытия жалюзи, створок капота и сов-
ка маслорадиатора, что вызывает резкое
ухудшение охлаждения мотора и, как след-
ствие этого, перегрев мотора и снижение
мощности.
Снижение мощности мотора в этом слу-
чае может быть довольно значительным,
и, следовательно, при. недостаточно эф-
фективном охлаждении мотора скорость
самолёта может намного уменьшиться. Та-
ким образом, только при условии сохране-
ния теплового режима мотора в определён-
56
1600
об/мин
набор высоты
максимальная скорость
ных (нормальных) пределах можно полу-
чить максимальную скорость горизонталь-
ного полёта и обеспечить надёжную рабо-
ту мотора.
При полёте самолёта обороты мотора
зависят и от скорости самолёта. В самом
деле, пусть, например, рычаг газа установ-
лен в положение полного открытия и дав-
ление наддува сохраняется постоянным.
В этом случае, несмотря на постоянный
угол установки лопасти винта, т. е. на на-
личие виита фиксированного шага, из-за
различной скорости полёта число оборо-
тов мотора будет неодинаковым и, следо-
вательно, мотор будет развивать неоди-
наковую мощность.
Причина этого явления заключается в
следующем. Как это уже было рассмотре-
но нами при объяснении взлёта, в случае
увеличения скорости движения самолёта
угол атаки лопастей винта уменьшается,
т. е. винт становится более «лёгким» и
обороты его возрастают; при уменьшении
скорости, наоборот, винт становится более
«тяжёлым» и обороты его уменьшаются
(см. рисунки).
Таким образом, обороты мотора опре-
деляются не только режимом его работы,
но и скоростью полёта самолёта: чем бы-
стрее летит самолёт, тем большее число
оборотов развивает мотор.
Рассмотрим несколько более подробно,
чем вызывается явление изменения числа
оборотов винта фиксированного шага при
изменении скорости движения самолёта.
При вращении воздушного винта каждая
точка лопасти его участвует одновремен-
но в двух движениях. Во-первых, точка А
(см. рисунок на стр. 58) движется прямо-
линейно со скоростью полёта самолёта
57
вместе со всем самолётом, во-вторых, она
вращается относительно оси винта.
При малой скорости полёта путь движе-
ния точки А (траектория) будет представ-
лять собой винтовую линию с малым ша-
гом, т. е. такую, у которой число витков на
каждый метр пути довольно велико. Мож-
но считать, что хорда сечения лопасти, на
которой лежит точка А, движется по тому
же пути, что и точка А. В этом случае хор-
да лопасти составит угол с направлением
своего движения примерно в 12\
Направление движения хорды сечения
лопасти обозначается касательной к вин-
товой линии (к траектории точки А). Угол,
образованный хордой и направлением её
движения, называется углом атаки
лопастив данном сечении, причём чем
больше этот угол, тем большая мощность
мотора потребуется для вращения винта.
При большой скорости горизонтального
полёта траектория точки А будет пред-
ставлять собой винтовую линию с боль-
шим шагом, т. е. с малым числом витков на
каждый метр пути (см. рисунок на стр.
59). В этом случае угол атаки лопасти
винта получается небольшой, и хорда с
направлением своего движения составляет
угол примерно 2°. Сопротивление, оказы-
ваемое воздухом продвижению лопасти, в
этом случае будет значительно меньше,
чем при большом угле атаки, и, следова-
тельно, для вращения винта с теми же
оборотами потребуется меньшая мощ-
ность.
Если предположить, что на самолёте
установлен винт фиксированного шага,
развивающий максимальное число оборо-
тов при работе мотора на земле или при
движении самолёта с малой скоростью
55
(на разбеге при взлёте), то при увеличении
скорости движения самолёта, вследствие
уменьшения угла атаки лопастей винта, мо-
тор разовьёт значительно большие оборо-
ты, не допустимые по условиям прочности
мотора, т. е. произойдёт раскрутка винта.
Чтобы предотвратить возможную по-
ломку мотора вследствие раскрутки винта,
необходимо прн увеличении скорости са-
молёта дросселировать мотор и тем самым
не допускать чрезмерного увеличения обо-
ротов. Но при дросселировании мотора
снижается мощность.
Если же на самолёте установлен винт
фиксированного шага, подобранный для
полёта на больших скоростях (для гори-
зонтального полёта), то при работе мотора
на месте или при малых скоростях полёта
происходит значительное уменьшение чи-
сла оборотов мотора вследствие увеличе-
ния угла атаки лопастей, вызванного
уменьшением скорости самолёта.
У быстроходных самолётов падение чи-
сла оборотов при наборе высоты по срав-
нению с горизонтальным полётом у земли
достигает примерно 15%, а при разбеге до-
ходит даже до 20% и больше, что равно-
сильно потере мощности мотора примерно
на столько же процентов. Таким образом,
мощность мотора используется не полно-
стью, что и является основным недостат-
ком винтов фиксированного шага.
Заметим, что для получения максималь-
ной скорости полёта необходим больший
угол установки лопасти винта; при наборе
высоты нужен меньший угол, а при взлёте
ещё меньший (см. рисунки на стр. 60
и 61).
59
О Б О РОТЫ
ПОСТОЯННЫЕ
ПОЛ ОЖ Е Н ИЕ
ЛОПАСТЕЙ
ПЕРЕМЕН НОЕ
ПОЛНЫЙ ГАЗ
ПОЛЁТ НА КРЕЙСЕРСКОЙ СКОРОСТИ
Расход горючего является одним из
самых важных факторов экономичности
полёта.
Современный авиационный мотор боль-
шой мощности расходует при работе боль-
шое количество горючего. За каждые че-
тыре часа работы на крейсерском режиме
количество израсходованного горючего
примерно равно весу мотора. При опреде-
лённом запасе горючего на самолёте ма-
лый расход горючего увеличивает полез-
ную нагрузку, продолжительность и даль-
ность полёта самолёта.
Крейсерский полёт обычно совер-
шается на задросселированном моторе,
на пониженной мощности и, следова-
тельно, с небольшими часовыми расхо-
дами горючего.
Для примера рассмотрим полёт истреби-
телей, сопровождающих скоростные бом-
бардировщики, и выясним, по каким пока-
зателям можно определить необходимую
степень дросселирования мотора.
Если на моторе установлен винт фикси-
рованного шага, то о степени дроссели-
рования судят по числу оборотов мотора,
так как при изменении положения дроссе-
ля изменяются обороты мотора.
При наличии винта изменяемого шага
число оборотов мотора не может характе-
ризовать степень дросселирования, так как
винт может сохранять обороты постоян-
ными при различных положениях дроссе-
ля. Вы должны помнить, что мощность,
развиваемая мотором, определяется сте-
пенью открытия дросселя (рычага газа) и
60
НАБОР ВЫСОТЫ
МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ
положением рычага регулятора оборотов
винта. Таким образом, и при постоянном
положении рычага газа мощность мотора
может изменяться в случае изменения чи-
сла оборотов винта.
При раооте на крейсерском режиме и из-
менении высоты полёта давление наддува
будет изменяться, поэтому при желании
сохранить постоянное давление наддува
неооходимо соответствующим образом
изменять положение рычага газа. Число
оборотов при этом будет автоматически
сохраняться постоянным.
Таким образом, основным показателем
дросселирования мотора служит величина
давления наддува.
Переход с режима работы мотора, со-
ответствующего максимальной скорости
полёта, к крейсерскому режиму можно вы-
полнить различными способами: либо сна-
чала прикрыть дроссель, а затем затяже-
лить винт при помощи регулятора оборо-
тов или же, наоборот, сначала затяжелить
винт, а потом прикрыть дроссель. Нагруз-
ки, преходящиеся на мотор в том и другом
случае, будут различными.
В самом деле, если вы прикроете дрос-
сель, т. е. уменьшите давление наддува с
1140 до 510 мм рт. ст., а затем снизите обо-
роты, то никакой перегрузки мотор не по-
лучит, и наоборот, если вы измените число
оборотов, допустим, с 2400 до 1600 в ми-
нуту при неизменном давлении наддува, то
в этом случае произойдёт резкое увеличе-
ние давления, приходящегося на единицу
площади поршня. Например, для мотора
АШ-82 при оборотах 2400 в минуту давле-
ние на единицу площади поршня составля-
ет 12,75 кг/см1, а при оборотах 1600 в ми-
нуту — 17,75 кг'см2 (см. рис. на стр. 62).
6/
2400
об/м и н
1600
об/м и н
ГАГЛ РТ. СТ.
ПЛОЩАДЬ
ПОРШНЯ
187 см2
ДАВЛЕНИЕ
НАДДУВА
ЦИЛИ НДРОМ
©S л.с.
Отсюда легко можно определить пере-
грузку мотора для этого случая (в процен-
тах):
17.75-12,75
12,75
X 100"/О = 39р/0.
Таким образом, в случае сохранения
давления наддува при изменении числа
оборотов мотора от 2400 до 1600 в минуту
увеличение нагрузки составит 39%. Это
обстоятельство и обязывает лётчика при
переходе с режима максимальной скоро-
сти на крейсерский режим соблюдать сле-
дующий порядок:
1.	Прикрытием дросселя установить
желаемую крейсерскую скорость полёта
самолёта по прибору.
2.	Установить выбранное для данной
скорости число оборотов при помощи ры-
чага управления регулятором оборотов.
3.	Если при этом скорость полёта изме-
нилась, нужно изменением положения
дросселя довести скорость до заданной
величины.
При переходе с крейсерского режима
полёта на режим максимальной скорости
необходимо:
I.	Убрать на себя рычаг управления вы-
сотным корректором, если им пользова-
лись в крейсерском полёте.
2.	Повысить число оборотов до задан-
ных при помощи рычага управления регу-
лятором оборотов.
3.	Увеличить давление наддува, открыв
дроссель.
О выборе экономичных режимов крей-
серских полётов мы побеседуем несколько
позже.
62
ГЛАВА VI
ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЁТА
Продолжительность и дальность полёта
самолёта зависят от количества горючего,
залитого в баки самолёта, и от выбранного
режима работы мотора. Однако не следу-
ет думать, что всё горючее, заправленное
в баки, полностью израсходуется в полёте
на выполнение боевого задания; часть го-
рючего израсходуется при подготовке са-
молёта к вылету, при прогреве, пробе мо-
тора и при рулении самолёта.
Кроме того, если направление полёта са-
молёта при наборе Высоты после взлёта не
совпадает с направлением полёта к цели,
то горючее, израсходованное на подъём,
тоже следует вычесть из общего количе-
ства горючего.
При возвращении самолёта на аэродром
после выполнения боевого задания не ис-
ключена возможность, что с первого захо-
да не удастся совершить посадку и потре-
буется выполнить второй круг, иа что при-
дётся затратить некоторое количество го-
рючего.
Таким образом, при определении даль-
ности полёта прежде всего следует точно
установить, какая часть из общего запаса
63
G
С».
В
<D
«О
G
Б
О
о
о
8000
7000
6000
5000
4000
3000
2000
1000
О
260	280	300	320	340	360
Количество горючего в кг
горючего может Сыть использована непо-
средственно для выполнения боевого за-
дания.
Количество горючего, оставшееся в ба-
ках после вычета того количества
горючего, которое необходимо для про-
грева, пробы мотора, набора высоты и
планирования с учётом некоторого запаса
на случай возможного ухода на второй
круг, называют располагаемым
запасом горючего горизонтально-
го полёта.
Расход горючего и дальность полёта са-
молёта зависят от различных факторов и
могут изменяться в очень широких преде-
лах. На величину расхода горючего и даль-
ность полёта влияют скорость и высота
полёта, вес самолёта, качество смеси, чи-
сло оборотов мотора, метеорологические
условия.
Очень многое зависит и от умения лёт-
чика использовать имеющийся на самолё-
те запас горючего. Опыт показывает, что
у грамотного лётчика самолёт, имеющий
даже половинный запас горючего, может
продержаться в воздухе больше, чем само-
лёт с полным запасом горючего, пилоти-
руемый лётчиком, не умеющим экономить
горючее.
При определении располагаемого запа-
са горючего для горизонтального полёта
можно пользоваться специально состав-
ленными графиками. На рисунке приведён
один из подобных графиков, составленный
при условии, что заправка топливных ба-
ков равна 390 кг. Предположим, мы захо-
тим узнать располагаемый запас горючего
при полёте на высоте 4000 м. Из графика
видно, что располагаемый запас горючего
в этом случае составит 309 кг.
64
График составлен с учётом расхода го-
рючего на прогрев и пробу мотора в тече-
ние 15 минут, набор заданной высоты, пла-
нирование и полёт перед выполнением по-
садки.
При определении дальности полёта нам
приходится встречаться со следующими
терминами: продолжительность полёта,
километровый расход, дальность по-
лёта, воздушная скорость, путевая или
земная скорость и скорость по прибору.
Дадим объяснение каждого из этих
терминов.
Продолжительностьполёта.
Количество горючего, расходуемого мото-
ром за один час полёта, называется часо-
вым расходом. Очевидно, что продолжи-
тельность полёта самолёта равна частному
от деления располагаемого запаса горю-
чего для горизонтального полёта (опреде-
лённого по графику на стр. 64) на часовой
расход:
Продолжительность
полета в часах =
располагаемый запас
горючего для горизон-
тального полета (кг)
часовой расход
(кг/час)
Километровый расход. Кило-
метровый расход, или количество израс-
ходованного горючего, приходящееся на
один километр земного пути, представляет
собой частное от деления часового
расхода горючего на скорость полёта
самолёта:
Километровый
расход (кг/км) =
часовой расход
(кг/час)_____
скорость самолета
(км/час)
Дальность полёта. Максималь-
ное расстояние, которое сможет покрыть
самолёт, называют дальностью по-
лёта самолёта. Если известен кило-
метровый расход, то легко можно отыскать
дальность полёта, разделив для этого вес
располагаемого запаса горючего на вели-
чину километрового расхода:
располагаемый запас
горючего для горизон-
Дальиость полета <км)= сального полета (кг)
километровый расход
(кг/км)
Воздушная, или техниче-
ская, скорость. Воздушной скоро-
стью полёта называют скорость движения
самолёта по отношению к воздуху. При от-
сутствии ветра эта скорость совпадает по.
величине и направлению со скоростью
движения самолёта относительно земли.
При наличии ветра самолёт передвигает-
ся относительно воздуха с некоторой ско-
ростью, но одновременно с этим вся масса
воздуха, вместе с летящим самолётом, пе-
ремещается по отношению к земле в на-
правлении ветра со скоростью, равной
скорости ветра. Аналогично тому, как при
передвижении пассажира из одного кон-
ца движущегося поезда в другой абсолют-
ная скорость его передвижения по отно-
шению к земле складывается (алгебраиче-
ски) из скорости поезда по отношению к
земле и скорости пассажира относительно
поезда, так и скорость движения самолё-
та складывается из воздушной скорости и
скорости ветра.
Приборнаяскорость. Скорость
самолёта, которую показывает прибор,
установленный в кабине самолёта, назы-
вается приборной или относительной ско-
ростью.
Так как прибор указывает скорость са-
молёта относительно окружающего возду-
ха, то при пользовании им нужно иметь в
виду одно очень важное обстоятельство.
Вам, конечно, известно, что на больших
высотах для сохранения горизонтального
полёта необходимо лететь быстрее, чем у
« земли, так как плотность воздуха на этих
высотах очень мала. Однако, на какой бы
вы высоте ни летели с минимальной ско-
ростью, необходимой для горизонталь-
ного полёта, ваш прибор будет давать
то же самое показание, как если бы вы
летели с минимальной скоростью у земли.
Другими словами, если для горизонталь-
ного полёта на уровне моря необхо-
дима скорость 190 км/час, то при полёте
на любой высоте на скорости, минимально
необходимой для горизонтального полёта,
показание прибора будет одно и то же,
т. е. 190 км/час.
Зная приборную скорость, можно при-
близительно определить воздушную (ис-
тинную) скорость самолёта. Для этого
нужно пренебречь изменением внешних
условий и прибавлять к скорости, показы-
ваемой прибором, 2% на каждые 300 м вы-
соты. Так, например, если вы летите на вы-
соте 3000 м со скоростью по прибору, рав-
ной 300 км/час, ваша воздушная скорость
будет приблизительно 300 4- 10X6 =
— 360 км/час.
65
Если же вы захотите определить .воз-
душную (истинную) скорость с большей
точностью, это легко можно выполнить
при помощи специального графика, кото-
рый прилагается к инструкции по расчёту
дальности и продолжительности полёта
для каждого типа самолёта.
Такой график состоит из двух частей. В
левой части графика изображены кривые
изменения истинной высоты в зависимости
от температуры наружного воздуха, при
постоянных высотах полёта по прибору; в
правой части даны кривые перевода скоро-
стей полёта по прибору в иминные скоро-
сти и обратно.
Допустим, нам необходимо определить
воздушную (истинную) скорость полёта
на высоте 4000 м; скорость по прибору у
самолёта 320 км/час; температура наруж-
ного воздуха на этой высоте минус 20’ С.
Поступаем так. На оси абсцисс (гори-
зонтальной оси) в левой части графика на-
ходим точку, соответствующую темпера-
туре минус 20 С (точка А). Из этой точки
восставим перпендикуляр до пересече-
ния с кривой, соответствующей высоте
4000 м по прибору (точка Б). Из точки Б
проводим линию, параллельную оси абс-
цисс. до пересечения с кривой, соответст-
вующей скорости полёта по прибору
320 км/час (точка В). Опустив из точки В
перпендикуляр на ось абсцисс, получим
искомую величину воздушной (истинной)
скорости полёта — 394 км/час (точка Г).
66
ВЛИЯНИЕ ВЕТРА НА ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ
И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
При выполнении полёта летчик не знает
своей путевой скорости, так как указатель
скорости, установленный на самолёте, по-
казывает приборную скорость; воздушную
(истинную) скорость лётчик может опре-
делить по соответствующему графику,
как это было рассмотрено выше.
Путевая же скорость определяется как
геометрическая сумма векторов, изобра-
жающих собой воздушную скорость и ско-
рость ветра (см. рисунки на стр. 68 и 69),
и поэтому лётчику приходится делать до-
полнительные подсчёты. В двух частных
случаях, указанных на рисунках стр. 68,
путевая скорость определяется проще.
Аналогично тому, как скорость движения
поезда совершенно не влияет на скорость
пассажира, двигающегося в вагоне с одно-
го места на другое, сила ветра и его направ-
ление не оказывают никакого влияния на
величину воздушной скорости. По этой
причине ветер и его направление не оказы-
вают влияния на часовой расход горючего,
а следовательно, и на продолжительность
полёта.
Но километровый расход горючего и
дальность полёта будут зависеть от ско-
рости и направления ветра. При попутном
или попутно-боковом ветре и неизменной
воздушной скорости путевая скорость
увеличивается и, следовательно, километ-
ровый расход по сравнению с безветрием
уменьшается, а дальность полёта увели-
чивается.
67
68
69

Подъёмная
сила 3000 кг
Подъёмная
сила 3000кг
Лобовое соп-
ротивление
225кг
Тяга винта
225кг
Лобовое соп-
ротивление
395кг
Тяга винта
395кг
Вес ЗООС кг
Вес 3000кг
М О ЩНОСТЬ
М О ЩНОСТЬ
При встречном или встречно-боковом
ветре и неизменной воздушной скорости
путевая скорость уменьшается, и, следо-
вательно, километровый расход увеличи-
вается, а дальность полёта уменьшается.
Если полёт совершается с возвращени-
ем на свою базу, откуда происходил вылет,
и во время полёта скорость и направление
ветра не изменились, то хотя попутный ве-
тер при полёте к цели увеличивает путе-
вую скорость, а при возвращении её на
столько же уменьшает, всё же в общем
итоге ветер несколько сокращает даль-
ность полёта. Сокращение это невелико и,
выраженное в процентах для ветра, дую-
щего в плоскости полёта самолёта, равно
квадрату отношения скорости ветра к воз-
душной скорости, умноженному на 100-
ВЛИЯНИЕ СКОРОСТИ ПОЛЕТА НА ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ
И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
На рисунке представлено соотношение
сил, действующих на один и тот же само-
лёт, летящий на высоте 1000 м со скоро-
стью 300 и 450 км/час. Независимо от ско-
рости полёта сила веса самолёта остаёт-
ся неизменной и должна быть уравнове-
шена равной ей подъёмной силой. Вслед-
ствие того, что сила веса остаётся неизмен-
ной при увеличении скорости полёта, а
подъёмная сила увеличивается, то для со-
70
хранения горизонтального полёта прихо-
дится уменьшать угол атаки крыльев са-
молёта. Следовательно, чем больше ско-
рость горизонтального полёта, тем на
меньшем угле атаки происходит полёт.
Силе лобового сопротивления всегда
противостоит сила тяги винта, а при
увеличении скорости самолёта лобовое
сопротивление увеличивается и, следо-
вательно, должна увеличиться сила тяги
винта.
Например, если на скорости 300 км/час
тяга, уравновешивающая лобовое сопро-
тивление. равна 225 кг, то на скорости
450 км'час её величина должна быть уве-
личена до 395 кг. Соответственно этому
мощность мотора, потребная для преодо-
ления лобового сопротивления при скоро-
сти 300 км/час, окажется равной 250 л. с.,
а при скорости 450 км час — 695 л. с От-
сюда становится ясно, что во втором слу-
чае часовой расход горючего будет гораз-
до больше, чем в первом, так как часовой
расход горючего в полёте равен произве-
дению мощности мотора, выраженной в
лошадиных силах, на удельный расход го-
рючего.
Если обратиться к графику зависимости
часового расхода горючего от скорости по-
лёта самолёта (см. рисунок), мы можем
обнаружить, что часовой расход горючего
прн скорости 450 км/час равен 195 кг, в
то время как при скорости 300 км/час рас-
ход составляет только 90 кг. Совершенно
естественно, что уменьшение часового
расхода более чем вдвое соответственно
увеличит продолжительность полёта.
Таким образом, всякое уменьшение ло-
бового сопротивления самолёта за счёт
уменьшения скорости полёта снижает по-
7/
требную мощность мотора и, следователь-
но, уменьшает величину часового расхода
горючего и увеличивает продолжитель-
ность полёта.
Уменьшение же часового расхода при
понижении скорости полёта не обязатель-
но должно приводить к уменьшению рас-
хода горючего на километр пути. Умень-
шение километрового расхода будет лишь
в том случае, если часовой расход умень-
шается быстрее, чем снижается скорость
полёта. Если же часовой расход умень-
шается пропорционально у меньшению
скорости, то километровый расход будет
оставаться неизменным.
Так, например, при переходе от скоро-
сти 390 км час к скорости 300 км/час часо-
вой расход горючего уменьшается (см. ри-
сунок на стр. 71), а километровый расход
остаётся почти неизменным (см. рисунок).
Одновременно из этого же рисунка вид-
но, что при увеличении скорости полёта
самолёта выше 390 км/час километровый
расход заметно увеличивается Так, напри-
мер, прн переходе от скорости 390 км/час
к скорости 440 км.'час километровый рас-
ход увеличивается от 0,26 до 0,40 кг/км.
В заключение сделаем несколько важ-
ных выводов, которые следует всегда по-
мнить каждому лётчику.
1. Уменьшение скорости полёта само-
лёта увеличивает продолжительность и
дальность полёта; особенно сильно оно
сказывается на увеличении продолжи-
тельности.
2. У каждого самолёта им< ется две ха-
рактерные скорости; при полёте на одной
из них самолёт продержится в воздухе
наибольшее время, при полёте на дру-
гой — пролетит наибольшее расстояние.
72
A
ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ НА ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ
И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
При определённой скорости самолёта
подъёмная сила и лобовое сопротивление
самолёта прямо пропорциональны плотно-
сти воздуха. Из графика, приведённого
на рисунке, видно, что минимальная ско-
рость, при которой подъёмная сила доста-
точна для поддержания самолёта в возду-
хе, увеличивается с высотой. Если вам при-
ходится взлетать с аэродрома, располо-
женного высоко над уровнем моря, то ми-
нимальная воздушная скорость, необходи-
мая для отрыва, будет значительно боль-
шей, чем при взлёте с аэродрома, располо-
женного на уровне моря.
Поэтому при увеличении высоты полёта
и сохранении постоянной воздушной ско-
рости вы должны обязательно увеличивать
угол атаки, иначе подъёмной силы крыль-
ев может нехватить для уравновешивания
силы веса самолёта, что является необхо-
73
димым условием iоризонтального полёта
самолёта. Полёты на небольших высотах
совершаются на больших скоростях и,
следовательно, при малых углах атаки
крыльев, поэтому небольшое увеличение
угла атаки почти не отражается на силе
сопротивления.
Одновременно с этим при увеличении
высоты полё>а вследствие уменьшения
плотности воздуха лобовое сопротивление
самолёта уменьшается.
Отсюда можно сделать такой вывод: при
постоянной скорости самолёта и увеличе-
нии высоты полёта мощность, потребная
для горизонтального полёта, уменьшается
(соответственно увеличению высоты; см.
рисунок), и, наоборот, если вы совершаете
полёт на малой скорости, а следовательно,
на большом угле атаки крыльев, то увели-
чение угла атаки приводит к такому возра-
станию лобового сопротивления, ко.торое
не может быть компенсировано уменьше-
нием сопротивления из-за понижения
плотности воздуха. В этом случае лобовое
сопротивление и потребная мощность не
только не уменьшаются, но даже увеличи-
ваются. Таким образом, полёт на больших
высотах, выполняемый на большой скоро-
сти вызывая снижение мощности, потреб-
ной для горизонтального полёта, является
более экономичным, чем полёт на малых
высотах.
Например, при полёте на высоте 3600 м
на скорости 380 км час часовой расход
топлива достигает 114 к.м час; при полёте
на той же скорости, но на высоте 6500 м
часовой расход составляет всего только
92 кг/час, т. е. снижается примерно на
24%. В случае уменьшения скорости полё-
та степень уменьшения потребной мощно-
74
сти при увеличении высоты полёта всё
больше и больше уменьшается, и, наконец,
при определённой скорости -потребная
мощность начинает увеличиваться
вместе с увеличением высоты полёта, что
приводит к увеличению расхода горю-
чего.
Таким образом, по мере уменьшения ско-
рости полёта выгодность полёта на боль-
шой высоте уменьшается. Например, при
изменении высоты полёта от 500 до 6500 м
и неизменной воздушной скорости, рав-
ной 450 км/час, часовой расход умень-
шается на 63 кг/час, а при скорости само-
лёта 350 км/час и тех же самых условиях
уменьшение часового расхода достигает
всего только 35 кг/час.
Но наибольшая продолжительность
обеспечивается при полёте на малых ско-
ростях. поэтому' увеличение высоты полёта
не способствует получению наибольшей
продолжительности.
ВЛИЯНИЕ ЧИСЛА ОБОРОТОВ МОТОРА НА ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ
И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЁТА
Вам уже известно, что в настоящее
время все боевые самолёты снабжены
винтами, автоматически изменяющими
свой шаг в полёте, т. е. винтами-автома-
тами. Число оборотов мотора на самолёте,
снабжённом таким винтом, всё время
подтерживается постоянным даже в том
случае, если вы изменяете положение
рычага газа или режим полёта самолёта
(скорость полёта)
Так как заданное лётчиком число оборо-
тов винта остаётся постоянным при дрос-
селировании мотора и изменении скоро-
сти полёта, то совершенно очевидно, что
режим полёта определяется не только ско-
ростью и положением рычага газа, но и те-
ми оборотами, которые вы задаёте винту,
а следовательно, и мотору. Если у самолё-
тов, снабжённых винтами фиксированного
шага (самолёт По-2), каждой скорости
полёта соответствует определённое поло-
жение рычага газа и ручки управления са-
молётом,то у самолётов, снабжённых вин-
тами-автоматами, режим полёта опреде-
ляется положением рычага газа,
штурвальчика регулятора
оборотов винта и ручки уп-
равления самолётом.
Таким образом, при полёте на самолёте
с винтом-автоматом вы можете задавать
винту различные обороты, сохраняя ско-
рость полёта постоянной. Если допустить,
что коэфициент полезного действия вин-
та не изменяется прн изменении его числа
оборотов, то при этом мощность, развивае-
мая мотором, должна также оставаться по-
стоянной.
Действительно, мощность мотора равна
частному от деления потребной мощности
на к п. д винта. Величина же мощности,
потребной для преодоления лобового со-
противления, зависит только от скорости
и высоты полёта, а не от оборотов мотора.
Постоянство мощности мотора при раз-
ных числах оборотов объясняется тем. что
при больших оборотах винт имеет малый
шаг и поэтому сопротивление вращению
его мало, а при малых оборотах лопасти
винта повёрнуты на большой шаг, и сопро-
тивление вращению увеличивается.
Я надеюсь, что вы помните, что 4% теп-
ловой энергии, т. е. 233 л. с., затрачивает-
ся двигателем на преодоление сопротивле-
ния трения движущихся деталей мотора.
Из графика, приведённого на рисунке
стр. 76, видно, что чем больше число обо-
ротов, тем больше потеря мощности на
преодоление сопротивления трения. По-
этому при одной и той же мощности мото-
ра при больших оборотах потребуется
большее количество горючего; следова-
тельно, уменьшение числа оборотов мо-
тора прн неизменной его мощности вызо-
вет снижение расхода горючего.
Однако слишком сильное понижение
числа оборотов при постоянном открытии
дросселя вызовет тепловую перегрузку
мотора и повышение температуры головок
цилиндров выше допустимой, что может
привести даже к появлению детонации. На
75
удельного расхода горючего в зависимо-
сти от числа оборотов при сохранении по-
стоянной мощности мотора (для несколь-
ких значений мощности).
В большинстве случаев при малых ско-
ростях полёта уменьшение числа оборотов
приводит к значительному увеличению
коэфициента полезного действия винта.
Это позволяет совершать полёт с задан-
ной скоростью при меньшей мощности мо-
тора, что также способствует уменьшению
часового и километрового расхода горю-
чего.
Указанное преимущество иллюстри-
руется рисунком на стр. 78. Из рисунка
видно, что снижение числа оборотов от
2200 до 2000 в минуту при сохранении по-
стоянной скорости полёта даёт снижение
часового расхода от 144 до 120 кг/час,
т.е. почти на 20%, и, следовательно, на
столько же увеличатся дальность и про-
должительность полёта самолёта.
При полёте на критической (расчётной)
высоте мотора или на высотах, больших
расчётной, на режимах больших скоростей
уменьшение числа оборотов винта может
дать очень малое снижение часового рас-
хода и даже привести к увеличению его.
Например, при увеличении высоты по-
лёта от 2000 до 4000 м н одновременном
уменьшении числа оборотов от 1900 до
1600 в минуту (см. рисунок на стр. 79)
часовой расход топлива может увели-
читься на 2—3%. При ещё большем
уменьшении числа оборотов мотора рас-
ход топлива повышается ещё более эф-
фективно.
76
Удельный расход топлива
77
V = 4 00 км/час
2 2 0 0 об /мин
2 0 0 О об/мин
расход топлива
р а сход топлива
ВЛИЯНИЕ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ НА ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ
И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЁТА
Вам известно, что для преодоления со-
противления самолёта при его передвиже-
нии в воздухе требуется некоторая сила
тяги, а для получения этой силы требуется
затратить некоторое количество горю-
чего.
При постоянной скорости приближённо
можно считать, что часовой расход горю-
чего увеличивается пропорционально воз-
растанию лобового сопротивления.
Но один и тот же источник добавочного
сопротивления вызовет большее про-
центное увеличение сопротивления на
большой скорости при малом угле атаки,
чем при малом скорости на большом угле
атаки
Отсюда можно вывести следующее пра-
вило: изменение лобового сопротивления
оказывает малое влияние на наибольшую
продолжительность и дальность полёта,
так как полёт в этих случаях совершается
на малых скоростях. При полёте же на
больших скоростях влияние лобового со-
противления на дальность и продолжи-
тельность может оказаться весьма значи-
тельным, и в этих условиях им пренебре-
гать нн в коем случае не следует.
Например, если часовой расход горюче-
го при полёте на высоте 2000 м со скоро-
стью 460 км'час и с закрытыми створками
капота и совком маслорадиатора равен
417 кг час. то при выполнении полёта с от-
78
1400	1600 1800 2000 2200 2400
Обороты в минуту
крытыми створками и полностью откры-
тым совком маслорадиатора лобовое со-
противление увеличится почти на 20%
При этом часовой расход возрастёт на
столько же процентов и станет равным
500 кг. час вместо 417 кг/час.
79
мощность мотора в л.с.
расход топлива кг/час
ГЛАВА VII
РЕЖИМЫ ПОЛЁТОВ
ВЫБОР РЕЖИМА ПОЛЁТА
Вы теперь уже хорошо знаете, что влия-
ет на продолжительность и дальность по-
лёта, и можете произвести выбор нужного
режима полёта.
Режим полёта вы выбираете в зависи-
мости от назначения полёта. Если
вам нужно пробыть в воздухе наи-
большее время, вы должны производить
полёт на наименьшей мощности с мини-
мальным часовым расходом горючего.
Скорость полёта при минимальной
мощности мотора называется эконо-
мической скоростью.
Если же вы хотите пролететь наиболь-
шее расстояние, то вы должны лететь с
наиболее выгодной скоростью юрнзон-
тального полёта, т. е. с такой скоростью,
при которой расход горючего на ки-
лометр выбранного вами пути будет са-
мым наименьшим.
80
Скорость самолёта, которая получается
при полёте с наименьшим расходом горю-
чего на километр пути, называется наи-
выгоднейшей скоростью.
ПАТРУЛИРОВАНИЕ
Обычно задача, поставленная перед па-
трулирующим истребителем, заключается
в том, чтобы охранять определённый рай-
он расположения войск или важных объек-
тов от налёта бомбардировщиков н штур-
мовиков противника.
Совершенно ясно, что чем больше про-
должительность полёта истребителя без
пополнения его баков горючим, тем мень-
шее количество самолёто-вылетов потре-
буется для обеспечения патрулирующими
истребителями определённого участка
фронта. Отсюда следует, что патрулирую-
щий истребитель должен летать на режи-
мах, обеспечивающих наибольшую про-
должительность.
Наличие ветра не влияет на продолжи-
тельность полёта, поэтому ветер при рас-
чёте продолжительности патрулирования
не учитывается.
Тем не менее, если зона патрулирования
находится на значительном удалении от
аэродрома базирования истребителей и по-
лёт приходится совершать при очень силь-
ном ветре, вы должны в этом случае учесть
влияние ветра на продолжительность по-
лёта от зоны патрулирования до своего
аэродрома.
8!
Рк= 950мм рт. ст.
п=2400 об/мин,
время
патрулирования
50 минут
Например, если вы вылетели в зону пат-
рулирования с воздушной скоростью
360 км/час при попутном ветре, скорость
которого 70 км/час, и вам придётся возвра-
щаться с той же воздушной скоростью и
при встречном ветре той же силы, то вре-
мени на возвращение потребуется на 50%
больше, чем было затрачено на полёт от
аэродрома до зоны патрулирования.
Насколько сокращается время патрули-
рования при неправильно выбранном ре-
жиме полёта, показывает рисунок. При
одном и том же количестве израсходован-
ного топлива время патрулирования уве-
личивается примерно в 4 раза.
Рк = 510ммрт.ст.
П = 1600об/мин,
время
патрулирования
3ч.23мин.
При выполнении полётов на патрулиро-
вание может случиться, что при переводе
мотора на режим 1600 об/мин возникнет
тряска мотора. В данном случае нужно не-
сколько увеличить обороты мотора до вос-
становления нормальной работы, при этом
следует учитывать, что продолжитель-
ность полёта уменьшится: при повышении
оборотов до I860 в минуту — на 10 —
15%, при повышении до 2000 в минуту —
на 15—20%.
Помимо выбора правильного режима по-
лёта, лётчик имеет ещё одно очень эффек-
тивное средство для экономии горючего.
Средство это заключается в правильном
82
использовании высотного корректора, что
является особенно необходимым при по-
лёте на крейсерских режимах.
При пользовании высотным корректо-
ром одновременно с обеднением смеси не-
обходимо внимательно следить за работой
мотора и в случае нарушения нормальной
работы (тряска, неравномерный выхлоп,
резкое повышение температуры масла и
головок цилиндров) немедленно обога-
щать смесь до полного восстановления
нормальной работы мотора.
Еслн вы по тактическим соображениям
вынуждены увеличить высоту патрулиро-
вания, вам необходимо учесть, что высота
полёта оказывает незначительное влияние
на наибольшую продолжительность полё-
та только при правильном использовании
высотного корректора.
В обычных условиях расстояние от аэро-
дрома, на котором базируются самолё-
ты, до района патрулирования составляет
не больше 50—60 км. Поэтому выбор ре-
жима полёта на участке от аэродрома до
района патрулирования не оказывает су-
щественного влияния на время общего
г ребывания самолёта в воздухе.
Но в то же время необходимо подчерк-
нуть, что совершенно недопустимо лететь
в зону патрулирования на скоростях, близ-
ких к максимальной, так как это приводит
только к излишнему и ничем не оправдан-
ному расходу горючего.
При патрулировании используется
малая мощность мотора, необхоцимая
для поддержания самолёта в воздухе;
кроме того, необходимо возможно больше
уменьшить открытие створок капота
и заслонки туннеля маслорадиатора, так
как увеличение лобового сопротив-
ления вызывает увеличение расхода
горючего.
СОПРОВОЖДЕНИЕ
Задача лётчика-истребителя, выделен
ного для сопровождения бомбардировщи-
ков, заключается в охране их от вражеских
истребителей при i * яолиеиии бомбарди-
ровщиками боевого задания. Отсюда вре-
мя пребывания истребителя в воздухе дол-
жно быть возможно наибольшим и, следо-
вательно, истребитель, выделенный для
сопровождения бомбардировщика, дол-
жен выбрать такой режим полёта, который
обеспечит наибольшую продолжитель-
ность полёта.
При сопровождении бомбардировщиков
режим полёта истребителя должен либо
соответствовать режиму полёта бомбарди-
ровщиков или быть режимом, при котором
дальность полёта истребителя будет наи-
большей.
Выбирая режим полёта, лётчику следует
иметь в виду, что чем больше высота полё-
та, тем больше воздушная скорость, при
которой достигается наибольшая даль-
ность.
Выгодность полета на большой высоте
объясняется следующими причинами:
1. На выполнение боевого задания тре-
буется меньше времени.
БОМБАРДИРОВЩИКОВ
2 Оборонительным средствам про-
тивника более трудно оказывать противо-
действие
3. Меньшая вероятность быть атакован-
ными истребителями противника
Недостатком полёта на большой высоте
является необходимость применения ки-
слорода.
При полёте бомбардировщиков на пол-
ный тактический радиус действия истреби-
телей экономия расхода горючего у истре-
бителей приобретает исключительное зна-
чение Поэтому при длительном полёте на
постоянном режиме правильное пользова-
ние высотным корректором является важ-
нейшим условием.
Мы уже прежде установили, что сопро-
тивление самолёта оказывает большое
влияние на экономичность расхода топли-
ва и, следовательно, правильная регули-
ровка выходных отверстий туннеля радиа-
тора, жалюзи и створок капота тоже яв-
ляется необходимым условием при дли-
тельном полёте самолёта.
Это тем более необходимо, так как при
полёте самолёта со скоростью 300—
340 км/час мотор сильно задросселирован
и его тепловая нагрузка не очень велика.
85
Кнопка управления
огнём пушек
Поэтому для целей охлаждения мотора
жалюзи и створки капота можно откры-
вать несколько меньше; излишнее же от-
крытие жалюзи и створок капота вызовет
только увеличение лобового сопротивле-
К н о п к а у правлен ия
огнём пулемётов
ния и, следовательно, увеличение часово-
го расхода горючего.
ВОЗДУШНЫЙ бой
При патрулировании или сопровожде-
нии бомбардировщиков задачей лётчика
является своевременное обнаружение про-
тивника и предупреждение его атаки или
недопущение его к охраняемым объектам.
Вам известно, что преимущество в воздуш-
ном бою имеет тот. кто первый заметит
противника и скрытно приблизится к нему.
Это даст возможность атаковать против-
ника внезапно, а стало быть, и более ус-
пешно. Поэтому особое значение в этих
полётах имеет наблюдение за воздухом.
Как только обнаружите самолёт против-
ника. необходимо немедленно развить
максимальную скорость, для чего перейти
от крейсерского режима работы Мотора к
режиму полного газа. Последовательность
действий при этом:
1.	Взять полностью на себя рычаг
управления высотным корректором, уста-
84
Прямой
рычав
Палец
выключателя
Ведущая
шестерня
Кулачок
Ролик
Коромысло
Изогнутый
р ы ч аг
Крышка
Корпус
о с от
гашетки
пулемёта
новив его в положение полного обогаще-
ния.
2.	Повысить число оборотов винта ре-
гулятором Р-7, для чего рычаг управления
шагом винта поставить в положение мало-
го шага (вперёд доотказа).
3.	Тягу форсажа вытянуть полностью
на себя, установив давление наддува, со-
ответствующее боевому режиму.
4.	Открыть выходное отверстие тун-
неля маслорадиатора и створки капота и
держать их открытыми в продолжение все-
го воздушного боя, чтобы не допустить
перегрева.
Набрав нужную скорость, вы направляе-
те свой самолёт на врага, прицеливаетесь
и даёте очередь пушечного или пулемёт-
ного огня.
Вам известно, что автоматическая
стрельба оружия, установленного на само-
лёте, осуществляется механизмом, назы-
ваемым синхронизатором, который меха-
нически (при помощи передачи) связан с
коленчатым валом мотора.
При нажатии кнопки на ручке управле-
ния самолётом (см. рисунок на стр. 84)
вы включаете механизм синхронизато-
ра, который приведёт в действие спу-
сковой механизм оружия, причём меха-
низм синхронизатора, связанный с колен-
чатым валом мотора через передачу, рабо-
тает синхронно с воздушным винтом, про-
изводя выстрел так, что снаряд (или пуля)
пролетает около лопасти винта, не задевая
последней.
Приводы синхронизаторов смонтирова-
ны у моторов АШ-82 на задней половине
корпуса нагнетателя; каждый привод со-
стоит из пары цилиндрических и пары ко-
нических шестерён. Число зубьев шесте-
55
рён привода подобрано так, чтобы число
оборотов валика синхронизатора было рав-
но числу оборотов винта.
Общий вид синхронизатора показан на
рисунке стр. 85. Синхронизатор состоит
из корпуса с крышками, валика с регули-
ровочной втулкой и двумя кулачками,
двух коромысел с рычагами и роликами,
двух выключателей и ведомой шестерни
синхронизатора.
Рассмотрим, что происходит при включе-
нии или выключении синхронизатора. Если
вы нажмёте кнопку на ручке управле-
ния самолётом, этим самым вы при-
ведёте в действие механизм синхро-
низатора. Под действием троса (см.
рисунок) вытягивается палец из корпуса
выключателя синхронизатора. Освободив-
шееся коромысло под действием силы пру-
жины спускового механизма пулемёта или
Механизм синхронизатора
в выключенном положении
Механизм синхронизатора
во включённом положении
86
пушки, передаваемой через тягу на рычаг
коромысла, повернётся относительно сво-
ей оси, и его ролик войдёт в соприкоснове-
ние с кулачком валика синхронизатора.
С этого момента ролик коромысла,
прижатый действием пружины спускового
механизма пулемёта к кулачкам валика,
обкатываясь по кулачкам, приведёт в дей-
ствие коромысло, которое будет качаться,
передавая свои движения на спусковой
механизм пулемёта или пушки.
Пока нажата кнопка, синхронизатор
включён, но как только кнопка будет отпу-
щена, палец под действием пружины вы-
ключателя отталкивается в сторону коро-
мысла, заходит за его выступ и отводит ко-
ромысло от кулачков валика, тем самым
выключая синхронизатор.
Таким образом, вы убедились, что мотор
не только перемещает самолёт в воздухе,
но и приводит в действие боевое оружие
вашего самолёта.
ВЫЛЕТ ПО БОЕВОЙ ТРЕВОГЕ
Вылет по боевой тревоге в большинстве
случаев вызывается необходимостью пе-
рехватить бомбардировщиков противника
или быстро достигнуть определённой зоны,
где появился противник, чтобы отразить
его.
Таким образом, перед каждым лётчиком
ставится задача достигнуть назначенного
пункта в самое кратчайшее время, не счи-
таясь с расходом горючего. Это требова-
ние вызывается тем, что вылет всех само-
лётов может оказаться бесцельным, если
они достигнут заданного района позже
установленного срока. Требование бы-
стрейшего достижения цели приводит на
практике к тому, что полёт совершается
на максимальной мощности мотора, т. е.
на боевом режиме. Однако длительная ра-
бота мотора на таком режиме нежелатель-
на, так как срок службы мотора при этом
резко сокращается.
Необходимо иметь в виду, что уменьше-
ние максимальной скорости полёта на 4%
приводит к заметному понижению мощно-
сти мотора, так как потребная мощность
мотора изменяется пропорционально кубу
изменения скорости самолёта и уменьше-
ние максимальной скорости на 4% соот-
ветствует понижению мощности мотора на
12%.
Поэтому при вылете по тревоге, в слу-
чае необходимости длительного полёта к
цели, следует на высотах, меньших расчёт-
ной высоты мотора, лететь со скоростью,
меньшей, чем максимальная скорость, на
3—4%.
Помните, что при полёте строем ведо-
мые самолёты всегда нормально расхо-
дуют на 5—10% больше ведущего из-за
необходимости маневрирования для со-
блюдения строя.
ПЕРЕБАЗИРОВАНИЕ
Перебазирование авиационной части
или соединения характерно тем, что
самолёты совершают полёт в одном на-
правлении без возвращения на аэродром
вылета.
Наивыгоднейшим режимом для полёта
самолётов при перебазировании является
режим, обеспечивающий наибольшую
дальность, так как при этом режиме расхо-
дуется минимальное количество горючего
и мотор работает на малой мощности, что
выгодно с точки зрения уменьшения изно-
са его деталей и увеличения срока службы
мотора.
ПЛАНИРОВАНИЕ
После выполнения боевого задания вы
обычно возвращаетесь на свой аэродром,
где и производите посадку. Высота полёта
при подходе к аэродрому обычно не превы-
шает 4000—4500 м; на этой высоте мотор
работает на первой скорости нагнетателя.
87
Сбавьте газ
до получения
1600
об /длин
5 5 0
мм рт.ст.
нрой т е
л ю з и
/
с твор к и
о т а
о р а
о й т е
масло-
а т о ра
П РИ
ПЛАНИРОВАНИИ
сохраняйте эти
температур ы
масла и головок
цилиндро в
88
Для выполнения посадки вы дроссели-
руете мотор (см. рисунок на стр. 8S), т. е.
уменьшаете мощность, и переходите на
планирование. Для того чтобы не допу-
стить переохлаждения мотора при плани-
ровании, вы полностью прикрываете
створки и жалюзи капота и совок маслора-
диатора. Затем в продолжение всего пла-
нирования вы внимательно следите за тем-
пературой масла и температурой головок
цилиндров. Температура масла должна
быть 60“ С, а температура головок цилин-
дров 160'' С, так как при более низких тем-
пературах приёмистость мотора ухуд-
шается.
Поддержание температурного режи-
ма мотора в определённых пределах при
планировании на посадку крайне необхо-
димо, так как не исключена возможность
того, что вам запретят произвести призем-
ление по тем или иным причинам и вы вы-
нуждены будете уйти на второй круг.
В этом случае вы должны будете дать пол-
ный газ мотору и перевести самолёт в ре-
жим набора высоты, но, как мы уже уста-
новили с вами ранее, чрезмерно пере-
охлаждённый мотор обладает плохой при-
ёмистостью и поэтому может не забрать;
вы вынуждены будете выполнить посадку
за пределами аэродрома, и поэтому не
исключена возможность аварии самолёта.
Если вам приходится выполнять посад-
ку после полёта на высотах, больших
4500 м (на этих высотах мотор работает
на второй скорости нагнетателя), то вы
обязаны прежде всего переключиться со
второй скорости нагнетателя на первую и
только после этого итти на посадку.
Это необходимо по следующей причи-
не. Для увеличения срока службы двух-
89
Раб
кол
д в о й
д е й с
о г а
ь ц а
н о г о
твил
ИВ Силы упругост и
кольца
Центробежны е
силы
4В Динамическое
давление масла
Состояние нольца при
оборотах выше 1300 в мин.
скоростной передачи нагнетателя у фрик-
ционной муфты второй скорости вместо
обычного маслоуплотнительного кольца
установлено так называемое кольцо двой-
ного действия (см. рисунки).
Кольцо двойного действия использует-
ся как уплотнительное, но оно в то же вре-
мя даёт возможность собирать отложе-
ния (грязь), накапливающиеся при работе
мотора между большим поршнем и фрик-
ционной шестерней.
При работе мотора на режимах 1600
об мин и выше кольцо двойного действия
работает как обычное маслоуплотнитель-
ное кольцо. При работе мотора на режимах
1600 об'мин кольцо несколько сжимает-
ся, вследствие чего остаётся зазор между
наружной поверхностью кольца и внут-
ренней поверхностью фрикционной ше-
стерни.
В этом случае при переводе рычага пере-
ключения скоростей нагнетателя в поло-
жение второй скорости масло, протекая
через указанный зазор, увлекает с собой
отложения, накопившиеся между большим
поршнем и фрикционной шестернёй (вто-
рая скорость при этом не включается), и
таким образом осуществляется промывка
механизма фрикционной шестерни, что
увеличивает срок службы механизма.
Наличие кольца двойного действия вы-
зывает появление некоторых особенно-
стей эксплоатации мотора в полёте Эти
особенности следующие: при работе мото-
ра на второй скорости и уменьшении числа
оборотов до 600—800 в минуту возможно
самопроизвольное включение нагнетателя.
Поэтому при включённой второй скорости
нагнетателя работа мотора на оборотах ни-
же 1300 в минуту не разрешается. Не раз-
90
Состояние кольца при
оборотах ниже 1300в мин.
Свободное состояние
кольца
решается также посадка самолёта при
включённой второй скорости нагнетателя,
так как в случае необходимости ухода са-
молёта на второй круг мотор может не
развить требуемой мощности и даже мо-
жет совсем заглохнуть.
ПИКИРОВАНИЕ
Предположим, вам приходится выпол-
нять полёт на большой высоте при патру-
лировании или при сопровождении бом-
бардировщиков. В случае появления само-
лётов противника на высотах, меньших вы-
соты полёта вашего самолёта, или при об-
наружении на земле скопления вражеских
сил противника вы принимаете решение
атаковать цель и переводите самолёт в ре-
жим пикирования.
При пикировании происходит некоторый
прирост скорости. Если самолёт будет пи-
кировать строго отвесно (вертикально)
вниз, то в этом случае сила веса самолёта
будет направлена по движению самолёта,
а сила лобового сопротивления — против
движения самолёта. По мере потери высо-
ты скорость пикирования самолёта будет
всё время увеличиваться, и когда она до-
стигнет значения, при котором сила лобо-
вого сопротивления станет равной силе ве-
са самолёта, увеличение скорости самолё-
та прекратится, т. е. самолёт будет дви-
гаться вертикально вниз с постоянной ско-
ростью. Такой режим полёта называют
установившимся пикированием.
9!
Скорость установившегося пикирова-
ния для современного самолёта достигает
огромной величины, равной примерно
1300 км/час, т. е. больше скорости звука,
которая равна 1230 км час.
Практически даже современный истре-
битель, который может пикировать доволь-
но продолжительное время, не достигает
скорости установившегося пикирования,
так как для этого потребовалась бы боль-
шая потеря высоты.
Обычно самолёт пикирует под углом к
горизонту 70—80“ с общей продолжитель-
ностью не более 30 секунд. Продолжи-
тельность пикирования ограничивается
главным образом работой мотора. При пи-
кировании самолёта происходит раскрутка
винта, т. е. увеличиваются обороты выше
номинальных, достигая критических обо-
ротов пикирования. При критических обо-
ротах пикирования (для мотора АШ-82
2600 об/мин) разрешается работа мотора
не более 30 секунд. Более длительная ра-
бота при этих оборотах может привести к
разрушению деталей мотора и аварии са-
молёта.
Каковы же особенности работы мотора
при пикировании самолёта?
При наличии на самолёте винта фикси-
рованного шага при пикировании, т. е.
при увеличении поступательной скоро-
сти самолёта, число оборотов винта дол-
жно расти, но так как все современные
самолёты снабжены винтами изменяемого
шага, то обороты должны сохраняться по-
стоянными и при пикировании. В действи-
тельности же имеет место колебание чис-
ла оборотов даже и в установившемся по-
лёте, так как регулятор оборотов обладает
некоторой инертностью и реагирует на все
изменения не моментально, а с некоторым
запаздыванием. Особенно большие откло-
нения от заданных оборотов происходят
при перемене режима полёта; например,
при энергичном вводе самолёта в пикиро-
вание число оборотов может увеличиться
на 500—600 в минуту.
Это отклонение в оборотах ызывается
действием отрицательных перегрузок, воз-
никающих при вводе самолёта в пикирова-
ние, которые нарушают работу масляной
системы мотора, а следовательно, и работу
регулятора оборотов. Поэтому перед вхо-
дом пикирование, ещё при горизонталь-
92
ном полёте, необходимо затяжелить винт,
для того чтобы при пикировании обороты
винта не превысили максимально допусти-
мых (2600 об/ мин).
Но при этом следует помнить, что слиш-
ком малые обороты винта перед вводом
самолёта в пикирование увеличивают за-
паздывание в работе регулятора оборотов,
а слишком большие обороты могут приве-
сти к чрезмерной раскрутке винта при пи-
кировании (увеличению числа оборотов
выше допустимых).
Следовательно, при пикировании вы не-
сколько дросселируете мотор и уменьшае-
те число оборотов. При этих условиях мо-
тор работает с небольшой тепловой на-
грузкой и к тому же при очень интенсив-
ном обдуве. Следует помнить, что темпе-
ратура головок цилиндров при пикирова-
нии никогда не должна уменьшаться ниже
140е С.
Таким образом, при пикировании необ-
ходимо соблюдать следующее правило.
Перед вводом самолёта в пикирование
необходимо закрыть заслонку маслоради-
атора, створки и жалюзи капота и устано-
вить винт на большой шаг. После этого
несколько прикрыть дроссель и перевести
самолёт в режим пикирования. При пики-
ровании привести в действие воздушные
тормозы.
После выхода из пикирования необхо-
димо:
1.	Убрать тормозы.
2.	Открыть радиатор, створки и жалю-
зи капота.
3.	Отрегулировать шаг винта.
4.	Открыть дроссель.
93
ГЛАВА VIII
НЕИСПРАВНОСТИ
Ознакомившись с нормальным поведе-
нием и работой мотора в воздухе, перей-
дём теперь к рассмотрению возможных
неисправностей возникающих при работе
мотора в воздухе.
Будем надеяться, что теперь вы имеете
ясное представление о всех явлениях, воз-
никающих при работе мотора, и сумеете
определять характерные неисправности
мотора, возникающие в полёте. Это позво-
лит вам принимать правильные решения и
определять ваши дальнейшие действия в
зависимости от степени неисправности
мотора и тактической обстановки.
Рассмотрим некоторые характерные не-
исправности в работе мотора.
94
ПАДЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА
Предположим, при выполнении полёта
вы обнаруживаете по манометру, контро-
лирующему подачу масла к мотору, резкое
понижение давления масла (вместо
5,5—6,6 кг/см 2—2,5 кг см) или даже па-
дение давления до нуля. В этом случае вам
необходимо немедленно принять решение,
продолжать ли полёт или возвращаться
на свой аэродром.
Следовательно, нужно прежде всего
определить неисправен ли манометр или
действительно уменьшилось давление в
системе смазки мотора.
Для этого нужно обратить внимание на
работу винта, установленного на самолёте.
Вам известно, что винт имеет гидромеха-
ническое автоматическое управление и
связан с масломагистралью мотора. Сле-
довательно, если упало давление масла в
главной масломагистрали мотора, то и к
механизму управления винтом масло будет
поступать под меньшим давлением, и рабо-
та винта станет неустойчивой — число
оборотов не будет поддерживаться посто-
янным.
Кроме этого способа, можно применять
ещё другой способ для выяснения причи-
ны неисправности, а именно: наблюдение
за термометром масла. В случае недоста-
точного поступления масла в мотор и ухуд-
шения охлаждения деталей мотора маслом
происходит резкое повышение температу-
ры масла. Если же температура масла не
выходит из допустимых пределов, значит
масло в мотор поступает нормально, а по-
казание масляного манометра неверно
вследствие его неисправности, и полёт
можно продолжать. Если же, наоборот, на-
ряду с падением давления масла темпера-
тура его поднимается выше допустимых
пределов, необходимо сбавить газ и про-
извести посадку.
УВЕЛИЧЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ МАСЛА
Температура масла и температура голо-
вок цилиндров служат основными показа-
телями теплового состояния мотора.
Но увеличение температуры масла мо-
жет быть вызвано не только недостаточ-
ным поступлением масла в мотор или неис-
правностью маслорадиатора, но и другими
причинами.
В практике эксплоатации моторов могут
быть два рода неисправностей, вызы-
вающих повышение температуры,
а именно:
а)	неисправности, при которых темпе-
ратура масла сравнительно устойчиво
удерживается на достигнутом уровне
(в пределах 80—85° С) и не имеет тенден-
ции к повышению;
б)	неисправности, при которых темпе-
ратура масла непрерывно повышается.
Слишком высокая температура масла
(по термометру) может быть вызвана сле-
дующими причинами:
1.	Прикрыта заслонка радиатора.
2.	Неисправен термометр масла.
3.	Недостаточная циркуляция масла в
моторе и радиаторе.
4.	Прорыв газов из камер цилиндров в
картер мотора.
5.	Задиры поршней.
6.	Задир втулки шатунов.
Итак, в случае чрезмерного повышения
температуры масла прежде всего необхо-
димо проверить, открыта ли заслонка ма-
слорадиатора. Если окажется, что заслон-
ка прикрыта, то, естественно, что вслед-
ствие ухудшенной циркуляции охлаждаю-
щего воздуха сквозь соты радиатора масло
перегрелось и для устранения этого сле-
дует открыть заслонку полностью и
охладить масло до нормальном темпе-
ратуры.
Не исключена также возможность отка-
за в работе термометра масла. Исправность
термометра масла можно проверить
прикрытием и открытием заслонки масло-
радиатора и наблюдением за тем, как реа-
гирует термометр масла на изменение по-
ложения заслонки радиатора. Кроме того,
исправность масляного термометра можно
проверить наблюдением за температурой
головок цилиндров. Нормальная темпера-
тура головок цилиндров, указываемая тер-
95
мопаром, свидетельствует о том, что тем-
пература масла лежит приблизительно в
допустимых пределах и показание термо-
метра неверно вследствие его неисправно-
сти.
Температура масла зависит также от
того, какое количество масла циркулирует
в системе смазки. Например, если при под-
готовке самолёта к полёту в масляный бак
залито недостаточное количество масла,
то температура его при работе мотора бу-
дет выше допустимой.
Недостаточная циркуляция масла в си-
стеме смазки может быть вызвана отказом
в работе термостата радиатора или загряз-
нением сот радиатора, что также приводит
к перегреву масла.
В этих случаях температура масла хотя
и превысит допустимую, но, достигнув
определённой величины, удерживается на
этом уровне сравнительно устойчиво. Сле-
довательно, при условии сохранения нор-
мального давления масла и нормальной
температуры головок цилиндров полёт
можно продолжать, а после выполнения
полёта и возвращения на аэродром необ-
ходимо дать указания технику самолёта об
устранении обнаруженных неисправно-
стей.
При длительной работе мотора на не-
доброкачественном масле или при дли-
тельной эксплоатации его на пыльном
аэродроме или же при высокой температу-
ре масла могут чрезмерно износиться пор-
шневые кольца. То же самое может прои-
зойти и при недоброкачественном материа-
ле поршневых колец.
При чрезмерном износе поршневых
колец, как правило, наблюдается по-
вышенный износ цилиндров, и в верх-
них поясах цилиндров появляется
волнистость. Повышенные износы порш-
невых колец и цилиндров приводят к
потере компрессии и прорыву горячих га-
зов из камер цилиндров в картер мотора,
что вызывает повышение температуры
масла и выбрасывание его из дренажной
системы мотора. Одновременно с этим по-
вышается температура головок цилиндра,
увеличивается расход масла, и мотор те-
ряет часть мощности (плохо тянет). Внеш-
ним признаком этого явления служит пери-
одическое выбрасывание хлопков белого
дыма из выхлопных патрубков. При обна-
ружении такой неисправности необходимо
снять мотор и направить его в ремонтные
авиамастерские.
При нарушении правил эксплоатации
может произойти задир поршней в цилинд-
рах или задир втулок шатунов; в этих слу-
чаях температура масла резко повышает-
ся, и одновременно температура головок
цилиндров также непрерывно повышает-
ся, и, следовательно, вы должны немед-
ленно прекратить полёт и произвести по-
садку.
УМЕНЬШЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ ГОЛОВОК
ЦИЛИНДРОВ
Предположим, во время выполнения
полёта вы обнаружили, что температура
головок цилиндров (показание термопары)
уменьшилась с 215 до 120е С, но темпера-
тура масла и давление остаются нормаль-
ными. В этом случае вы должны обратить
внимание на то, ь каком положении нахо-
дятся створки и жалюзи капотов. Если
створки нормально открыты (в соответ-
ствии с режимом полёта) и температура
масла нормальная, то в работе мотора ни-
каких нарушений нет, а неисправным яв-
ляется термометр (термопара), и, следова-
тельно, в этом случае полёт можно про-
должать.
Если же вы не обратите внимания на по-
казания других приборов и, не выяснив
истинной причины неисправности, срочно
примете меры для повышения температу-
ры головок цилиндров, т. е. прикроете пол-
ностью жалюзи и створки капотов, то мо-
жет оказаться, что, пролетев несколько
минут, вы перегреете мотор, хотя темпера-
тура головок цилиндров (по термопаре) не
повышается. Значительный перегрев мото-
ра может привести к заполнению кабины
дымом от сгорающего масла и к вынуж-
денной посадке, при выполнении которой
не исключена возможность аварии само-
лёта.
96
ТРЯСКА МОТОРА В ПОЛЁТЕ
Если । полёте возникла тряска мотора,
то она может быть вызвана различными
причинами. При этом в зависимости от ха-
рактера причины неисправности тряска
может иметь свои отличительные призна-
ки. Попытаемся установить эти отличия,
чтобы научиться определять причину тряс-
ки мотора по её внешним проявлениям.
Не сильная, но непрерывно
продолжающаяся тряска
мотора
Работа мотора при такой тряске обычно
сопровождается повышением температу-
ры головок цилиндров до 230—250э С
и ухудшением тяги мотора, а иногда и вы-
брасыванием из выхлопных патрубков
хлопьев чёрного дыма.
Причиной этой неисправности может
послужить обеднение смеси, в результате
чего смесь, поступившая в цилиндры дви-
гателя, горит слишком медленно, догорая
в процессе выхлопа, что приводит к пере-
греву двигателя. Поэтому следует прове-
рить давление бензина, давление наддува
и положение рычага высотного корректо-
ра. В случае обнаружения недостаточного
давления бензина или пониженного давле-
ния наддува необходимо немедленно воз-
вращаться на свой аэродром; при обнару-
жении неправильного положения рычага
высотного корректора передвинуть его со-
ответствующим образом.
Таким образом, если все признаки ука-
зывают на то, что работа мотора происхо-
дит на очень бедной смеси, то следует не-
медленно установить причину этого.
Обеднение смеси может быть вызвано
недостаточным давлением бензина в нагне-
тающей магистрали, неправильным поло-
жением рычага высотного корректора, а
если на моторе установлен насос непо-
средственного впрыска, — недостаточ-
ным давлением наддува.
У моторов с непосредственным впрыс-
ком подача бензина уменьшается не толь-
ко при понижении давления наддува, но и
при уменьшении давления в масломаги-
страли насоса непосредственного впрыска,
что может быть вызвано загустеванием
масла в сервоприводе насоса. В этом слу-
чае необходимо дросселем, установленным
на входе воздуха в нагнетатель, несколько
раз изменить режим работы мотора, одно-
временно наблюдая за показаниями прибо-
ров, потом установить нормальный режим.
При этом нормальная работа мотора долж-
на восстановиться; если этого не произо-
шло;—сбавьте газ и возвращайтесь на свой
аэродром.
Очень сильная, резкая
тряска
Если при работе мотора наблюдается
очень сильная, резкая тряска, сопрово-
ждающаяся выхлопами густого чёрного
дыма, периодическими кратковременными
прекращениями работы мотора, уменьше-
нием температуры головок цилиндров до
140—170° С и падением мощности мотора
(уменьшение тяги), это свидетельствует о
работе мотора на переобогащённой смеси,
н при этих условиях необходимо несколь-
ко обеднить смесь, добиваясь восстанов-
ления нормальной работы мотора, т. е. пол-
ного прекращения тряски.
Следует помнить, что тряска мотора мо-
жет быть также вызвана неудачным выбо-
ром режима работы мотора. У совершенно
исправного мотора на каком-то определён-
ном режиме работы (трясучий режим) мо-
жет возникнуть тряска, но стоит вам не-
сколько увеличить или уменьшить оборо-
ты мотора (изменить режим), и нормальная
работа мотора восстанавливается.
Периодическаябессистемная
тряска
Периодическая бессистемная тряска ча-
ще всего наблюдается при полётах само-
лёта на высоте и при высоких температу-
рах головок цилиндров. Это явление воз-
никает вследствие неудовлетворительной
работы свечей (отдельные перебои в рабо-
те) или отказа в работе одного из магнето.
Чтобы быть уверенным, что нарушение ра-
боты мотора происходит по вине системы
зажигания, необходимо сбавить газ, т. е.
97
уменьшить давление наддува и число обо-
ротов, и обратить внимание на работу мо-
тора. Если при снижении давления надду-
ва и оборотов нормальная работа мотора
не восстанавливается, нужно уменьшить
высоту полета и снова проверить работу
системы зажигания. В случае, если при
снижении высоты полёта перебои в работе
мотора не прекращаются, необходимо
возвратиться на свой аэродром.
Тряска мотора может возникнуть и при
переводе винта на большой шаг. В этом
случае необходимо изменить шаг винта
при помощи рычага управления регулято-
ром Р-7, и нормальная работа мотора
должна восстановиться.
ИЗМЕНЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ
НАДДУВА В ПОЛЕТЕ
Прн выполнении полёта при полностью
открытом дросселе на высотах ниже рас-
чётной высоты может произойти резкое
самопроизвольное уменьшение скорости
самолёта, хотя лётчик при этом не меняет
ни режима полёта, ни режима работы мото-
ра. Это явление сопровождается резким
падением давления наддува вследствие
самопроизвольного прикрытия дросселя
(см. рисунок). Прикрытие дросселя
может произойти по причине поломки
пружины внутри мембраны или крючка
мембраны; и то и другое вызывает сжатие
мембраны, вследствие чего происходит
98
ч
СО
•о
Е
и
<з
X
=Г
о
5
Ц
С
X
со
3
Б
х
CD
е-
е-
<ъ
1900
Давление наддува в мм рт.ст.
Высота в метрах
прикрытие дросселя. Мощность мотора и
давление наддува при этом резко снижа-
ются.
В этом случае нужно перейти на ручное
управление дросселем.
Может произойти также увеличение
давления наддува при полёте самолёта на
высотах ниже расчётной. Это может воз-
никнуть вследствие поломки анероида (см.
рисунок). Чтобы избежать перегрузки мо-
тора, вызванной чрезмерным увеличением
наддува, необходимо вручную дроссели-
ровать мотор, снижая мощность и наддув
до допустимых значений.
99
ГЛАВА IX
ДОЛГОВЕЧНОСТЬ МОТОРА
Из всех современных конструкций ма-
шин трудно отыскать такую машину, дета-
ли которой были бы так сильно подверже-
ны износу, как это происходит у современ-
ных авиационных моторов. В частности,
основные требования, предъявляемые к
авиационным моторам, вызвали огромное
количество изысканий и исследований по
разрешению проблемы уменьшения износа
деталей мотора. Важность этой проблемы
становится ясной, если вспомнить, что
продолжительность срока службы любого
мотора зависит в очень большой мере от
износа деталей. Несмотря на то. что при-
менение высококачественной смазки, не-
сомненно, значительно уменьшает трение
и износ, величина износа во многом зави-
сит от свойства и состояния трущихся по-
верхностей деталей мотора и от их рабочих
температур.
юо
CUC О О CL.
% °/о мощности от номинала
Практически можно считать, что основ-
ными причинами износа являются истира-
ние и коррозия, причём и то и другое можно
значительно уменьшить, применив высоко-
качественное масло и правильную подачу
его к трущимся деталям мотора. Однако
следует помнить, что и от эксплоатации
мотора в очень большой мере зависит из-
нос деталей; например, в случае перегрева
мотора (несоблюдение температурно! о
режима) масло в недостаточном количе-
стве поступает на трущиеся детали, и по-
этому износ деталей увеличивается. Таким
образом, чрезмерный износ деталей мото-
ра происходит в основном вследствие не-
удовлетворительной смазки, и поэтому
для увеличения срока службы мотора ус-
ловия работы трущихся поверхностей де-
талей имеют очень существенное значе-
ние.
Непрерывное улучшение качества при-
меняемых для моторов материалов, введе-
ние новых процессов термической обра-
ботки материалов, широкое применение
антикоррозийных покрытий и тщательная
отделка каждой детали в отдельности
обеспечили повышение надёжности и
долговечности современных моторов (см.
рисунок).
Благодаря применению охлаждения вы-
хлопных клапанов и переходу к принуди-
тельной системе смазки всего клапанного
механизма в настоящее время удалось до-
вести нормальный срок службы мотора
между переборками в коммерческой авиа-
ции до 575—600 часов. Моторы работают
50 часов на взлётной мощности, не вызы-
вая повреждений у деталей.
Одна из самых характерных величин
каждого мотора (машины) — это её вес,
101
приходящийся иа одну лошадиную силу,
или так называемый удельный вес. Ниже
приведены сравнительные данные некото-
рых машин.
	Общий вес в кг	Мощ- ность в я. с.	Вес на 1 л. с. в кг	Продолжи- тельность срока службы
Авиамотор АШ-62 ИР	560	1000	0,56	500 часдв
Паровая машина	15 000	500	30	Десятки лет
Вы видите, что с уменьшением веса,
приходящегося иа одну лошадиную силу
мощности, уменьшается срок службы
машины, так как огромная нагрузка слиш-
ком быстро изнашивает её детали.
Для авиационного мотора здесь приве-
дена диаграмма (см. рисунок иа стр. 101)
зависимости срока службы от режима, на
котором эксплоатируется мотор. Из диа-
граммы видно, что надёжность мотора зна-
чительно уменьшается, если мотор экс-
плоатируется на повышенных мощностях.
Например, при эксплоатации мотора иа
мощностях, близких к 100% от номиналь-
ной (что характерно для истребителей),
число часов работы мотора до переборки
лежит в пределах 100—150.
В случае эксплоатации мотора иа мощ-
ностях 60—70% от номинальной, что ха-
рактерно для самолётов пассажирских,
число часов работы мотора до переборки
достигает 400—450.
102
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр
Глава I. БЕСЕДА О МОТОРЕ	5
Моторы жидкостного охлаждения 7
Моторы воздушного охлаждения 8
Глава II. ПРЕОБРАЗОВАНИЕ ТЕПЛА
В МЕХАНИЧЕСКУЮ РАБОТУ	9
Глава III ХАРАКТЕРИСТИКИ МО-
ТОРА	17
Глава IV ВЗЛЁТ II НАБОР ВЫСОТЫ 35
Руление	...	36
Взлёт	.	39
~~ Набор высоты	43
Глава V ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЁТ 55
Полёт на максимальной скорое ги —
Полёт на крейсерской скорости 60
Глава VI ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ
И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЁТА	63
Влияние ветра на продолжитель-
ность и дальность полёта	67
Влияние скорости полёта на про-
должительность н дальность
полёта	. 70
__Влияние высоты на продолжитель-
ное гь и дальность полёта 73
Стр.
Влияние числа оборотов мотора
на продолжительность и даль-
ность полёта .	.75
Влияние лобового сопротивления
на продолжительность и даль-
ность полёта	78
Глава VII РЕЖИМЫ ПОЛЁТОВ	80
Выбор режима полёта
Пструлированне	81
Сопровождение бомбардировщи-
ков ....	... 83
Воздушный бой	84
Вылет по боевой тревоге	87
Перебазирование	—
Планирование	—
Пикирование	91
Глава VIII НЕИСПРАВНОСТИ	94
Падение давления масла .	95
Увеличение температуры масла —
Умеиьшение температуры головок
цилиндров	96
Тряска мотора в полёте	97
Изменение давления наддува в по-
лёте	.	. 98
Глава IX ДОЛГОВЕЧНОСТЬ МОТОРА 100
Редактор инженер-подполковник НОВАК Д. А.
Технический редактор КУЗЬМИН И. Ф.
Корректор СМИРНОВА 3. В.
Г- 78808
«
Подписано к печати 20.10.48.
Изд. № 9/3261 б
*
Объем 61/г печ. л., 11,303 уч.-изд. л.
зн. в 1 печ. л.
Фабрика им. Дунаева
Зак. 631-Д
104