Text
МОТОРНЫХ АГРЕГАТОВ
НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ
„1961 г48 и ч-э-
Инженер-подполковник НОВАК Д. А.
РАБОТА
МОТОРНЫХ АГРЕГАТОВ
НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ
ч
су
Из -,'йл’Г зЧГ“ :: гг‘
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИН ИСГЕРСТВА ВООРУЖЕННЫХ СИЛ СОЮЗА ССР
МО СК В А, -19 4 7
с
Инженер-подполковник НОВАК Д. А.
РАБОТА МОТОРНЫХ АГРЕГАТОВ НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ
В книге рассмотрены вопросы работы моторных агрегатов на больших
высотах, а также сделаны некоторые выводы в отношении возможных непо-
ладок при эксплоатации высотных самолётов, и рекомендованы меры борьбы
с этими неполадками.
Книга рассчитана на широкие круги лётно-технического состава и может
служить учебным пособием для авиационно-технических и лётных училищ
ВВС ВС СССР.
Редактор инженер-подполковник ^Ковинский Н. Е-
Технический редактор Кузьмин И. Ф. Корректор Хазанская И. И.
Переплёт художника Иванова Б. С.
Г-85441 Подписано к печати 17.07.47 г. Объём 14‘Л п. л.
Уч. изд. л. 15,2 В 1 п. л. 48000 тип. зн. Изд. № 27036. Зак. № 334
2-я типография Управления Военного Издательства МВС СССР
имени К. Ворошилова
ОТ АВТОРА
За последнее двадцатилетие в области научно-исследователь-
ской работы и в деле практического осуществления конструкций
высотных самолётов достигнуты значительные успехи. Высоты в
11 000—12 000 м, которые не так давно были доступны только
для особо выдающихся оекордных самолётов, стали рабочими вы
сотами обычных серийных самолётов.
Во всех странах, имеющих собственную авиационную промыш-
ленность, ведётся упорная борьба за овладение высотой. Это объяс-
няется тем, что полёты на больших высотах сулят большие пре-
имущества и в области народнохозяйственного развития страны
(долгосрочный прогноз погоды, работа транспортной авиации в
любую погоду и любое время года и др.) и в деле укрепления её
военной мощи — сильно разрежённая среда на больших высотах
позволяет достигнуть очень значительных скоростей передвижения.
Необходимо отметить, что овладение высотой довольно сложно
и связано с преодолением многих трудностей. Трудности эти за-
ключаются в обеспечении возможности пребывания человека на
больших высотах (необходимость герметичных кабин, скафандров,
кислородных масок и т. п.) и в обеспечении работы агрегатов мо-
тора и самолёта в высотных условиях.
Ясное понимание особенностей работы мотора на больших высо-
тах крайне необходимо лётчику-высотнику в его повседневной
работе. Но наблюдается, что лётчики, даже практически овладев-
шие высотными полётами, не всегда представляют себе специфич
ность работы мотора и самолёта и особенности эксплоатации их
агрегатов при высотных полётах.
Отсутствие литературы, которая помогала бы лётчикам разо
браться во всех вопросах, возникающих при эксплоатации высот-
ных самолётов, вызвало попытку со стороны автора восполнить
этот пробел и популярно изложить особенности работы моторных
агрегатов при полётах на больших высотах.
Одновременно произведен критический анализ современных
достижений в области конструирования высотных моторных агре-
гатов и опыта эксплоатации обычных и высотных типов самолётов
с поршневыми моторами
3
На основе опыта эксплоатации существующих типов самолё-
тов сделаны некоторые выводы о возможных неполадках при экс-
плоатации высотных самолётов с поршневыми моторами и необ-
ходимых мерах борьбы с этими неполадками.
Работа турбокомпрессоров, нагнетателей и регуляторов давле-
ния наддува не рассматривается в настоящем труде вследствие
того, что эта тема очень обширна и требует самостоятельной раз-
работки.
Не рассматривается и работа агрегатов воздушно-реактивных
двигателей, а лишь приводятся некоторые данные по высотному
корректированию подачи топлива у подобных двигателей, полу-
чивших практическое применение.
Вопросы расчётного порядка также почти не затрагивались
автором, чтобы сделать книгу более доступной для широкого
круга читателей.
Не претендуя на полноту изложения всех вопросов проблемы
обеспечения высотного полёта, автор будет считать свою задачу
выполненной, если эта книга поможет в какой-то мере нашим лёт-
чикам уяснить вопросы эксплоатации двигателей поршневого типа
на больших высотах.
Все замечания, высказанные читателями, будут приняты авто-
ром с искренней признательностью.
Летать дальше всех, быстрее всех, ВЫШЕ всех.
СТАЛИН
ВВЕДЕНИЕ
Работа всех агрегатов самолёта и мотора в условиях высотного
полёта резко отличается от условий работы их при полёте самолёта
у земли.
Специфичность условий работы агрегатов мотора и самолёта
на большой высоте в основном определяется пониженным в зна-
чительной мере атмосферным давлением, а также очень низкой
температурой окружающей среды
Рис. 1. Распределение слоёв атмосферы (для экватора)
Научными наблюдениями и исследованиями установлено, что
состав воздуха, его состояние и процессы, происходящие в окру-
жающей нашу землю воздушной оболочке, называемой атмосферой,
довольно разнообразны для различных её слоёв. Это разнообразие
внешних условий для отдельных частей атмосферы позволило
условно разделить её на несколько слоёв (рис. 1).
Согласно современным научным предположениям, толщина воз-
душной оболочки, окружающей землю, достигает нескольких ты-
сяч километров. Самый нижний слой атмосферы, называемый
тропосферой, простирается, в зависимости от географической ши-
роты местности, до высоты 8—17 км.
5
Высота 6 тысяча* метров
На полюсах тропосфера имеет толщину 8—9 км; на экваторе
она достигает толщины 17 км; в зимнее время граница тропосферы
приближается на 1—1,5 км к земной поверхности. Для средней по-
лосы Советского Союза (широта 45-—50е) граница тропосферы ле-
жит приблизительно на высоте 11 км (рис. 2).
Тропосфера характерна сле-
дующими признаками:
1. Постоянством состава
воздуха вследствие непрерыв-
ного перемешивания его слоёв
под действием тепловых пото-
ков, поднимающихся от земли,
нагретой солнечными лучами.
2. Постепенным и равно-
мерным падением температуры
воздуха по мере подъёма на
высоту, что объясняется уда-
лением от источника тепла
(поверхности земли).
3. Наличием воздушных те-
чений (ветров), крайне разно-
Рис. 2. Зависимость границы тропо- образных и непостоянных ПО
сферы от географической широты своему направлению.
местности 4. Наличием значительного
количества водяных паров и
пыли, поднимающейся с земной поверхности; возникновением об-
лаков, грозовых туч, дождей, туманов и других физических явле-
ний, происходящих в непосредственной близости от земли.
Следует отметить, что все процессы, происходящие в тропо-
сфере, помимо солнечной радиации, зависят в очень сильной сте-
пени и от рельефа местности, превышения местности над уровнем
моря и распределения воды, суши и лесных пространств на земной
поверхности.
За границу тропосферы1 принято считать ту высоту, на кото-
рой прекращается дальнейшее понижение температуры воздуха.
Вышележащий слой атмосферы, или слой изотермической области,
носит название стратосфера; простирается он до высоты 50—60 км
и отличается следующими довольно характерными признаками:
1. Непостоянством состава воздуха.
2. Сравнительным постоянством температуры воздуха, которая
всё же неодинакова для различных широт (географических) мест-
ности и времени года.
3. Постоянством воздушных течений и полным отсутствием
облачности.
Погода в стратосфере, если можно так выразиться, отличается
чрезвычайной устойчивостью: безоблачное небо, малая плотность
воздуха, низкая температура (от минус 50 до минус 60° Ц) и
1 Само название тропосфера происходит от греческого слова «трокос», что
означает «поворот».
6
ветры, сохраняющие свою скорость и направление на значительном
протяжении.
Атмосферное давление имеет наибольшую величину на уровне
земли, так как слой воздуха, непосредственно прилегающий к зем-
ной поверхности, сдавлен тяжестью всех вышележащих слоёв. По
мере удаления от земли атмосферное давление падаег вследствие
уменьшения высоты (и веса) столба тех слоёв воздуха, которые
лежат выше рассматриваемого слоя.
Воздух представляет собой механическую сме<^> нескольких
различных газов, поэтому атмосферное давление есть не что иное,
как сумма парциальных давлений каждого из газов, входящих
в состав воздуха.
По закону Дальтона, в смеси газов каждый из них, в зависи-
мости от его количества в данном объёме, имеет своё собственное
давление, называемое парциальным, а общее давление смесч •—
это сумма парциальных давлений всех газов, образующих смесь.
Следовательно, атмосферное давление представляет собой сумму
парциальных давлений кислорода, азота и других составных частей
воздуха. Здесь же полезно отметить, что падение парциального
давления кислорода и азота и является причиной ухудшения ра-
ботоспособности человеческого организма на больших высотах.
Зная величину атмосферного давления, можно легко опреде-
лить для любой высоты величину парциального давления любой
составной части воздуха по формуле
_Рн-К
^^парц 100 *
где рн —искомое парциальное давление в мм рт. ст.;
ри —атмосферное давление на заданной высоте в мм
рт. ст.;
К — процентное содержание (по объёму); в воздухе
того газа, для которого отыскивается парциальное
давление.
Все характеристики атмосферы: состав воздуха, температура,
давление, удельный вес и т. д., изменяются в довольно значитель-
ных пределах в зависимости от координат данного географического
пункта, высоты над уровнем моря, времени года и ряда других
факторов.
Поэтому испытания самолёта или мотора, проведённые в каком-
либо пункте земного шара, не могут быть сравниваемы с подоб-
ными испытаниями такого же типа самолёта или мотора, но про-
ведёнными в другое время или в другом месте. Очевидное неудоб-
ство такого положения заставило ввести так называемую между-
народную стандартную атмосферу, в которой за нормальные усло-
вия приняты следующие:
Высота Н — 0 м (уровень моря).
Температура t — ф- 15° Ц.
Давление /?=760 мм рт. ст.
Весовая плотность воздуха 70 — 1,225 кг/м*.
7
Все же показания, полученные при испытаниях, условились пе-
ресчитывать на стандартные условия, т. е. приводить их к нормаль-
ным атмосферным условиям, и поэтому эти показания обычно на-
зываются приведенными.
Закон изменения каждой из характеристик атмосферы в зави-
симости от подъёма на высоту был также принят постоянным для
любого времени года и любого пункта земного шара. Для этого
у каждой из характеристик атмосферы было взято среднее
арифметические из всех её значений, наблюдаемых в течение
всего года в полосе северных широт земного шара на определён-
ной высоте. Это среднее годовое значение и было принято за
характеристику атмосферы, присущую данной высоте, вне зави-
симости от места расположения на земной поверхности и вре*мени
года.
Точно так же был определён средний годовой температурный
градиент1, который и был принят при всех расчётах постоянным
и равным 6,5° Ц на каждые 1 000 м подъёма по вертикали.
Поэтому температуру воздуха на любой высоте в пределах тро-
посферы легко можно определить по формуле
15 — 0,0065/7,
где Н — высота над уровнем моря в м;
tH — искомая температура воздуха на высоте Н м в граду-
сах Цельсия
Таким образом была составлена единая стандартная таблица
изменений свойств воздуха в зависимости от высоты — таблица
международной стандартной атмосферы, условно обозначаемая
MCA.
Таблица MCA, принятая во всех странах мира, значительно»
облегчила работы, связанные с проведением испытаний, сравнением
результатов испытаний, а также с анализом многих явлений,
наблюдаемых в процессе работы мотора или самолёта.
Эту таблицу, а особенно изменение давления и температуры с
подъёмом на высоту, довольно часто представляют в виде кри-
вых, что значительно облегчает отыскание величины давления
и» температуры для любой заданной высоты (рис. 3).
Из таблицы международной стандартной атмосферы (табл. 1)
легко видеть, что по мере подъёма на высоту атмосферное давле-
ние резко падает и на высоте 12 000 м составляет около 115 обыч-
ного атмосферного давления. Одновременно с падением атмосфер-
ного давления происходит резкое понижение температуры окру-
\ жающего воздуха.
1 Градиентом называется строго определённое изменение величины на опре-
делённом интервале.
8
Рис. 3. Зависимость давления (р) и температуры (t)
от высоты
Международная стандартная атмосфера (MCA)
Таблица"!
Высота Н в м Давление воздуха рн в мм рт. ст. Давление i воздуха pjj в кг]см~ Температура воздуха в°Ц Удельный вес (весовая плотность) воздуха в ягри8 Отношение весовой плотности воздуха на высоте к весовой плот- ности на уровне '‘н моря —— = а ‘0
0 760,0 1,033 + 15,0 1,225 1 000
1 000 674,4 0,917 + 8,5 1,112 0,907
2 000 596,5 0,811 + 2,0 1,006 0,821
3 000 525,9 0,715 — 4,5 0,909 0,742
4 000 461,9 0,628 — 11,0 0,819 0,668
5 000 404,5 0,550 — 17,5 0,736 0,601
6 000 353,8 0,481 — 24,0 0,659 0,538
7 ССО 307,4 0,418 — 30,5 0,589 0,481
8 000 267,0 0,363 — 37,0 0,525 0,428
9 000 230,9 0,314 — 43,5 0,466 0,331
10 000 197.8 0,269 — 50,0 0,413 0,337
11 000 169,9 0,231 — 56,5 0,363 0,297
12 000 144,9 0,197 — 56,5 0,310 0,253
13 000 123,6 0,168 — 56,5 0265 0,216
14 000 105,2 0,143 — 56,5 0,226 0,185
15 000 90,5 0,123 — 56,5 0,194 0,158
16 000 77,0 0,105 — 56,5 0,165 0,135
17 000 66,2 0,090 — 56.5 0,141 0,115
18 000 55,9 0,076 — 56.5 0,121 0,098
19 000 47,8 0,065 — 56,5 0,103 0,084
20 000 41,2 0,056 — 56,5 0,088 0,072
9
Чтобы дать представление о том, насколько тяжелы условия
для работы самолёта, мотора и экипажа при выполнении высот-
ного полёта, достаточно указать, что в любое время года на вы-
соте 11 000 м температура воздуха достигает минус 50 — минус
60° Ц. Следовательно, на этой высоте даже в самое жаркое летнее
время условия работы мотора и самолёта более суровые, чем
аркт ические.
Особенно большое влияние на работу мотора оказывает умень-
шение атмосферного давления' при подъёме самолёта на высоту.
При значительном увеличении высоты полёта происходит наруше-
ние нормальной работы всех систем мотора: топливопитания, кар-
бюрации, охлаждения, смазки и зажигания.
Например, известно, что при полётах на высотах больше 7 000- -
8000 М нередко происходило резкое падение давления в системах
топливопитания и смазки, чрезмерное перегревание мотора, выбра-
сывание масла через дренажные трубы, перебои в работе мотора
по вине системы зажигания и другие неисправности.
Поэтому задача обеспечения высотных полётов сводилась к за-
мене обычных агрегатов мотора высотными или же к установке
на мотор особых специальных приспособлений, обеспечивающих
и в высо'ных условиях нормальную работу обычных агрегатов.
В данной книге рассмотрены те пути и способы, которые при-
меняли конструкторы для разрешения поставленной перед ними
задачи.
/
ГЛАВА ПЕРВАЯ
РАБОТА СИСТЕМЫ ТОПЛИВОПИТАНИЯ
Трудности обеспечения нормального питания мотора топливом
при высотных полётах самолёта заключаются в том, что при
подъёме на высоту вследствие понижения атмосферного давления
испарение топлива и кипение его происходят при более низких
температурах, чем это наблюдается на уровне моря.
Понижение атмосферного давления способствует также выде-
лению из топлива части растворённых в нём газов
В результате в системе топливопитания накапливается большое
количество паров и газов, находящихся в топливе в виде пузырь-
ков, что приводи к нарушению нормальной работы мотора.
Помимо этого, при увеличении высоты полёта происходит пони-
жение давления в топливной системе, а уменьшение давления ниже
определённой критической величины, зависящей от конструкции
топливного насоса и других конструктивных факторов топливной
системы, приводит к полному прекращению поступления топлива
к карбюраторам или цилиндрам (при непосоедственном впрыске
топлива) и отказу в работе мотора.
1. Подбор топлива для высотных полётов
Усиление испарения (выкипания) из топлиза лё1ких фракций,
происходящее при увеличении высоты полёта, вызывает наруше-
ние нормальной работы мотора. Явление это возможно даже при
полётах самолёта на малых или средних высотах в случае эксплоа-
тации мотора на топливе с повышенной испаряемостью.
Нарушение нормальной работы мотора при возникновении па-
ров в топливной системе объясняется тем, что пары топлива, дви-
жущиеся по топливопроводу, занимают значительный объём и тем
самым резко уменьшают количество топлива, поступающего к жик
лерам (форсункам) карбюраторов или в цилиндры двигателя.
Значительное уменьшение количества поступающего топлива
вызывает в свою очередь резкое обеднение смеси и перебои в ра-
боте мотора. При этом не исключена возможность даже остановки
мотора вследствие заполнения топливных магистралей парами
и газами.
Таким образом, можно сделать вывод, что топлива с повышен-
ной испаряемостью и низкой температурой кипении' не могут -быть
использованы при полётах самолётов на больших высотах. Рас-
смотрим этот вопрос несколько более подробно.
Одна из самых важных характеристик топлива — температура
кипения его, но температуру кипения топлива нельзя определить
так просто, как "это удаётся сделать у других жидкостей. За тем-
пературу кипения жидкости обычно принимается такая темпера-
тура, при которой давление насыщенных паров жидкости становится
равным внешнему давлению. Например, на уровне моря вода за-
кипает при температуре 100° Ц, т. е. когда давление её насыщен-
ных паров становится равным 760 мм рт. ст.
Давление же насыщенных паров топлива зависит не только от
температуры топлива, но также и от отношения объёма топливных
паров к объёму жидкого топлива, находящихся в замкнутом сосуде.
Это объясняется тем, что из топлива испаряются сначала более
лёгкие фракции, а затем более тяжёлые (менее летучие). Следова-
тельно, состав топлива, находящегося в закрытом резервуаре,
зависит от величины объёма свободного пространства над топли-
вом. Если этот объём велик, то топливо освобождается не только
от лёгких фракций, но и от более тяжёлых,
Таким образом, давление насыщенных паров, а следовательно,
и температура кипения топлива зависят не только от давления
окружающей среды, но и ?т отношения объёма паров к объёму
топлива: чем это отношение больше, тем больше и температура
кипения топлива.
Для оценки' испаряемости топлива существует много способов,
но общепринятым является один — способ разгонки топлива по
Энглеру. Способ этот заключается в том, что на стандартном ап-
парате Энглера постепенно подогревают топливо и образующиеся
пары отводят в специальный холодильник. Измеряя через опреде-
лённые промежутки времени температуру топлива и количество
отогнанных и сконденсированных его паров, соответствующее изме-
ренной температуре, строят кривую (график) зависимости количе-
ства отогнанного топлива от температуры или,, как её называют
обычно, кривую разгонки топлива.
На графике по горизонтальной оси (оси абсцисс) откладывают
температуры, а по вертикальной оси (оси ординат) — количество
отогнанного топлива, выраженное в процентах по отношению
к общему количеству.
По кривой разгонки легко судить об испаряемости данного
сорта топлива. Наиболее характерными точками кривой разгонки,
имеющими практическое значение и представляющими большой
интерес с точки зрения эксплоатации топлива на авиационных мо-
торах, являются точки температур, соответствующие 10, 50, 99
и 98% отогнанного топлива.
Температура, соответствующая 10-процентной отгонке топлива,
характеризует пусковые свойства данного сорта топлива: чем ниже
эта температура, тем лучше пусковые свойства топлива, что осо-
бенно важно для запуска двигателя при низких температурах.
12
У авиационных топлив эта температура должна лежать в пределах
65—75° Ц.
Согласно техническим нормам, принятым в США, температура
10-процентного выкипания характеризует не только пусковые свой-
ства данного сорта топлива, но и склонность его к образованию
паров в топливной системе при работе мотора, причём эту темпе-
ратуру условно принято считать температурой кипения топлива.
Если 10% испытуемого топлива отгоняется при температуре более
высокой, чем 75° Ц, это указывает на плохую испаряемость топли-
ва, а следовательно, и на его плохие пусковые качества. Если же
10-процентная отгонка топлива достигается при температуре более
низкой, чем 65° Ц, это характеризует склонность топлива к образо-
ванию паров. Применять такое топливо для авиационных моторов
не рекомендуется, так как не исключена возможность парообразо-
вания в самих топливных магистралях самолёта и мотора, особенно
на больших высотах, где выкипание топлива резко повышается.
Температура 50-процентного выкипания топлива характеризует
приёмистость и устойчивость работы мотора на данном топливе
(особенно на малых и средних оборотах). Эта температура должна
лежать в пределах 95—110°Ц.
Более высокая температура нк обеспечивает достаточной испа-
ряемости данного топлива во всасывающей системе при работе
мотора, а более низкая создаёт опасность обледенения карбюрато-
ров, особенно в случае эксплоатации самолёта при большой отно-
сительной влажности воздуха и при низких температурах.
Температура 90-процентного выкипания топлива характеризует
приёмистость мотора, а также позволяет определить, будет ли раз-
жижать данное топливо смазку На деталях мотора. Температура
эта должна лежать в пределах 135—150° Ц; более высокая темпе-
ратура указывает на наличие большого количества неиспаривше-
гося топлива при нормальной работе мотора, которое будет разжи-
жать смазку его деталей.
И, наконец, температура 98-процентного выкипания топлива
(температура конца выкипания) должна лежать в пределах 160 —
180° Ц, потому что более высокая температура характеризует не-
полноту сгорания топлива и повышенное нагарообразование на де-
талях двигателя вследствие наличия в топливе тяжёлых, трудно
испаряющихся фракций.
Следует отметить, что способ разгонки топлива даёт только от-
носительное представление об испаряемости того или иного сорта
топлива, так как в действительности процесс испарения топлива
в карбюраторе авиационного мотора протекает иначе, чем при
разгонке его.
Испарение топлива в карбюраторе происходит совместно с рас-
пиливанием его и при одновременном изменении температуры и да-
вления среды, окружающей жиклер (форсунку), при разгонке же
топлива изменяется только температура и испарецие его происхо-
дит без всякого распыливания.
Для оценки топлива в отношении испаряемости и склонности
его к образованию паров1 йри йбвЫшении температуры, помимо раз-
23
гонки Топлива, применяется еще одна характеристика, называемая
упругостью паров.
Общепринятым во всех странах является способ определения
упругости паров топлива на стандартном аппарате Рейда.
Конструктивное оформление подобного аппарата в общих чер-
тах заключается в следующем: два сосуда различной ёмкости
(с соотношением 411), соединённые трубопроводом, герметически
закрыть причём меньший сосуд наполнен топливом, а на большем
помещён манометр, связанный с внутренней полостью сосуда.
Для проведения испытания оба сосуда погружают в нагретую
до определённой температуры воду (37,8° Ц — точка, соответ-
ствующая 100° по Фаренгейту, принятая научными лабораториями
США и Англии) и держат в ней до тех пор, пока наблюдается по-
вышение давления испарившегося топлива. Упругость паров из-
меряется в мм рт. ст. или в кг/см2.
Чем больше величина упругости паров, тем больше парообразо-
вание топлива. Топлива, которые могут быть применены для экс-
плоатации на авиационных моторах, должны обладать, согласно
техническим условиям, упругостью паров по Рейду не выше 330 —
350 мм рт. ст. при температуре §7,8° Ц.
При подборе топлива для мотора большое значение придают
температуре замерзания топлива Температурой замерзания топлива
принято называть ту температуру, при которой начинается выпаде-
ние отдельных кристаллов? составных частей топлива (помутнение
топлива), имеющих температуру за(мерзания более высокую, чем
другие составные части. Следовательно, температура, при которой
затвердеет все топливо, будет значительно ниже, чем температура
его замерзания (помутнения).
К современным авиационным топливам предъявляется ещё ряд
требований, а именно: топлива не должны расслаиваться и изме-
нять своих физико-химических свойств, они должны оставаться
полностью стабильными, иметь высокую Стойкость в отношении
детонации мотора и не замеозать (не кристаллизоваться) даже при
температуре минус 60° Ц.
Мерилом склонности того или иного сорта топлива к детонации
является так называемое октановое число1.
Если указывается, что октановое число топлива равно 70, это
означает, что данное топливо в отношении детонации соответ-
ствует смеси из 70% изооктана (мало детонирующее топливо)
и 30% гептана усильно детонирующее топливо).
Всё изложенное выше относилось к подбору топлива, обеспе-
чивающего нормальную работу мотора на высотах, не превышаю-
щих 7 000—8 000 м\ при подборе же топлива для моторов, рабо-
тающих обычно на высотах 10 000—13U00 м, все эти требования
следует пересмотреть. Например, вследствие того что температура
окружающей среды на высоте 11 000 м достигает минус 56° Ц, бен-
зольные топлива, имеющие довольно высокую температуру замер-
1 Октановым числом топлива называется процентное содержание (по объёму^
изооктана в смеси с гептаном, эквивалентной по своим антидетонационным ка-
чествам испытуемому топливу.
14
зания (от минус 15 до минус 30° Ц), не применяются для высотных
полётов самолёта, несмотря на то что они имеют большое преиму-
щество с точки зрения обеспечения высотного полёта, а именно —•
плохую испаряемость, а также довольно высокие октановые числа.
Упругость паров по Рейду
у топлива,предназначенногодля
высотных полётов, не должна
превышать 300—320 мм рт. ст.
При подъёме самолёта на
высоту уменьшается атмосфер-
ное давление и увеличивается
испаряемость топлива. Следо-
вательно, при большом значе-
нии упругости паров по Рейду
и увеличении высоты полёта
неизбежно образование паров
в топливных магистралях.
Таким образом, предельно
допустимая высота полёта, на
которой гарантирована работа
системы топдивопитания без
образования^ паров, зависит
главным образом от упругости
паров применяемого сорта топ-
лива и от температуры топлива
в баках. Всё это наглядно по-
казано на рис. 4, на котором
приведены кривые зависимости
высоты полёта от упругости па-
ров применяемого топлива для
различных температур топлива
в баках самолёта.
Необходимо отметить, что
хотя при подъёме самолёта на
Рис. 4. Зависимость предельной вы-
соты полёта от величины упругости
паров топлива (для моторов с кар-
бюраторами, расположенными до на-
гнетателя, и открытой системой топ-
ливопитания у самолёта)
высоту одновременно с падением давления происходит и понижение
температуры окружающей среды, которое вообще уменьшает паро-
образование, но практически это понижение температуры не влияет
на испарение топлива в баках. Специально проведённые испытания
показали, что при подъёме самолёта на высоту температура топли-
ва в баке понижается очень медленно, несмотря на большое пони-
жение температуры окружающей среды.
Это можно объяснить следующими причинами:
1) поверхность охлаждения топливных баков очень мала по-
сравнению с объёмом заключающегося в них топлива;
2) коэфициент теплопередачи от топлива к окружающей среде
чрезвычайно низкий, особенно если принять во внимание протек-
тирование баков, получившее повсеместное распространение на
военных самолётах.
Поэтому только длительное пребывание самолёта на» очень
большой высоте сможет вызвать полное совпадение температуры
15
топлива в баках с температурой окружающей среды, и практиче-
ски это будет получаться чрезвычайно редко, а для обычных не-
длительных высотных полётов решающим фактором будет служить
начальная температура топлива в баках.
Для примера на рис. 5 приведены результаты измерения темпе-
ратуры топлива в непротектированном баке при подъёме на высоту
8 000 м двухмоторного пас-
нис. о. зависимость температуры топлива
в баке от высоты полёта
сажирского самолёта, проис-
ходившем в течение 38 ми-
нут.
Как видно из графика,
снижение температуры было
очень малым — от 28 до
26° Ц, и только» после часо-
вого полёта на высоте
8 000 м (при температуре ок-
ружающей среды минус
40° Ц) температура топлива
в баке снизилась до 17° Ц.
Для сравнения на графи-
ке пунктиром нанесено па-
дение температуры окру-
жающей среды в соответ-
ствии с международной стан-
дартной атмосферой.
В протектированных ба-
ках, как указывалось выше.
понижение температуры топ-
лива происходит ещё более медленно. У самолётов с большой ско-
роподъёмностью снижение температуры топлива в баках настолько
мало, что им можно пренебречь.
Установка специальных радиаторов для охлаждения топлива в
целях борьбы с парообразованием в системе топливопитания сильно
усложняет систему и практически не применяется.
Другой способ борьбы с возникновением паров в системе то-
пливопитания заключается в применений так называемой закрытой
(герметичной) системы. При такой системе топливопитания баки
изолируются от атмосферы путём установки на них редукционных
клапанов, обеспечивающих повышение давления в баках и тем
самым не допускающих усиленного парообразования топлива при
увеличении высоты полёта.
Более подробно этот способ будет рассмотрен ниже, в разделе 4
«Способы борьбы с падением давления в системе топливопитания
при полётах на больших высотах», пока же можно указать, что
хотя он и даёт хорошие результаты, но тоже значительно услож-
няет систему топливопитания.
Наиболее простым и очень эффективным средством борьбы с
образованием паров в топливных магистралях при полётах на боль-
ших высотах может послужить подбор соответствующего топлива,
что, однако, является довольно трудной задачей.
7е
16
Топливо, пригодное для высотных полётов, должно обладать
низкой температурой замерзания и небольшим значением упруго-
сти паров по Рейду, т. е. малым выкипанием при понижении давле-
ния или повышении температуры.
Но топлива с малой упругостью паров обычно являются высоко-
кипящпми, поэтому работа карбюраторов на таких топливах за-
труднена и запуск моторов осуществить не удаётся; кроме того,
подобные топлива очень часто бывают склонны к детонации (за
исключением бензольных топлив). Современные же авиационные
моторы, предназначенные для работы на больших высотах, имеют
высокие степени сжатия и повышенное давление на всасывании, и,
следовательно, требуют недетонирующие топлива (топлива с вы-
соким октановым числом).
При составлении свинцовых топлив для высотных полётов ни
в коем случае нельзя допустить применения в качестве выносителя
дибромэтана *, так как он кристаллизуется и выпадает из топлива
уже при температуре минус 8° Ц. Это будет неизбежно вызывать
освинцевание клапанов и электродов свечей (выноситель не будет
выполнять своего назначения) и, кроме того, может привести к
закупорке жиклеров карбюраторов кристаллами выпадающего
дибромэтана.
Вследствие того что октановые числа даже самых наилучших
сортов топлив являются недостаточными для работы моторов
с большим наддувом, вместо обычных топлив применяют топлив-
ные смеси, составленные из высокооктановых компонентов на базе
основного или исходного бензина, обычно низкооктанового. •
О) В этих смесях количество исходного бензина достигает 55—
«^65%, остальные 35—45% составляют высокооктановые комцо-
ненты: изооктан, неогексан, изопентан, акилбензин и др.
Такие смеси в случае добавления к ним допустимого количе-
ства антидетонационной присадки позволяют получить октановое
число порядка 100 и более.
При составлении топливных смесей для высотных полётов
применять неогексан и особенно изопентан нецелесообразно, так
как они обладают повышенной упругостью паров; наиболее прием-
лемым является изооктан, который в основном состоит из высоко-
кипящих углеводородов.
1 Дибромэтлн—составная часть этиловой жидкости американской (1-Т)
и отечественной (1-ТС).
Этиловая жидкость является одним из самых сильных антидетонаторов,
применяющихся в настоящее время. Она используется в качестве присадки
к топливу для повышения октанового числа его и чаще всего представляет
собой смесь тетраэтнлового свинца, бромистого этила и монохлорнафталина,
причём антидетонатором является только тетраэтиловый свинец, а остальные
составляющие этиловой жидкости служат выносителями свинца. Этиловая жид-
кость может иметь и другие выносители.
Выносители являются теми необходимыми примесями, которые, химически
соединяясь с окислами свинца, образуют с ними химические соединения, что
способствует удалению свинцовых соединений из цилиндров двигателя.
В случае отсутствия выносителей происходит отложение свинца на деталях
мотора (освинцевание клапанов и электродов свечей).
2—334
17
2. Работа системы топливопитания на больших
высотах
Рис. 6. Схемы расположения карбюратора
и нагнетателя на моторе
Нормальное питание мотора топливом при высотном полёте са-
молёта в большой мере зависит и от факторов конструктивного по-
рядка. При этом оказывает влияние не только конструкция то-
пливных насосов, но и конструкция мотора, установленного на
самолёте.
Различают две схемы расположения карбюраторов на моторе:
до нагнетателя (рис. 6, а) и после нагнетателя (рис. 6,6).
Схема расположения кар-
бюратора и нагнетателя на
моторе оказывает очень
большое влияние на величи-
ну и сохранение давления в
системе топливопитания.
При полёте самолёта, по
мере израсходования топли-
ва и увеличения высоты по-
лёта, происходит так назы-
ваемое явление разгрузки
редукционного клапана то-
пливного насоса, которое
приводит к уменьшению да-
вления в системе топливо-
питания.
Для уяснения физической
сущности этого явления рас-
смотрим систему топливопи-
тания самолёта с мотором, у
которого карбюратор уста-
новлен по первой схеме (до
нагнетателя), а для подачи
топлива используется про-
стейший коловратный насос типа БНК-2 (в настоящее время сня-
тый с эксплоатации).
Абсолютное давление в полости всасывания топливного насоса
в самом общем случае (рис. 7) будет складываться из атмосфер-
ного давления в топливном баке (Дт), давления столба топлива в
баке (рст), вследствие превышения уровня топлива в баке по отно-
шению к уровню расположения топливного насоса (закон сообщаю-
щихся сосудов), и подсоса или разрежения (Аразр)> создаваемого
насосом во всасывающей магистрали при работе мотора.
Таким образом, величина абсолютного давления в полости вса-
сывания
Авсас ,Аат 'Ат Аразр*
Величина давления на тарелку редукционного клапана со сто-
роны всасывания, как это видно из рис. 7, будет такой же, а вели-
18
чпна абсолютного давления на тарелку клапана со стороны поло-
сти нагнетания будет складываться из давления рчт (так как
поплавковая камера сообщена с атмосферой) и избыточного (по
Рис. 7. Схема работы топливного насоса и сил действующих
на редукционный клапан:
1 — топливный бак: 2— карбюратор; 3 — коловрггный механизм насоса; 4 — за-
ливочный клапан; 5 — редукционный клапан: 6 — манометр
сравнению с атмосферным) давления ри„б, создаваемого насосом
топливной системы, т. е.
АИ1Н = А, +Азб- 0)
Давление рйзб представляет собой давление в системе топливо-
питания и контролируется манометром, установленным в нагнетаю-
щей магистрали.
Открытие редукционного клапана насоса будет происходить в
тот момент, когда сила давления на тарелку клапана со стороны
нагнетания станет равна сумме силы давления в полости всасыва-
ния и силы сжатия пружины редукционного клапана, т. е. когда
Давление
Р наги Р всас + Рпруж- (2)
Вследствие того что. израсходование части топлива вызывает
уменьшение давления столба топлива (рст) и, следовательно, умень-
шение общего давления в полости всасывания насоса (рвсас), откры-
тие редукционного клапана будет происходить при меньшем избы-
точном давлении в нагнетающей магистрали, т. е. в этом случае
Давление, создаваемое насосом, несколько упадёт. Таким образом,
2*
19
израсходование топлива из бака вызывает падение давления в си-
стеме топливопитания (разгрузка редукционного клапана).
На моторах с карбюраторами, установленными по второй схеме
(после нагнетателя), у которых давление в поплавковой камере
поддерживается равным давлению наддува (рк), что достигается
соединением поплавковой камеры с воздушным трубопроводом
нагнетателя, формула (1) примет вид
Лиги = рк + А,зб- (3)
В этом случае явление разгрузки редукционного клапана будет
происходить не только по мере израсходования топлива, но и вслед-
ствие увеличения высоты полёта.
Если для облегчения рассуждений предположить, что нагнета-
тель создаёт давление рк — 760 мм рт. ст., то на уровне земли
давление в поплавковой камере рк, действующее на тарелку кла-
пана со стороны нагнетания, и давление в топливных баках рат>
действующее на клапан со стороны всасывания, взаимно уравно-
весятся. В данном случае положение ничем не отличается от рас-
смотренного выше, т. е. разгрузка клапана происходит только
вследствие выработки топлива из баков, и падение давления в си-
стеме топливопитания происходит сравнительно медленно.
Но при подъёме самолёта на высоту положение существенным
образом изменяется и разгрузка редукционного клапана резко уси-
ливается. Такое явление объясняется тем, что при увеличении вы-
соты полёта давление в топливном баке (рат) быстро падает и, сле-
довательно, соответственно уменьшается абсолютное давление в
полости всасывания (рВС1С1 Одновременно с этим давление в по-
плавковой камере карбюратора (рк) остаётся неизменным (до рас-
чётной высоты мотора), вследствие чего величина избыточного да-
вления, при котором происходит открытие редукционного клапана
(в случае увеличения высоты полёта), уменьшается очень быстро и
поступление топлива к карбюратору совершенно прекращается.
В самом деле, уже при подъёме самолёта на высоту /7 = 2 000 м
уменьшение атмосферного давления (см. табл. MCA) будет дости-
гать
1,033—0,811=0,222 кг 1см2.
На такую же величину уменьшится и избыточное давление в си-
стеме топливопитания, а так как величина избыточного давления
обычно составляет 0,25—0,30 кг/см2, то в данных условиях, на
высотах больше 2 000 м, топливо к карбюраторам поступать
не будет.
Таким образом, в случае применения насоса типа БНК-2 при
карбюраторе, установленном до нагнетателя, израсходование топ-
лива из баков вызывает падение давления в системе топливопи-
тания, а при карбюраторе, установленном после нагнетателя, пита-
ние мотора топливом вообще становится невозможным.
20
Такое положение заставило отказаться от применения насоса
БНК-2 и перейти к топливным насосам с комбинированным редук-
ционным клапаном мембранного типа (сначала к насосам БНК-5
и БНК-6 с редукционным клапаном, выполненным в виде метал-
лической гофрированной коробки, а в последнее время к насосам
БНК-10 и БНК-12, у которых редукционный клапан снабжался
резиновой мембраной пластинчатого типа).
Рис. 8. Собранный редукционный клапан топливного
насоса БНК-12:
1 — пустотелый стальной цилиндр .(корпус клапана); 2 — тарелка
клапана: 3—фланец; 4 — резиновый диск (мембрана): б — гайка;
б — металлическая шайба; 7 — пружина редукционного клапана;
8 — заливочный клапан; 9 — пружина заливочного клапана; 10 —
опорная шайба пружины заливочного клапана
Применение насосов с редукционными клапанами мембранного
типа позволило, во-первых, избавиться от разгрузки редукционного
клапана под влиянием израсходования топлива из баков и, во-вто-
рых, дало возможность осуществить питание мотора топливом при
расположении карбюратора после нагнетателя.
У насосов подобного типа (БНК-10, БНК-12) пружина 7 (рис. 8)
редукционного клапана, вложенная в пустотелый стальной ци-
линдр 7, упирается в дно цилиндра и передаёт давление на тарелку
клапана 2, выполненную заодно с цилиндром. Кроме того, у ци-
линдра имеется фланец 3 для крепления круглого эластичного
диска (мембраны) 4, выполненного из бензостойкой резины. Эла-
стичный диск прижимается к фланцу клапана при помощи гайки 5,
навёртываемой на резьбу, имеющуюся на конце пустотелого сталь-
ного цилиндра. Между гайкой и резиновым диском устанавливается
металлическая шайба 6. При установке редукционного клапана на
насос резиновый диск своей внешней частью ложится на обработан-
ный фланец корпуса насоса и накрывается крышкой насоса. Таким
образом, резиновый диск (см. рис. 9) делит полость редукцион-
ного клапана на две отдельные камеры — внутреннюю и внеш-
нюю, отделённые одна от другой эластичной перегородкой (мем-
браной). I
21
Для осуществления нормальной работы насоса на моторе внеш-
няя камера (расположенная ближе к крышке) должна постоянно
сообщаться с давлением наддува (рк), создаваемым нагнетателем;
для этого в крышке насоса имеется отверстие с резьбой, куда
ввёртывается штуцер, который в свою очередь присоединяется
к трубопроводу, идущему к нагнетателю.
Рис. 9. Схема работы топливного насоса БНК-12
Насосы типа БНК-12 могут применяться и на моторах с карбюра-
торами, расположенными до нагнетателя, но в этом случае внешняя
камера редукционного клапана должна сообщаться с атмосферой.
Рассмотрим работу редукционного клапана у насоса БНК-12 с
точки зрения обеспечения постоянства давления в системе топли-
вопитания.
Принимая во внимание, что рабочая площадь мембраны при-
мерно равна рабочей площади тарелки редукционного клапана, г. е.
^мем = к» можно сделать вывод, что уменьшение давления стол-
ба топлива вследствие израсходования топлива из баков не окажет
никакого влияния на работу редукционного клапана. В самом деле,
рассматривая рис. 10, а, можно установить, что сила давления
столба топлива, равная рст/7рк, будет помогать пружине прижимать
редукционный клапан к его гнезду; одновременно с этим давление
столба топлива, действуя со стороны внутренней камеры полости
редукционного клапана на мембрану, создаст силу, равную рсг Гме1Лг
которая будет противодействовать пружине редукционного клапана.
Вследствие того что Гмем — Гр к, при любом значении давления рст,
силы уравновесятся и не окажут влияния на редукционный клапан.
22
Аналогичными рассуждениями можно установить, что. при нали-
чии редукционного клапана мембранного типа изменение величины
давления в топливном баке (рет), т. е. изменение высоты полёта, не
вызывает нарушения работы редукционного клапана.
« 6
Рис. 10. Схема сил, действующих на редукционной клапан
топливного насоса БНК-12
Изменение давления наддува (рк) тоже не оказывает влияния
на редукционный клапан, так как если со стороны полости нагне-
тания это давление старается отжать клапан от его гнезда, то
точно такое же давление, подведённое к внешней камере полости
редукционного клапана, прижимает клапан к гнезду. Вследствие
равенства площадей мембраны и тарелки клапана силы и в этом
случае уравновесятся (гк Р.к=А<
Если внешняя камера полости редукционного клапана сообщена
с атмосферой (у мотора с карбюраторами, расположенными до на-
гнетателя), то силы, вызванные этим давлением, уравновешиваются
аналогичным образом (рис. 10, б).
Таким образом, при наличии редукционного клапана мембран-
ного типа все силы, действующие на клапан, взаимно уравнове-
шиваются, за исключением силы, вызванной давлением риз6. стремя-
щейся приоткрыть клапан, и силы сжатия пружины, удерживающей
клапан в закрытом положении.
Вспоминая, что открытие редукционного клапана происходит в
тот момент, когда сила, действующая со стороны полости нагне-
тания, становится равной силе, прижимающей клапан к его гнезду,
можно записать, что
Р f/'n к = Р (/t2 Л
где Р -* сила сжатия пружины в кг.
Так как сила сжатия пружины и площадь редукционного кла-
пана остаются в полёте постоянными, то и давление в системе
топливопищшия (рн,6) должно сохраняться постоянным независимо
от схемы расположения карбюраторов на моторе, давления над-
дува, количества топлива в баках и высоты полёта самолёта.
Последнее условие на практике всё же не обеспечивается даже при
23
установке насосов с редукционными клапанами мембранного типа.
Причина этого будет рассмотрена ниже.
В последнее время в США для топливных систем стали приме-
нять так называемые высотные редукционные клапаны сильфон-
ного 1 или анероидного 1 2 типа.
Рис. 11. Схема работы высотного редукционного клапана топливной*
системы самолёта:
I — тарельчатый клапан; 2 — пружина; 3 — сильфон; 4 — топливный насос; 5 — карбюратор;
6— топливный бак: 7—перепускной трубопровод; 8— топливный трубопровод
Работа этих клапанов основана на том же принципе, который
применён у топливных насосов с редукционными клапанами мем-
бранного типа.
В конструкцию клапана входят следующие детали: тарельча-
тый клапан 1 (рис. 11), к штоку которого прикреплён сильфон 3;
на шток надета спиральная пружина 2, прижимающая клапан
к гнезду.
1 Сильфон — эластичная металлическая гофрированная коробка, в которой
создано разрежение (вакуум) определённой величины и внутрь которой встав-
лена спиральная пружина. Откачка воздуха может быть различной в зависи-
мости от назначения сильфона; иногда в нём создаётся даже нормальное атмо-
сферное давление. В тех случаях, когда хотят, чтобы сильфон эффективно реа-
гировал на изменение температуры, внутреннюю полость его заполняют низко-
кипящей жидкостью.
2 Анероид-—эластичная металлическая коробка, из которой выкачан воз-
дух, или коробка, наполненная сухим газом. Анероид чаще всег> выполняется
в виде блока из нескольких отдельных анероидных капсюлей, механически свя-
занных один с другим, но внутренние полости которых не сообщены между
собой. Каждый капсюль состоит из одной-двух, а иногда дажр нескольких
сообщённых между собой металлических коробок (мембран).
24
Сильфон герметически закрыт и в нём создано нормальное атмо-
сферное давление рп (давление на уровне моря); при этом эффек-
тивная площадь сильфона подбирается такой величины, чтобы она
приблизительно была равна площади тарелки клапана.
Рассмотрим работу редукционного клапана по сохранению по-
стоянства давления в системе топливопитания.
Вследствие того что в топливном баке давление атмосферное,
абсолютное давление в трубопроводе 8, при котором происходит
открытие редукционного клапана (перепуск топлива из трубопро-
вода 8 по перепускному трубопроводу 7 в топливный бак), будет
складываться из атмосферного давления р(давления в топлив-
ном баке), давления, на которое отрегулирована пружина кла-
пана— Рпру1к , и давления, оказываемого сильфоном на клапан —
Гсильф’ Т- е-
Рабе Pat пруж + Рсильф ’
Рассмотрим, какие давления (абсолютные) будут в топливном
трубопроводе 8 у земли (на уровне моря) и на высоте.
На уровне моря (Н равно нулю)
Ат = ^о.
следовательно,
Лильф^Го —Рат = °»
т. е. у земли сильфон не будет оказывать никакого воздействия
на шток клапана и давление
Рабе Рат /’пруж Рсильф “ Ро + /’пру Ж*
На высоте (Н не равно нулю)
/’ат=/’ц;
/’сильф Ро Рн >
Рабе РН Рпруж /’сильф РН /?пруж /’о РН Ро /’пруж"
Таким образом, и в этом случае давление в топливном трубо-
проводе остаётся постоянным независимо от высоты полёта само-
лёта. Однако в действительности давление топлива не сохраняется
постоянным, даже и в случае применения высотных редукционных
клапанов или клапанов мембранного типа (насос БНК-Ю).
Например, из высотной характеристики насоса БНК-10 (рис. 12),
устанавливавшегося на моторах АМ-35А, видно, что, начиная
с высоты 7 000 -8 000 м, давление топлива в системе резко умень-
шается (на рисунке пунктиром показано изменение давления рк, а
сплошной линией — изменение давления топлива). В данном случае
падение давления топлива в нагнетающей магистрали вызывается
не недостатками редукционного клапана, а причинами другого по-
25
рядка, связанными с падением давления в подводящей магистрали
насоса и нарушением вследствие этого нормальной работы его.
Физическая сущность этого явления заключается в следующем:
во всяком топливе всегда содержится некоторое количество воз-
Рис. 12. Зависимость давления
топлива от высоты полёта (вы-
сотная характеристика топлив-
ного насоса БНК-10, устано-
вленного на моторе АМ-35А)
При подъёме самолёта на
духа и паров топлива в виде газо-
вых включений (отдельных пузырь-
ков) или, как говорят, газов, нахо-
дящихся во взвешенном состоянии;
помимо этого, в топливе еще имеет-
ся определенное количество возду-
ха, находящегося в растворённом
состоянии.
Количество воздуха, растворён-
ного в топливе, пропорционально
атмосферному давлению (закон Ген-
ри) и, кроме того, зависит от тем-
пературы окружающей среды.
Любое изменение температуры
или давления нарушает равновесие
раствора и делает его неустойчи-
вым, т. е. способным либо раство-
рять дополнительное количество воз-
духа (при понижении температуры
и увеличении давления), либо выде-
лять из себя растворённый воздух
(при повышении температуры и
уменьшении давления).
высоту вследствие уменьшения атмо-
сферного давления происходит выделение воздуха из раствора. Так
как количество выделяющегося воздуха незначительно, то только
одно. выделение воздуха из топлива не может вызвать нарушение
нормальной работы системы топливопитания.
Однако падение атмосферного давления при увеличении высоты
полёта вызывает не только выделение воздуха из топлива, но и
усиление испарения. В результате с подъёмом самолёта на высоту
в системе топливопитания быстро увеличивается количество газо-
вых включений (паров топлива и воздуха), что приводит к умень-
шению количества топлива, поступающего в мотор, и к падению
давления в системе топливопитания.
Практические полёты показали, что на определённой высоте,
зависящей от конструктивного оформления системы топливопитания
(главным образом насосов) и некоторых других условий, иногда
внезапно (скачком) падает давление в системе топливопитания
и прекращается подача топлива в двигатель.
Если проанализировать это явление с точки зрения физических
законов, то для осуществления нормальной работы насоса необхо-
димо, чтобы абсолютное давление перед насосом несколько превы-
шало давление парообразования топлива при той температуре, ко-
торую имеет топливо.
26
Но практически установлено, что в действительности этого не-
достаточно, и нарушение нормальной работы насоса происходит
даже в том случае, когда абсолютное давление перед насосом
больше, чем давление парообразования, соответствующее темпера-
туре подаваемого топлива, причём это явление сопровождается
уменьшением прокачки топлива и разрывом струи жидкости, что
вызывает резкое падение давления в топливной системе почти до
нуля.
Такое явление скачкообразного падения давления, вызванного
разрывом струи жидкости, называется кавитацией.
Для гарантии от возникновения кавитации абсолютное давление
должно быть больше давления парообразования на определённую
величину; это превышение (запас) абсолютного давления над дав-
лением парообразования, необходимое для обеспечения нормальной
работы насоса, называется кавитационным запасом.
Кривая, выражающая зависимость подачи топлива от давления
на входе в насос, называется кавитационной характеристикой на-
соса.
Поясним кратко сущность явления кавитации.
В системе топливопитания давление жидкости в различных точ-
ках системы различно и зависит оно от температуры жидкости
в данной точке и дт гидравлического сопротивления участка пути
от насоса, обеспечивающего циркуляцию жидкости в системе, до
той же точки.
Чем больше сопротивление участка пути, по которому должна
пройти жидкость, чтобы попасть в точку, в которой определяется
давление, тем меньше давление в этой точке (большая потеря
напора).
В топливной системе абсолютное давление на входе в насос
имеет наименьшее значение вследствие того, что суммирующиеся
гидравлические потери получаются наибольшими для данной точки
системы.
Таким образом, непосредственно на входе в насос происходит
значительное понижение давления, что в случае недостаточного
кавитационного запаса у насоса приводит к возникновению кавита-
ции, т. е. к нарушению нормальной работы системы топливопитания.
Отсюда можно сделать вывод, что минимально необходимое да-
вление на входе в насос определяется суммой давления паро-
образования и кавитационного запаса (гарантирующего от кави-
тации).
Внешне кавитация проявляется следующим образом: при мест-
ном понижении давления до давления парообразования происходит
быстрое выделение пара, который занимает значительно больший
объём, чем жидкость, послужившая для его образования (возник-
новение парового пузыря в жидкости). При последующем повыше-
нии давления происходит обратное частичное конденсирование пара
в жидкость, и тогда в образовавшиеся пустоты, заполненные паром,
устремляется жидкость, что приводит к разрыву струи жидкости
и нарушению нормального поступления её к насосу.
27
При увеличении высоты полета условия для возникновения кави-
тации облегчаются, так как при этом возрастает интенсивность
парообразования и уменьшается кавитационный запас системы
топливопитания.
Как было отмечено выше, очень
системы топливопитания оказывает
метрое
Рис. 13. Зависимость предельной высо-
ты полёта от величины упругости паров
топлива (сиен ма топливе питания откры-
тая, температура топлива в-баках 40° Ц):
1 — лля моторов с к£рбюраторгми, расположен-
ными до нагнетателя; 2— для моторов с карбю-
раторами, расположенными после нагнетателя
большое влияние на высотность
схема размещения карбюратора
и нагнетателя на моторе.
При размещении карбюра-
тора до нагнетателя предельно
допустимая высота полёта
больше, чем в случае разме-
щения карбюратора после на-
гнетателя, что легко можно об-
наружить из графиков, приве
денных на рис. 13.
Эти графики представляют
собой результаты испытаний
одного и того же топлива (с
одинаковой упругостью паров)
на моторах с различным распо-
ложением карбюратора и на-
гнетателя.
Из кривой, отмеченной циф-
рой 1 (карбюратор расположен
до нагнетателя), видно, что
для топлива с упругостью па-
ров по Рейду 300 мм рт. ст.
при температуре топлива в ба-
ке, равной 40° Ц, предельно
допустимая высота полёта со-
ставляет 8 000 м, а из кривой,
отмеченной цифрой 2, — что
при тех же самых условиях,
но для иного расположения
карбюратора, предельно допу-
стимая высота полёта дости-
гает всего только 4 500 м.
Это можно объяснить тем, что при установке карбюратора до
нагнетателя насос должен сохранять постоянный перепад между
давлением топлива на входе в карбюратор и атмосферным давле-
нием (давлением в поплавковой камере).
При установке1 же карбюратора после нагнетателя насос должен
сохранять постоянный перепад между давлением топлива на входе
в карбюратор и давлением, создаваемым нагнетателем, так как
в этом случае поплавковая камера сообщена с воздушным трубо-
проводом нагнетателя.
В первом случае при увеличении высоты полёта давление падает
одинаково и перед насосом и после него и, следовательно, разность
давлений остаётся той же самой.
28
Во втором случае до расчётной высоты мотора давление в поплав-
ковой камере сохраняется постоянным, равным давлению наддува.
Так как насос обеспечивает постоянный перепад между давле-
нием на входе в карбюратор и давлением в поплавковой камере, то
давление на входе в карбюратор (давление после насоса) тоже
остаётся постоянным. Давление же на входе в насос при увеличе-
нии высоты полёта уменьшается и, следовательно, увеличивается
перепад давлений перед насосом и после него.
Таким образом, насос в этом случае находится в менее благо-
приятных условиях, и при понижении давления на всасывании воз-
никновение кавитации становится более вероятным.
Увеличение перепада давлений в редукционном клапане, спо-
собствуя большему парообразованию в системе, также облегчает
условия возникновения кавитации.
Чрезмерное увеличение числа оборотов топливного насоса тоже
способствует возникновению кавитации и падению давления в си-
стеме топливопитания. Специальными исследованиями, проведён-
ными в США, было установлено, что увеличение числа оборотов
топливного насоса выше конструктивно выбранных для данного
типа вызывает при полётах на больших высотах резкое уменьше-
ние подачи топлива вследствие возникновения кавитации.
3. Конструктивное осуществление системы топливо-
питания высотного самолёта
1. Топливопроводка. При обычной системе топливопитания то-
пливные баки самолёта обязательно сообщаются с атмосферой при
помощи дренажных труб, что является необходимым для осуще-
ствления нормальной работы мотора (недопущение вакуума в баках
при израсходовании из них топлива).
Для высотных самолётов внутренний диаметр дренажных труб
топливных баков выбирается не менее 15 мм, так как при недоста-
точном диаметре их возможна деформация баков в случае быстрого
снижения с большой высоты. Хотя при размещении дренажных
труб на самолёте выводы их всегда стремятся обезопасить от на-
мерзания влаги из окружающей среды, располагая трубы вблизи
нагретых деталей мотора или самолёта, но в практике эксплоатации
всё же не исключены случаи намерзания влаги на выводных концах
дренажных труб, вследствие чего происходит сужение их диаме-
тров (частичная закупорка льдом). В этом случае при быстром сни-
жении самолёта с большой высоты одновременно с резким повыше-
нием наружного (атмосферного) давления происходит запаздыва-
ние соответствующего повышения давления внутри баков, и под
действием возникшей разности давления баки сплющиваются.
Такие явления возникали при эксплоатации самолётов, у ко-
торых диаметры дренажных труб подбирались только из условий
обеспечения выравнивания давлений без всякого запаса на воз-
можное сужение их.
При размещении дренажных труб вблизи нагретых деталей не-
обходимо обеспечить полную гарантию от воспламенения топлива
29
в случае вытекания его по какой-либо причине через дренажные
трубы.
При выборе размещения выводных отверстий дренажных труб
топливных баков обязательно учитывают картину распределения
давлений на самолёте и не допускают вывода дренажа в область
пониженных давлений, так как это приводит к уменьшению давле-
ния внутри баков и ухудшению работы системы топливопитания.
Не допускают также расположения топливных трубопроводов
вблизи нагретых деталей мотора, так как при этом происходит
большая теплоотдача в топливо, что приводит к возникновению
паров в трубопроводах и, следовательно, к нарушению нормальной
работы системы. Например, ни в коем случае нельзя допустить
того, что наблюдалось у самолёта «Кингкобра» Р-63А, у которого
трубопровод, соединяющий топливный насос с карбюратором, рас-
полагался слишком близко к трубопроводу охлаждающей жидко-
сти, что вызывало перегревание топлива и парообразование в то-
пливопроводе. Поэтому на указанном самолёте, при подготовке его
к полётам даже на малых и средних высотах, рекомендовалось
обвёртывать оба трубопровода асбестовым шнуром с дальнейшим
покрытием киперной лентой и жидким стеклом.
На парообразование в топливной проводке и падение давления
в системе топливопитания оказывают ещё большое влияние длина
и сечение трубопроводов, а также наличие колен и изгибов у маги-
стралей. Слишком большая длина топливопроводов, недостаточный
диаметр их, всякие сужения, колена, перегибы и острые углы —
всё это увеличивает сопротивление движению топлива (гидравличе-
ские сопротивления), т. е. вызывает понижение давления, что спо-
собствует возникновению паров в системе топливопитания.
Поэтому все топливопроводы, фильтры, краны, переходники,,
соединительные муфты и другую арматуру для топливной проводки
высотного самолёта выбирают такие, чтобы в них не было резких
переходов, диаметр проходных сечений не был меньше диаметра
основных топливных трубопроводов, а все внутренние поверхно-
сти были достаточно гладкими.
Отдельные конструктивные особенности топливного насоса*
например, способ осуществления перепуска топлива редукционным
клапаном из полости нагнетания в полость всасывания, тоже
оказывают большое влияние на высотность топливной системы.
При обычно применяемом редукционном клапане перепускаемое
топливо идёт навстречу основному потоку топлива во всасывающей
магистрали, что ухудшает гидравлику насоса, вызывая некоторое
падение давления на входе в насос и тем самым снижая высот-
ность системы топливопитания.
Используя близкое расположение насоса к топливным бакам, на
первых типах самолётов Пе-2 (высотный вариант) перепуск топлива
из полости нагнетания (при повышении давления в системе топливо-
питания выше нормального) осуществлялся непосредственно в топ-
ливный бак. Такое конструктивное оформление перепуска избыточ-
ного топлива с точки зрения сохранения давления в системе топливо-
питания являлось более приемлемым, чем обычно применяемая кон-
30
сгрукция насосов с перепуском топлива во всасывающую маги-
страль. Ещё более желательным было бы такое конструктивное
оформление перепуска топлива, при котором увеличивался бы под-
пор т е. несколько повышалось давление на всасывании.
2. Топливный насос и его размещение в системе топливопитания.
На парообразование топлива оказывает влияние и расположение
топливного насоса на самолёте. Установка насоса на моторе
и особенно в непосредственной близости, от сильно нагретых дета-
лей мотора повышает температуру насоса и тем самым усиливает
парообразование в системе топливопитания. Удаление топливного
насоса пт мотора, помимо снижения температуры насоса, позволяет
поместить его под топливным баком. Это способствует увеличению
давления в трубопроводе, подводящем топливо к насосу, и, кро-
ме того, при таком (расположении насоса трубопровод, идущий от
бака к насосу, бывает залит топливом всё время, вплоть до полного
израсходования его из бака. Такое расположение топливного на-
соса лучше противодействует падению давления в системе питания
топливом и значительно улучшает работу насосов.
При удалении топливного насоса с мотора возникает необходи-
мость в осуществлении привода для приведения в действие насоса..
В данном случае привод может быть осуществлён при помощи:
— гибкого валика, механически связанного с мотором (способ,
недостаточно надёжный в эксплоатации); •
— гидравлического привода;
.— электрического привода.
В случае применения гидравлического привода, непосредственно
у мотора расположен гидронасос, а рядом с топливным баком,
т. е. на удалении от мотора, размещены: специальный гидравличе-
ский моторчик, приводящийся в действие от гидронасоса, и меха-
нически связанный с моторчиком топливный насос, подающий топ-
ливо к мотору.
В качестве жидкости, циркулирующей в системе, применяется
специально предназначенная для этого гидросмесь или используется
гидросмесь механизма подъёма и выпуска шасси самолёта.
На первых сериях отечественного самолёта Пе-2 (высотный ва-
риант) использовался гидравлический привод к топливному насосу,
располагавшемуся непосредственно под баком. Сложность кон-
струкции и недостаточная надёжность в работе насоса и всей си-
стемы привели к тому, что на последующих типах выпускаемых са-
молётов (вариант пикирующего бомбардировщика) гидропривод,
был снят, а топливный насос перенесен к мотору.
Электрический привод топливных насосов получил самое широ-
кое распространение и является наиболее удобным с точки зрения
надёжности действия, удобства размещения и простоты осуще-
ствления.
3. Паро-воздухс отделители. Учитывая то вредное влияние, ко-
торое оказывает на работу топливного насоса и системы топливо-
питания наличие паров и газов в топливе, на высотных самолётах
иногда устанавливают специальные приспособления для отделения
31
от топлива заключённых в них газов и удаления их из
системы.
Для того чтобы получить представление о конструктивном осу-
ществлении подобных приспособлений (паро-воздухоотделителей) и
принципах их работы, можно рассмотреть паро-воздухоотделители,
применяющиеся на многих современных самолётах и устанавли-
вающиеся обычно после топливных насосов с той же целью отде-
ления топливных паров и воздуха от топлива.
Паро-воздухоотделители, устанавливающиеся после топливных
насосов, размещаются: у моторов с карбюраторами обычно в самих
карбюраторах (беспоплавковый карбюратор Холлей-1685, инжектор-
ный карбюратор Бендикс-Стромберг и др.); у моторов с непосред-
ственным впрыском топлива в цилиндры они располагаются перед ос-
новным насосом высокого давления (после подкачивающего насоса).
В системах топливопитания с непосредственным впрыском уста-
новка воздухоотделителей особенно необходима. Это объясняется
тем, что попадание даже очень небольшого количества .воздуха в
насосные элементы нарушает равномерность распределения топлива
по цилиндрам, что приводит к неустойчивой и неравномерной работе
мотора. Отделение воздуха от топлива имеет особенно большое
значение для моторов воздушного охлаждения, у которых при на-
личии газовых включений в топливе наблюдается значительная раз-
ница температуры цилиндров, тряска и перебои в работе.
При увеличении высоты полёта и отсутствии воздухоотделите-
лей все эти нарушения нормальной работы мотора проявляются
в большей степени и на определённой высоте, зависящей от кон-
структивного оформления системы топливопитания и род,а приме-
няемого топлива, происходит значительное падение давления топ-
лива перед основным насосом, что может привести к полному от-
казу в работе двигателя.
По принципу действия различают следующие типы воздухоотде-
лителей:
1. Центробежные воздухоотделители.
2. Воздухоотделители отстойного типа (поплавковые, маятнико-
вые и маятниково-поплавковые).
3 Комбинированные воздухоотделители, в которых использу-
ются оба вышеназванных принципа воздухоотделения.
Паро-воздухоотделители, устанавливаемые в карбюраторах,
обычно поплавковые, отстойного типа; у моторов с непосредствен-
ным впрыском применяются различные типы воздухоотделителей.
Паро-воздухоотделители отстойного типа, имеющие маятнико-
вый механизм, о назначении которого будет сказано ниже, обычно
называются маятниковыми.
Работа центробежного воздухоотделителя основана на разно-
сти удельных весов газов и жидкого топлива, смеси которых при-
даётся быстрое вращательное движение; при таком движении газы
легко отделяются от жидкости (центробежный принцип).
Для придания вращения топливу оно подводится от насоса
к воздухоотделителю с большой скоростью по касательной
к цилиндрической части последнего. Вследствие такого подвода
32
струя топлива сильно закручивается; иногда для усиления закру-
чивающего эффекта в цилиндрической части воздухоотделителя
делают спиралеобразные каналы.
При вращении жидкости с заключённым в ней воздухом частицы
жидкости, как более тяжёлые, отбрасываются к периферии воз-
духоотделителя, откуда они стекают в трубопровод, отводящий
очищенное топливо из воздухоотделителя в нагнетающую маги-
страль. Более же лёгкие частицы — воздух и пары топлива скапли-
ваются в центре воздухоотделителя и, поднимаясь кверху, через
другую магистраль отводятся в топливный бак, откуда они ча-
стично улетучиваются в атмосферу через дренажные трубы, а боль-
шая часть их снова растворяется в топливе бака.
Работа воздухоотделителя отстойного типа также основана на
разности удельных весов газов и жидкого топлива, но в этом слу-
чае жидкости не придаётся вращение, а используется принцип от-
стаивания её. Принцип этот заключается в том, что в сосуде, на-
полненном смесью топлива с газами, частички топлива, как более
тяжёлые по сравнению с газами, опускаются вниз, а пары топлива
и воздух скапливаются в верхней части сосуда (воздухоотдели-
теля), откуда они отводятся в топливный бак.
Для усиления. отстаивания топлива, поступающего в воздухоот-
делитель, иногда применяют гашение скорости движения топлива
при помощи отражательного диска, установленного перпендикуляр-
но направлению поступления топлива в воздухоотделитель.
Для примера рассмотрим конструкцию центробежного паро-воз-
духоотделителя, применяющегося у насосов непосредственного
впрыска НБЗ-У (мотор АШ-82ФН).
Центробежный паро-воздухоотделитель (рис. 14) состоит из сле-
дующих деталей'- корпуса 1 с крышкой 2, предкамеры 3 с фильт-
ром 4, трубки 5, левый конец которой заглушен, а на правом мон
тируется предкамера 3, и золотникового клапана 6, смонтирован
ного в предкамере.
Отделение газов от топлива в воздухоотделителе происходит
следующим образом: топливо, поступающее и.з баков через шту-
цер 11 и сетчатый фильтр 4 и имеющее, как правило, в себе газы,
очищается в фильтре только от механических примесей и попадает
в предкамеру 3, из которой через два сверления 7 и горизонтальные
каналы 8, просверленные в крышке корпуса, направляется внутрь
трубки 5. Вследствие того что каналы 8 просверлены по касатель-
ной к трубке и перпендикулярно к ней, топливо, поступающее внутрь
трубки, получает вращательное движение вокруг её оси. Под влия-
нием вращения более тяжёлые частицы топлива, свободные от па-
ров и воздуха, отбрасываются к периферии трубки и через отвер
стия 9, просверленные радиально в трубке, выталкиваются в то-
пливную камеру насоса, откуда они через отверстия 10 поступают
во всасывающие полости насосных элементов, которые и осуще-
ствляют впрыск топлива в цилиндры двигателя.
Более лёгкие частицы топлива, содержащие в себе газы, а также
отделившиеся от топлива пары его накапливаются в центральной
части трубки, откуда они направляются либо во второй воздухе-
3-334 33
отделитель, как эго делалось на первых сериях моторов АШ-82ФН.
либо в топливный бак
Рассмотрим для примера один из воздухоотделителей отстойного
типа, а именно маятниково-поплавковый воздухоотделитель, при-
менявшийся ранее в системе непосредственного впрыска мотора
АШ-82ФН одновременно с центробежным воздухоотделителем.
воздухом
Рис. 14. Центробежный паро-воздухоотделитель насоса
непосредственного впрыска:
1 — корпус; 2 — крышка; 3 — предкамера; 4 — фильтр; 5— трубка;
6 — золотниковый к.,апан; 7 — сверление; 8 — горизонтальный ка-
нал; 9—радиальные сверления в трубке; 10— отверстия для посту-
пления топлива к насосным элементам; 11 — штуцер подвода топ-
лива к центробежному воздухоотделителю; 12 — штуцер отвода
топлива в маятниково-поплавковый воздухоотделитель
Маятников©-поплавковый паро-воздухоотделитель (рис. 15) со-
стоит из следующих основных частей: корпуса 1, маятника 2 с проб-
ковым поплавком 3 и золотниковым клапаном 4 и крышки корпуса 5
с впрессованной в неё осью маятника 7. Назначение маятника 2.
представляющего собой чугунную массу, .свободно вращающуюся
на оси, состоит в том, чтобы дать возможность насосу забирать из
воздухоотделителя для питания двигателя чистое (освобождённое
от газов) топливо из самых нижних слоёв абсолютно во всех слу-
чаях, т. е. при! любом положении самолёта в воздухе.
Топливо поступает к воздухоотделителю через штуцер 10; очи-
стившись от газов, оно направляется через штуцер 9 в топливную
магистраль (до топливного насоса), а газы, скапливающиеся
в верхней части воздухоотделителя, через пустотелые оси золотни-
кового клапана и маятника поступают к штуцеру, сообщённому
с топливным баком.
Назначение золотникового клапана состоит в том, чтобы не до-
пустить перетекания топлива в топливный бак по газоотводным ка-
налам (пустотелым осям золотника и. маятника). Клапан работает
следующим образом. При значительном уменьшении количества га-
зов в верхней части воздухоотделителя уровень топлива повы-
34
шается, поплавок всплывает и тем самым перекрывает окна в зо-
лотнике, прекращая отвод газов в топливный бак. В случае накоп-
ления газов в воздухоотделителе уровень топлива понижается, по-
плавок опускается и открывает окна золотника, снова сообщая топ-
ливный бак с воздухоотделителем.
Рис. 15. Маятниково-поплавковый паро-воздухоотдели-
тель насоса непосредственного впрыска:
1 — корпус; 2 — маятник; 3 — поплавок; 4 — золотниковый клапан;
5 —крышка корпуса; 6 — отражательный диск; 7—ось маятинка;
8— заборное топливное отверстие маятинка; 9 и 10— штуцеры
Применение комбинированных воздухоотделителей вызвано стре-
млением обеспечить наилучшее отделение воздуха от топлива и ис-
пользовать те преимущества, которые имеет каждый из рассмотрен-
ных типов воздухоотделителей.
Такой комбинированный воздухоотделитель центробежно-по-
плавкового типа устанавливался, например, на моторах Юнкере
Юмо-211. В этом воздухоотделителе одновременно использовался
и центробежный принцип и принцип отстаивания топлива.
4. Способы борьбы с падением давления в системе
топливопитания при полётах на больших высотах
Для борьбы с падением давления в системе топливопитания при-
менялись следующие способы:
1. Увеличение давления, создаваемого топливным насосом в си-
стеме топливопитания.
2. Увеличение давления на входе в топливный насос, т. е. со-
здание подпора, обеспечиваемое:
-— применением закрытой (герметичной) системы топливопита-
ния;
— установкой насосов подкачки.
3*
35
1, Увеличение давления, создаваемого топливным насосом в си-
стеме топливопитания. Нормальная величина давления в нагне-
тающей магистрали (избыточное давление по отношению к ат-
мосферному) для обычных типов моторов с поплавковыми карбю-
раторами составляет 0,25—0,30 кг/см2; это давление показывает
манометр (см. рис. 7), установленный в системе. При беспоплав-
ковых карбюраторах нормальное давление топлива достигает
0,5—0,6 кг/см2, а в случае непосредственного впрыска топлива
в цилиндры двигателя оно повышается до 1,5—2,0 кг/см2.
Попытка борьбы с падением давления в системе топливопита-
ния путём увеличения силы сжатия пружины редукционного кла-
пана насоса выше, чем это рекомендуется инструкцией по эксплоа-
тации мотора, не может дать положительных результатов. Это объ-
ясняется тем, что повышение давления в топливной системе за счёт
увеличения силы сжатия пружины редукционного клапана (или
установки более жёсткой пружины) происходит только до опреде-
лённого момента. При* достижении какого-то определённого давле-
ния, величина которого зависит от производительности насоса и от'
расхода топлива мотором, наступает равновесие, когда всё избы-
точное топливо используется для повышения давления в системе.
Если этого давления недостаточно для того, чтобы приоткрыть ре-
дукционный клапан, то, начиная с этого момента, прекращается
перепуск топлива через редукционный клапан, и дальнейшее по-
вышение силы сжатия его пружины не имеет никакого значения —
давление в топливной системе расти не будет независимо от уве-
личения силы сжатия пружины редукционного клапана (клапан
будет бездействовать).
Увеличение рабочего давления в системе топливопитания, по-
лучаемое за счёт установки более сильной пружины редукцион-
ного клапана с одновременным увеличением производительности
топливного насоса, тоже не может дать хороших результатов. Это
объясняется тем, что повышение давления в топливной системе
даже до 0,5—0,6 кг/см2 вызывает неизбежное переполнение по-
плавковой камеры карбюратора при работе мотора вследствие
нарушения нормальной работы поплавкового механизма, что
в свою очередь приводит к нарушению работы мотора и создаёт
опасность возникновения пожара.
Для того чтобы повысить величину давления в системе топли-
вопитания, лимитируемую поплавковым механизмом карбюратора,
применяли установку в топливной системе двухступенчатого на-
соса. В этом случае полёт самолёта примерно до высоты 5 000—
6 000 м должен был выполняться при включённой первой ступени
насоса, после чего лётчик переключал насос на вторую ступень.
При наличии двухступенчатого насоса удавалось поддержать
минимально необходимое давление в системе топливопитания до
высоты 12 000—13 000 м. Включение и выключение , ступеней на-
соса осуществлялось либо механически, либо при помощи автома-
тически действующего клапана, в зависимости от высоты полёта
или давления в системе питания топливом.
36
Топливные насосы с выключающимися ступенями конструк-
тивно получались довольно сложными и громоздкими, а также
крайне неудобными в эксплоатации и поэтому широкого распро-
странения они не получили.
На американском истребителе «Кингкобра» Р-63А устанавли-
вался электрический топливный насос фирмы Песко, позволявший
в полёте увеличивать давление в системе топливопитания.
Для этого длина цепи обмотки возбуждения у электромотора
насоса могла изменяться по желанию лётчика при помощи специ-
ального переключателя, установленного на приборной доске.
Выключение части обмотки возбуждения (закорачивание об-
мотки) вызывало уменьшение числа оборотов электромотора и,
следовательно, уменьшение давления, создаваемого топливным
насосом.
При полёте на больших высотах лётчик устанавливал переклю-
чатель в положение „HIGH" (большая высота). При таком поло-
жении переключателя обмотка возбуждения сериесного электро-
мотора насоса была включена полностью, и давление, создаваемое
насосом, достигало 20 фунт1дюйм2 (1,4 кг/см2).
Полёт на малых высотах лётчик выполнял >с переключателем,
установленным в положение ,,LOW“ (малая высота); в этом слу-
чае часть обмотки возбуждения отключалась, электромотор умень-
шал число оборотов, и максимальное давление, создаваемое насо-
сом, могло достигнуть только 14 фунт/дюйм2 (около 1 кг/см2).
2. Увеличение давления на входе в топливный насос. Выше
было указано, что понижение давления на входе в топливный на-
сос, происходящее при увеличении высоты полёта вследствие
уменьшения атмосферного давления, способствует возникновению
кавитации и нарушению нормальной работы системы топливопита-
ния. Поэтому увеличение давления на всасывании (подпор), улуч-
шающее все характеристики насоса и отдаляющее момент воз-
никновения кавитации, может значительно увеличить высотность
системы топливопитания.
Проще всего можно было бы получить увеличение подпора
топлива гидростатическим способом, т. е. применением высокого
расположения баков (по отношению к топливным насосам), но на
современных типах самолётов, в большинстве низкопланах, полу-
чить большое превышение уровня топлива в баках по отношению
к насосам не удаётся.
Более того, так как топливные баки, особенно у тяжёлых са-
молётов, чаще всего располагаются в крыльях, не исключена воз-
можность даже более низкого расположения их по отношению
к насосам. Но если на современных типах самолётов не удаётся
обеспечить высокое расположение топливных баков, то увеличение
подпора гидростатическим способом можно получить при помощи
опускания насоса по отношению к бакам, т. е. располагая их не-
посредственно под топливными баками.
При такой установке насосов топливо не подсасывается из ба-
ков, а поступает в насосы под действием статического давления
и нагнетается затем в двигатель. >
37
Такой способ установки насосов, особенно в случае применения
электропривода для вращения насоса, являлся довольно удобным
в эксплоатации.
Кроме того, этот способ, незначительно усложняя систему,
обеспечивал хорошее наполнение насоса, что позволяло сохранять
давление в системе топливопитания в требуемых пределах.
Однако этого удавалось достигнуть только при полётах на
средних высотах; для самолётов с большой высотностью увеличе-
ние подпора топлива на входе в насос, которое можно получить
только гидростатическим способом, оказывается недостаточным
и поэтому используются другие способы: применение закрытой си-
стемы топливопитания и установка насосов подкачки.
1. Применение закрытой системы топливопи-
тания. Применение закрытой системы топливопитания позволяет
обеспечить поддержание определённого постоянного давления
в топливных баках и, следовательно, сохранить давление на входе
в насос при увеличении высоты полёта.
Сохранение постоянного давления в баке можно обеспечить
подведением к нему трубопровода от нагнетателя мотора. Так как
нагнетатель создаёт значительно более высокое давление, чем это
требуется для герметичной системы топливопитания, то в трубо-
провод, соединяющий нагнетатель с топливным баком, устанавли-
вается редукционный клапан, отрегулированный на соответствую-
щее давление. Таким образом удастся сохранить неизменным до
больших высот то давление, которое создано в топливном баке.
В случае применения герметичной системы топливопитания, по-
мимо основного редукционного клапана, необходим также запас-
ный предохранительный клапан 7 (рис. 16), установленный на са-
мом баке и отрегулированный на давление, слегка повышенное
по сравнению с давлением, на которое отрегулирован основной ре-
дукционный клапан. Предохранительный клапан необходим для
предотвращения разрыва бака при отказе в работе редукционного
клапана (заедание в открытом положении), установленного в тру-
бопроводе, соединяющем нагнетатель с баком. Необходимо также,
чтобы запасный предохранительный клапан мог быть использован
как аварийный клапан, управляемый из кабины пилота, т. е. чтобы
лётчик по своему желанию, если этого потребуют обстоятельства,
при помощи рукоятки 8 мог сообщить бак с наружным атмосфер-
ным давлением и тем самым превратить систему топливопитания
из закрытой в открытую.
Более желательным следует признать установку в топливном
баке, кроме редукционного клапана, ещё одного двойного клапана,
работающего автоматически. В двойном предохранительном кла-
пане (рис. 17), помимо основного клапана, имеется дополнитель-
ный (обратный) клапан, называемый также клапаном разрежения
или вакуума. Клапан вакуума открывается автоматически, как
только перепад между атмосферным давлением и давлением вну-
три бака станет больше, чем это предусмотрено регулировкой пру-
жины клапана. При открытии клапана вакуума воздух входит в то-
пливный бак и повышает в нём давление до атмосферного.
38
и- II Топливопроводы
=—Воздухопроводы
Рис. 16. Схема топливопитания под давлением (для
высотного самолёта):
7— карбюратор; 2— пожарный кран; 3 — топливный насос; 4 — на-
гнетатель (воздушный насос): 5 — автоматический редукционный
клапан; 6—манометры; 7 — предохранительный клапан топлив-
ного бака; 8 — рукоятка управления предохранительным клапаном
Рис. 17. Двойной предохранительный
клапан
39
При наличии дополнительного двойного клапана топливная си-
стема без всякого участия лётчика надёжно предохраняется:
1. От чрезмерного повышения давления в баках в случае за-
едания редукционного клапана в открытом положении (борьба
с разрывом баков).
2. От создания вакуума внутри баков вследствие заедания ре-
дукционного клапана в закрытом положении и последующей вы-
работки части топлива из баков, что неизбежно приводило бы
к отказу в работе мотора из-за прекращения поступления топлива
Создание вакуума внутри баков (по сравнению с атмосферой)
может произойти также в случае заедания редукционного клапана
в закрытом положении при полёте самолёта на большой высоте и
последующем снижении его до малых высот. Возникновение пере-
пада между атмосферным давлением и давлением внутри баков
легко может вызвать сплющивание их.
Повышение давления в закрытой системе топливопитания
эффективно увеличивает критическую высоту полёта, на которой
нарушается нормальная работа мотора по вине системы топливо-
питания. Так, например, практические полёты на самолётах с за-
крытой системой топливопитания показали, что создание избыточ-
ного (по сравнению с атмосферным) давления внутри топливного
бака в 80—100 мм рт. ст. увеличивало предельную высоту полёта,
до которой система топливопитания работала нормально на
3 000—3 500 м по сравнению с самолётами, имеющими открытую
систему топливопитания.
Слишком высокое давление в системе топливопитания приме-
нять нецелесообразно. Это требование диктуется необходимостью
создания безопасности в пожарном отношении, так как в случае
прострела бака ниже уровня топлива и возникновения пожара на
самолёте истечение топлива вследствие высокого давления будет
способствовать большему распространению пожара.
Установка баков под давлением приводит к заметному утяже-
лению бака.
На современных военных самолётах, как правило, приме-
няются баки, позволяющие повысить внутреннее избыточное да-
вление до 0,10—0,15 кг/см2, но для самолёта с большой высот-
ностью этого давления может оказаться недостаточно и потре-
буется повысить его до 0,20—0,25 кг/см2, а следовательно, и про
верить прочность баков при таком повышенном давлении.
Как уже было выше указано, необходимо, чтобы закрытая си-
стема топливопитания по желанию лётчика могла превращаться
в открытую, т. е. топливные баки самолёта могли быть сообщены
с окружающей средой. Такое мероприятие применяется, как пра-
вило, на всех типах современных самолётов, имеющих закрытую
систему топливопитания.
Однако необходимо отмстить, что закрытые системы топливо
питания с точки зрения живучести, которая имеет решающее зна-
чение для военной авиации, страдают весьма существенным недо-
статком, так как повреждение бака пулей в любом месте нару-
шает нормальную работу системы топливопитания.
40
В целях борьбы с воспламенением паров топлива при про-
стреле бака зажигательными пулями, на всех современных военных
самолётах применяют заполнение освобождающегося в баке объёма
инертными газами (углекислота, азот, выхлопные газы и т. п.).
В первое время система конструктивно выполнялась таким об-
разом, что само заполнение бака газом происходило по желанию
лётчика от специального бортового баллона 2 (рис. 18), заряжен-
ного жидкой углекислотой до давления 100—150 ат.
Рис. 18. Схема установки для заполнения топливного бака
инертным газом (открытая система);
1 — топливный бак; 2 — баллон с углекислотой; 3 — вентиль баллона; 4 — кран
магистрали; 5 — манометр сети; 6 — дренажная трубка
Система топливопитания была открытая (не была изолирована
от атмосферы), и заполнение освобождающегося по мере выгора-
ния топлива объёма бака происходило через кран магистрали 4,
установленный в кабине лётчика. Края должен был открываться
лётчиком на определённый промежуток времени в зависимости от
выработки топлива из баков и величины давления углекислоты
в баллоне.
Для этого в кабине пилота были установлены манометр и таб-
лица зависимости времени открытия крана от количества вырабо-
танного топлива (в процентах) и величины давления углекислоты
в баллоне. Углекислый газ вследствие своего большего, по сравне-
нию с воздухом, удельного веса заполнял в баках пространство
над топливом, вытесняя собой воздух.
Такая открытая система заполнения топливных баков инерт-
ными газами была предназначена только для защиты баков от
взрыва при простреле их зажигательными пулями, но уже на оте-
чественных самолётах Пе-2 первых выпусков (высотный вариант)
вместо открытой углекислотной системы заполнения топливных ба-
ков применили азотную установку, изолированную от окружаю-
щей среды и работающую поД давлением. В этой конструкции
было видно стремление объединить в одной установке и обеспече-
ние пожарной безопасности и борьбу с парообразованием топлива
при полётах на больших высотах.
41
Азотная установка, применявшаяся на самолётах Пе-2, состояла
из двух 8-литровых баллонов, наполненных азотом под давлением
120—150 ат и связанных трубопроводами с топливными баками,
дренажного крана, установленного в кабине пилота, и нескольких
клапанов автоматического действия.
В системе поддерживалось небольшое, по сравнению с атмо-
сферным, избыточное давление с помощью двухступенчатого ре-
дукционного клапана, отрегулированного на давление 50—75 мм
рт. ст. выше атмосферного.
При желании лётчик мог выключить систему заполнения азо-
том топливных баков и сообщить её с атмосферой, открыв для
этого дренажный кран.
В системе был установлен предохранительный клапан избы-
точного давления, открывающийся автоматически в случае повы-
шения давления больше 90—100 мм рт. ст., а также клапан ва-
куума (обратный клапан), сообщающий внутреннюю полость
топливных баков с атмосферой в случае создания вакуума в баках
более 2 мм рт. ст. Клапан вакуума служил контрольным сред-
ством защиты баков от разрушения на тот случай, если лётчик
забыл открыть дренажный кран при отказе в работе азотной уста-
новки (прекращение поступления азота).
Системы заполнения топливных баков углекислотой или азотом
оказались довольно громоздкими и неудобными в эксплоатации,
вследствие чего они не получили широкого применения, а за по-
следнее время повсеместное распространение получили системы
заполнения топливных баков газами, поступающими из выхлопных
патрубков моторов и имеющими в своём составе большое коли-
чество углекислого (инертного) газа 1.
Давление в топливных баках в этом случае поддерживалось
примерно в тех же пределах (0,10—0,15 кг/см2 выше атмосфер-
ного), что диктовалось стремлением обеспечить должную концен-
трацию углекислого газа, необходимую для защиты от воспламе-
нения топлива; для обеспечения же высотности системы топливо-
питания избыточное давление в баках следует значительно повы-
сить. Например, по данным известного американского исследова
теля Бриджмена (Report of CFR Comitee on aviation vapor lock
investigation), для предохранения от закипания топлива, имею-
щего температуру 37,8° Ц до высоты 12 000 м, необходимо создать
избыточное давление в баке, равное 0,28 кг/см2 (при упругости
паров топлива по Рейду примерно в 350 мм рт. ст.). Такая вели-
чина уже превышает давление, допускаемое прочностью обычно
применяемых топливных баков (0,25 кг! см?), и, следовательно, по-
требуется их усиление. Кроме того, увеличение давления в си-
стеме выше 0,15 кг/см2 заметно ухудшает работу протектора бака,
что в некоторой степени повышает уязвимость самолёта в бою.
Систему заполнения топливных баков выхлопными газами
обычно принято называть системой нейтрального газа (НГ); схема
1 В выхлопных газах обычно содержится 15% водяных паров, 6—12% угле-
кислого газа, 3—11 % окиси углерода и остальное — азот.
42
системы НГ для самолёта истребительного типа показана на
рис. 19.
Эффективность использования нейтральных газов для поддер-
жания давления в системе топливопитания была подтверждена
практическими полётами. Например, при полётах на высотном
Рис. 19. Схема размещения деталей системы нейтрального газа на самолёте:
I — выхлопной патрубок; 2 — заборник; 3 — перекрызной кран; 4 — обратный клапан; 5 —бачок
сборник; 6 — фильтр; 7— топливные бакн
истребителе МИГ-3 при выключенной системе нейтрального газа
на высоте 8 000—9 000 м и при работе мотора на номинальном
режиме давление топлива падало от нормального (0,25—0,30 кг/см2)
до 0,05 кг/см2, что сопровождалось резкой тряской и значитель-
ными перебоями в работе мотора, только при значительном дрос-
селировании мотора давление несколько возрастало, и работа его
становилась нормальной. При включении системы нейтрального
газа давление топлива на этих высотах не уменьшалось ниже
0,2 кг/см2 и никакого нарушения работы мотора не происходило.
К недостаткам системы нейтрального газа, выявленным в про-
цессе эксплоатации, следует отнести: нарушение герметичности
системы, несовершенство конструкции обратных клапанов и воз-
можность разрушения топливных баков при быстром снижении
самолёта с большой высоты.
Нарушение герметичности системы приводит к снижению пре-
дельной высоты полёта самолёта вследствие уменьшения давления
43
в топливных баках, а также вызывает повышенную циркуляцию
отработанных газов в системе, в результате чего происходит уве
личение количества конденсирующейся воды, переполняющей от-
стойники системы.
Второй недостаток, заключающийся в несовершенстве обратных
клапанов, вызывает их обмерзание и заедание, а также закупорку
ледяными пробками дренажной системы нейтрального газа, и по-
этому обратные клапаны, применяемые в настоящее время, тре-
буют конструктивной доработки для обеспечения большей надёж-
ности их действия в полёте.
Третий недостаток системы нейтрального газа, имеющий осо-
бенно важное значение для высотных самолётов, заключается
в том, что при не вполне достаточном диаметре сечения газопро-
водов (меньше 18—20 мм) возможно; разрушение топливных ба-
ков. Это объясняется тем, что при быстром повышении давления
окружающей среды, например при быстром снижении самолёта
с большой высоты, в системе может образоваться вакуум
из-за того, что увеличение давления в топливных баках за счёт
поступления выхлопных газов, при недостаточном диаметре
газопроводов, не поспевает за повышением атмосферного давления.
Сужение диаметра газопроводов может произойти и вследствие
неудачного размещения их, вызывающего накопление в них
конденсата, воды, и последующего замерзания её при низкой
температуре окружающей среды (полёты зимой или на больших
высотах).
2. Установка насосов подкачки. Увеличение давле-
ния топлива на входе в насос можно получить при помощи уста-
новки- в системе, помимо основного рабочего насоса, насоса до-
полнительной подкачки. В этом случае основной насос обеспечи-
вает подачу топлива в мотор и снабжён редукционным кла-
паном, отрегулированным на нормальное давление; второй насос
является вспомогательным и предназначен для дополнительной
подкачки, т. е. создания подпора топлива на входе в основной насос.
Для иллюстрации эффективности подобной установки насосов
можно привести результаты испытаний одного из опытных высот-
ных самолётов отечественной конструкции с мотором АМ-34НБ,
у которого включением в топливную систему двух насосов после-
довательно одного за другим удавалось сохранить нормальное да-
вление (0,25—0,40 кг/с л;2) в системе топливопитания до высоты
11 000 м. Насос подкачки и основной насос устанавливались на
моторе, и несомненно, что такое размещение насосов, с точки зрения
высотности системы топливопитания, хуже, чем установка насоса
дополнительной подкачки непосредственно под топливным баком.
При конструировании одного из рекордных высотных самолё-
тов в США для борьбы с падением давления в системе топливо-
питания были испытаны три средства:
1. Увеличение диаметра топливных трубопроводов.
2. Установка поД топливным баком насоса дополнительной
подкачки с использованием гибкого валика для вращения насоса.
3. Применение закрытой системы топливопитания.
44
Первое средство не смогло разрешить поставленной задачи.
Увеличение диаметра трубопровода, подводящего топливо к баку,
от 13 до 20 мм позволило несколько увеличить предельную высоту
полёта самолёта, но при дальнейшем увеличении диаметра высот-
ность системы топливопитания оставалась без изменения.
Это объясняется тем, что рост диаметра трубопровода только
до определённого предела способствует увеличению высотности
системы топливопитания, а чрезмерное увеличение диаметра
(больше чем это необходимо для данной системы) никакого
эффекта не даёт.
Закрытая система топливопитания и насос дополнительной под-
качки обеспечивали значительное увеличение предельной высоты
полёта и поэтому они были применены при конструировании по-
следующего типа высотного пассажирского стратосферного само-
лёта Боинг 307В (рис. 20), впоследствии модифицированного для
военных целей и получившего название «Летающая крепость».
Рис. 20. Стратосферный самолёт Боинг 307В
с четырьмя моторами Райт «Циклон» (США)
Насос дополнительной подкачки, независимо от конструкции
его, получил в США общее название бустер-насос, что в переводе
обозначает вспомогательный или дополнительный насос. Такое
название не совсем точно и более правильно его следовало бы на-
зывать насосом подкачки.
Бустер-насос конструировался для поддержания постоянного
давления в системе топливопитания при высотных полётах само-
лёта, но впоследствии выявилось много дополнительных возмож-
ностей использования этого насоса. Например, он мог быть исполь-
зован при запуске мотора, для заполнения магистралей топливом
и подачи топлива в момент запуска, т. е. мог заменить собой и за-
ливочное приспособление и специальный пусковой насос. Бустер-
насос можно было использовать вместо аварийного (резервного)
насоса, применяющегося на некоторых типах самолётов для руч-
ной подкачки топлива в случае отказа в работе основного насоса,
а также при взлёте скоростных самолётов для преодоления инер-
ционного эффекта, могущего вызвать отлив топлива от приёмного
штуцера карбюратора.
45
При конструировании бустер-насоса предполагалось, что уста-
навливаться он будет непосредственно под топливным баком, по-
этому он был снабжён электрическим приводом (электромоторчи-
ком), который мог включаться и выключаться по желанию
лётчика.
Регулировке бустер-насос не подвергался, так как не имел
редукционного клапана, и поэтому колебания в подаче топлива
насосом при изменении числа оборотов мотора получались до-
вольно значительными. Но колебания в подаче топлива бустер-
Рис. 21. Центробежный топливный насос DBU
с электрическим приводом
насосом не отражались
на работе топливопита-
ния, так как давление в
системе поддерживалось
при помощи редукцион-
ного клапана, имеюще-
гося на основном топлив-
ном насосе, установлен
ном на моторе. Клапан
основного насоса был от-
регулирован на нормаль-
ное давление, которое и
поддерживалось незави-
симо от изменения вели-
чины давления на всасы-
сывации и изменения
давл'ения окружающей
среды.
В системах топливо-
питания немецких само-
лётов для обеспечения
работы мотора в высот-
ных условиях тоже при-
менялись насосы подкач-
ки с электрическим при-
водом, но в отличие от
американских бустер-насосов они устанавливались не в нижней,
а в верхней части топливных баков.
Такая установка насоса подкачки позволяла получить не-
сколько преимуществ эксплоатационного характера, из которых
можно указать следующие:
1) повышение пожарной безопасности благодаря тому, что при
таком способе забора топлива из бака нет подтекания топлива
в местах присоединения арматуры, так как последняя размещена
сверху бака;
2) обеспечение возможности ремонта или съёмки для про-
смотра арматуры топливопитания без слива топлива из баков.
Высотные немецкие топливные насосы подкачки по своей кон-
струкции были центробежного типа, устанавливались последова-
тельно с основными насосами и включались обычно при полётах
на высотах больше 5 000 м.
46
Для примера рассмотрим кон-
струкцию насоса подкачки DBU
(рис. 21), устанавливавшегося на
самолётах Мессершмитт Me-109 и
Me-ПО.
Насосы этого типа предназна-
чались для увеличения высотности
системы топливопитания, но они
могли быть использованы и для пе-
рекачки топлива из дополнитель-
ных баков в расходные, а также
включаться при взлёте и посадке
самолёта для обеспечения большей
надёжности поступления топлива
к мотору.
Насосы эти были очень ком-
пактны, отличались надёжностью в
работе, имели вес около 2—2,5 кг и
небольшие габариты — диаметр 5 см,
длину 30—50 мм, в зависимости от
высоты бака. Последнее обстоятель-
ство с точки зрения взаимозаменяе-
мости несомненно вызывало затруд-
нения при эксплоатации самолётов.
Центробежный топливный насос
DBU состоял из следующих дета-
лей: кожуха насоса, выполненного
из двух алюминиевых труб 3 и 4
(рис. 22), вставленных телескопи-
чески одна в другую, сериесного
электромотора напряжением 24 в и
рабочей части насоса, состоящей
из крыльчатки 2 с шестью лопат-
ками и трёхлопастного винта 1, на-
саженных непосредственно на ро-
тор электромотора 5
Ротор вращался в двух шарико
подшипниках 6 и 7. На оси ротора,
в нижней части его, были поме-
щены два сальника 10, пространство
между которыми заполнялось мас-
лом; нижний сальник предохранял
от проникания топлива в полость
между сальниками, а верхний —
не допускал попадания масла в Рис. 22. Разрез центробежного
электрическую часть насоса топливного насоса DBU:
1 — трёхлопэстный винт; 2 — крыльчатка;
___________________________________________ 3 — наружная алюминиевая труба; 4 —
внутренняя алюминиевая труба; 5 — ротор
электромотора; 6 и 7 — шарикоподшипники Ротора; 8 — фильтр; 9 — опорное кольцо;
10—сальники; 11 и 12 — кольца; 13—втулка горловины бака; 14 — ф. диец креп пения
насоса; 15 — горловина топливного бака; 16 и 17 дуралюминовые трубы; 18 — щётки; 19—шту-
цер выхода топлива; 20 — резиновые кольца
47
Статор электромотора со щётками был посажен в алюминиевый
стакан, на наружной стороне которого имелись выфрезерованные
продольные канавки. У полностью собранного насоса между этими
канавками и алюминиевой трубой 4 образовывалось пространство,
которое тоже заполнялось маслом, что предохраняло от попада-
ния топлива внутрь электромотора.
Рабочая часть насоса (крыльчатка 2 и винт 1) закрывалась
фильтром 8, а ниже фильтра укреплялось опорное кольцо 9, кото-
рое при установке насоса в бак упиралось в дно бака, обеспечи
вая наличие необходимого зазора (6—8 мм) между дном бака
Рис. 23. Коловратный топливный насос с эжектором
и трёхлопастным винтом, что предотвращало возможность повре-
ждения трёхлопастного винта насоса при установке, а кроме того,
не давало возможность насосу полностью выкачать топливо из
бака.
Насос устанавливался в горловине топливного бака 15 и кре-
пился к баку своим фланцем 14.
Работа насоса происходила следующим образом: при включе-
нии электромотора топливо захватывалось винтом и крыльчаткой
и нагнеталось в кольцевое пространство, образованное трубами
3 и 4, откуда оно поступало в кольцевую полость между трубами
16 и 17, а затем уже к штуцеру выхода топлива из насоса.
Очень хорошие результаты при испытании (на поршневых
двигателях) показали топливные насосы коловратного типа с эжек-
тором (рис. 23 и 24).
У таких насосой подпор (подкачка) топлива на входе в насос
создаётся за счёт эжектирующего эффекта специального приспо-
собления (эжектора), установленного под топливным баком.
Конструкция деталей качающего механизма и редукционного
клапана такого насоса почти ничем не отличается от конструкции
аналогичных деталей обычных коловратных насосов. Давление
48
топлива, создаваемое насосом в нагнетающей магистрали, может
быть доведено до 2—3 кг/см2 (для моторов с непосредственным
впрыском топлива).
Эжектор насоса представляет собой отливку с квадратным
фланцем крепления, в центре которого имеется отверстие, сооб-
щённое с внутренней полостью эжектора. На одном конце эжек-
тора установлен штуцер с наружной резьбой, который внутри эжек-
тора заканчивается отверстием (соплом) диаметром 2—3 мм; на
втором конце эжектора установлен штуцер с внутренней резьбой,
в который ввёртывается диффузор; сопло и диффузор располага-
ются на одной оси.
Рис. 24. Разрез коловратного топливного насоса,
предназначенного для установки с эжектором
П'ри работе мотора топливо под давлением, создаваемым на-
сосом, поступает к соплу эжектора и, вытекая с большой скоро-
стью в диффузор, увлекает за собой (подсасывает) топливо из
бака через центральное отверстие во фланце эжектора. Из диф-
фузора топливо подаётся на вход в насос, повышая тем самым
давление (создавая подпор) в полости всасывания.
Примерная схема топливопитания с насосом, снабжённым эжек-
тором, показана на рис. 25. При сравнительных испытаниях обыч-
ного коловратного насоса БНК-10 и насоса с эжектором было
обнаружено значительное преимущество насоса с эжектором, осо-
бенно при малых давлениях окружающей среды (полёт на боль-
ших высотах).
4-334
49
При давлении окружающей среды, начиная от 760 мм рт. ст.
(нормального атмосферного давления) до давления 400 мм рт. ст.,
что соответствует (см. табл. MCA) высоте полёта Н = 5 000 м, из-
быточные давления (по сравнению с давлением окружающей
среды, или давлением наддува), создаваемые в нагнетающей ма-
гистрали и тем и другим насосом, очень мало отличались.
Рис. 25. Схема размещения насоса с
эжектором в системе топливопитания
Но при давлении окружающей среды ниже 400 мм рт. ст. да-
вление, создаваемое насосом БНК-10, резко падало, в то время
как у насоса с эжектором создаваемое им давление оставалось
постоянным при подъёме до высот более 10 000 м.
ГЛАВА ВТОРАЯ
РАБОТА СИСТЕМЫ КАРБЮРАЦИИ И ВПРЫСКА
Понижение температуры и уменьшение давления воздуха, вы-
званные увеличением высоты полёта, оказывают большое влияние
на работу системы карбюрации. Уменьшение атмосферного давле-
ния вызывает резкое обогащение смеси, которое в свою очередь
уменьшает мощность мотора и нарушает нормальную работу его.
Это заставляет применять специальные приспособления для кор-
ректирования качества смеси.
1. Высотное корректирование качества смеси
Ещё при первых полётах самолётов на высоту 3 000—4 000 м
было обнаружено, что при работе мотора на этой высоте происхо-
дит чрезмерное обогащение смеси, резкое увеличение расхода топ-
лива и понижение мощности мотора. Это обстоятельство заставило
внести в конструкцию авиационного карбюратора особое приспо-
собление, называемое высотным корректором (высотным краном),
с помощью которого исправляется нарушение качества смеси, вы-
званное подъёмом самолёта на высоту.
По мере подъёма самолёта на высоту происходит падение атмо-
сферного давления, вызывающее уменьшение плотности воздуха.
Наряду с этим наблюдается понижение температуры окружающего
воздуха, которое вызывает повышение плотности его, но влияние
понижения температуры не столь значительно, как влияние паде-
ния давления, и поэтому с увеличением высоты происходит рез-
кое уменьшение плотности воздуха. Уменьшение плотности воз-
духа вызывает уменьшение весового количества его, поступаю-
щего в карбюраторы, при почти неизменном количестве вытекаю-
щего из жиклеров топлива.
Строго говоря, увеличение высоты полёта и связанное с ним
понижение температуры окружающего воздуха оказывает неко-
торое влияние на изменение весового количества топлива, выте-
кающего из жиклеров карбюратора. Понижение температуры
окружающего воздуха вызывает увеличение вязкости топлива, что
приводит к уменьшению коэфициента расхода, т. е. оказывает
4*
51
действие в сторону уменьшения весового количества топлива, про-
текающего через жиклеры в единицу времени; понижение же темпе-
ратуры увеличивает удельный вес вытекающего топлива, что при-
водит к обратным результатам. Однако влияние увеличения вяз-
кости топлива значительно превышает влияние повышения удель-
ного веса его, и в результате с поднятием самолёта на высоту ве-
совое количество топлива, протекающего через жиклеры, несколько
уменьшается. Но, как уже было отмечено выше, это уменьшение
настолько незначительно, что практически его можно не принимать
во внимание.
Таким образом, при подъёме на высоту соотношение между
весовыми количествами воздуха и топлива нарушается и относи-
тельное количество воздуха (по сравнению с поступившим топли-
вом) уменьшается, что приводит к уменьшению коэфициента,
характеризующего соотношение между воздухом и топливом и
называемого коэфициентом избытка воздуха 1 а.
Зависимость коэфициента избытка воздуха от плотности воз-
духа, зависящей в свою очередь от высоты полёта, выражается
формулой »
ан = “о P-V’ (О
где а.н — коэфициент избытка воздуха на высоте Н;
а0 — коэфициент избытка воздуха на уровне моря;
— удельный вес воздуха на высоте Н;
у0 — удельный вес воздуха на уровне моря^
Рис. 26. Влияние высоты полета на качество
смеси при отсутствии высотного корректора
Уменьшение коэфициента избытка воздуха при увеличении
высоты полёта довольно значительно, что можно видеть из рис. 26,
на котором показана зависимость этого коэфициента от высоты
полёта при отсутствии высотного корректора.
1 Коэфициентом избытка воздуха называется отношение весового количе-
ства воздуха, действительно поступившего в двигатель, к количеству воздуха,
теоретически необходимому для полного сгорания топлива.
52
Необходимость высотного корректора можно проиллюстриро-
вать на простом примере. Если на уровне моря для полного сго-
рания (а=11) одного килограмма бензина требуется примерно
12,>2 л? воздуха, что составляет около 15 кг, то на высоте 5 000 м
те же самые 12,2 л? воздуха будут весить всего только 9 кг (сни-
жение 40%). Следовательно, для получения нормального качества
смеси (а— 1) необходимо соответственно уменьшить количество
поступающего топлива, иначе полёт будет неэкономичным.
Если количество воздуха, поступающего в карбюратор, умень-
шить на 40% и оставить неизменным количество топлива, выте-
кающего из жиклеров, то снижение 'значения коэфициента из-
бытка воздуха получается хотя и меньше 40%, но всё же доста-
точно высоким.
Его можно определить из той же формулы (1), подставив в неё
числовые значения у0 и ун для высоты 5 000 м (см. табл. MCA).
= а0 1/ = 1 I 2’™ = 0,775,
" 0 Г То F 1,225
т,- е. коэфициент избытка воздуха на высоте Н = 5 000 м соста-
вляет 77,5% от того значения, которое он имел на уровне моря
(снижение 22,5%).
2. Способы конструктивного осуществления высотного
корректирования качества смеси
Конструктивное осуществление высотного корректирования
качества смеси может быть основано на одном из следующих
принципов:
1) механическое торможение истечения топлива уменьшением
сечения жиклера;
2) торможение истечения топлива изменением давления:
— в поплавковой камере карбюратора (уменьшение давления);
— в смесительной камере или колодце истечения (повышение
давления).
Оба принципа могут быть конструктивно реализованы v в виде
механического и автоматического регулирования качества смеси
в зависимости от высоты полёта самолёта (плотности воздуха
окружающей среды).
Очень удобно проследить конструктивные видоизменения высот-
ных корректоров на простых типах карбюраторов американской
фирмы Стромберг, которая использовала почти все существующие
способы и принципы осуществления высотного корректирования
качества смеси. Высотное корректирование различных типов кар-
бюраторов, ранее выпускавшихся этой фирмой (в настоящее время
сняты» с эксплоатации), осуществлялось следующим образом.
1. У карбюратора типа NAR (рис. 27)—с помощью иглы, упра-
вляемой из кабины пилота и уменьшающей доступ топлива к рас-
пылителю (форсунке)1 с подъёмом самолёта на высоту.
1 В действительности в зависимости от режима работы мотора и типа дви-
гателя коэфициент избытка воздуха колеблется в пределах 0,65—1,05.
5,?
2. У карбюраторов серии S (рис. 28) — с помощью дополни-
тельного воздуха, подаваемого в смесительную камеру путём по-
степенного открытия пилотом воздушной заслонки карбюратора.
Рис. 27. Принципиальная схема вы-
сотного корректирования у кар-
бюратора Стромберг (тип NAR)
Рис. 28. Принципиальная схема вы-
сотного корректирования у карбюра-
тора Стромберг (тип -S)
Открытие заслонки вызывало уменьшение скорости потока воз-
духа в диффузоре, повышение давления в нём, а следовательно,
и уменьшение истечения топлива из распылителя.
Рис. 29. Принципиальная схема высотного коррек-
тирования у карбюратора Стромберг (тип NAF)
Недостатком подобной конструкции высотного корректора
являлось значительное увеличение габаритов карбюратора, необ-
ходимое для моторов с большой высотностью.
3. У карбюратора типа NAF (рис. 29) — с помощью высот-
ного крана, управляемого из кабины пилота и сообщающего диф-
фузор с поплавковой камерой карбюратора.
Действие высотного корректора в этом случае заключалось
в уменьшении давления в поплавковой камере вследствие сообще-
ния её при помощи крана с областью пониженного давления.
Кран, полностью закрытый на земле, по мере подъёма самолёта
54
на высоту постепенно открывался, а так как при работе карбю-
ратора в диффузоре создавалось разрежение, то оно в данном
случае передавалось в поплавковую камеру и вызывало уменьше-
ние давления в ней, а следовательно, и уменьшение истечения
топлива через жиклеры каобюратора. При открытом высотном
кране давление в поплавковой
камере неизбежно уменьшалось,
несмотря на то, что она была
сообщена с атмосферой. Это
объяснялось тем, что отсос воз-
духа из поплавковой камеры в
диффузор происходил более эф-
фективно, чем пополнение её
из атмосферы, вследствие ма-
лого диаметра отверстия, сооб-
щающего камеру с атмосфе
рой.
У карбюраторов АК-63 (мо-
тор М-63) и К 105 (мотор
ВК-105 с поплавковыми карбю-
раторами) высотное корректи-
рование основано было также
на понижении давления в по-
плавковой камере и принци-
Рис. 30. Принципиальная схема вы-
сотного корректирования у карбю-
ратора АК-63:
/ — канал сообщения поплавковой камеры с
задиффузорным пространством; 2 — высотный
кран; 3 — канал сообщения поплавковой ка-
меры с диффузором; 4 — трубка; 5—[задиф-
фузорное пространство
пиально ничем не отличалось от высотного корректирования кар-
бюратора Стромберг типа NAF, но конструктивное оформление их
было несколько иное.
У карбюраторов беспоплавкового типа К-105БП (мотор
ВК-105ПА) высотное корректирование осуществлялось иначе, чем
у поплавковых карбюраторов, что объяснялось конструктивными
особенностями данных карбюраторов, но Зтст вопрос будет рас-
смотрен ниже, в разделе 4 «Высотное корректирование качества
смеси у беспоплавковых карбюраторов и карбюраторов инжектор-
ного типа».
У карбюратора АК-63 поплавковая камера была сообщена не-
посредственно с областью пониженного давления (диффузором)
каналом 3 (рис. 30) и с задиффузорным пространством 5 (атмо-
сферой) через высотный кран 2 и канал 1
При работе мотора у земли кран был полностью открыт; в этом
случае через трубку 4, опущенную в диффузор, разрежение не
могло передаться в поплавковую камеру, так как в канале 3
устанавливалось течение воздуха из задиффузорного пространства
в диффузор и давление в поплавковой камере было почти равно
атмосферному. По мере подъёма самолёта на высоту высотный
кран постепенно перекрывался, затормаживая поступление воздуха
из внешней среды в поплавковую камеру, вследствие чего через
трубку, опущенную в диффузор, разрежение начинало передаваться
в поплавковую камеру, а уменьшение давления в поплавковой
камере вызывало уменьшение истечения топлива через распы-
литель.
5.5
У карбюратора К-105 (поплавкового типа) давление в поплав-
ковой камере поддерживалось равным давлению, создаваемому
нагнетателем (рк), что является обязательным' для нормальной
работы любого карбюратора, установленного после нагнета-
теля. Поддержание давления рк в поплавковой камере обес-
печивалось сообщением её с помощью канала 1 (рис. 31) с пред-
диффузорным пространством.
Рис. 31. Принципиальная схема вы-
сотного корректирования у поплав-
кового карбюратора К-105:
Кроме этого, поплавковая ка-
мера каналом 2 была сообщена с
высотным краном 4, управляемым
из кабины пилота, а высотный
кран через канал 3 мог быть со-
общён с наддиффузорным про-
странством, где давление было
Несколько ниже, чем в преддиф-
фузорном пространстве.
При работе мотора у земли
высотный кран был закрыт пол-
ностью, и поплавковая камера бы-
ла сообщена только с преддиф-
фузорным пространством. По мере
7 — канал сообщения поплавковой камеры с
преддиффузорным пространством; 2 — канал
сообщения поплавковой камеры с высотным
краном; 3 — канал; 4 — высотный кран
наддиффузорное пространство
открытия высотного крана начиг
налось течение воздуха из пред-
диффузорного пространства (об-
ласть повышенного давления) в
(область пониженного давления),
что уменьшало давление в поплавковой камере (явление отсоса),
так как поступление воздуха из преддиффузорного пространства
в поплавковую камеру происходило через калиброванное отвер-
стие (воздушный жиклер) и воздуха оказывалось недостаточно,
чтобы поддержать давление рк в поплавковой камере.
Высотный корректор поплавкового карбюратора К-105 был вы-
полнен в виде золотникового диска с выточкой особой конфигура-
ции, обеспечивающей довольно плавные переходы при коррек-
тировании качества смеси. При диаметре воздушного жиклера (в
канале, сообщающем преддиффузорное пространство с поплавко-
вой камерой), равном 4 мм, корректор допускал обеднение смеси
до 35%, что позволяло у моторов с карбюраторами, установлен-
ными после нагнетателя, сохранить необходимое качество смеси
до высоты 11 000—12 000 м.
Заменой воздушного жиклера высотного корректора жиклером
с меньшим диаметром можно было ещё больше увеличить высот-
ность карбюратора, но этому препятствовало то обстоятельство,
что по мере уменьшения диаметра воздушного жиклера чувстви-
тельность высотного корректора карбюратора значительно повы-
шалась и, следовательно, при полётах на средних высотах возни-
кала необходимость очень тщательной и точной настройки при
корректировании качества смеси.
56
Высотное корректирование качества смеси у карбюратора К-38
(мотор АМ-381 принципиально ничем не отличается от корректи-
рования смеси, применяемою у карбюратора К-105, т. е. тоже
основано на уменьшении давления в поплавковой камере за' счёт
сообщения её с диффузором (областью пониженного давления)
Поплавковая камера при помощи каналов 6, 7, 8 и 9 (рис. 32)
сообщена с преддиффузорным пространством, в котором поддер
живается давление, создаваемое нагнетателем. Кроме того, по-
плавковая камера может быть сообщена с диффузором при помо-
щи подвижного диска 1 высотного корректора, управляемого из
кабины пилота.
Устройство корректора следующее: в камере 5 (рис. 32) на
втулке 3 (рис. 33) вращается подвижной диск 1, имеющий дуго-
вую канавку 2; камера подвижного диска может быть сообщена
с диффузором при помощи специального канала в теле корпуса
карбюратора.
При установке диска в такое положение, при котором дуговая
канавка диска сообщает между собой канал 6 (рис, 32) с каналом
в теле карбюратора, выведенным в диффузор, разрежение начи-
нает передаваться в поплавковую камеру и, следовательно, давле-
ние в ней начнёт падать, а истечение топлива из жиклеров умень-
шаться.
В одном из каналов, сообщающих поплавковую камеру с пред-
диффузорным пространством, установлен волногаситель 10, пред-
назначенный для устранения резких колебаний давления в поплав-
• ковой камере и амортизации ударов, возникающих при обратных
вспышках (выхлопах в карбюратор).
У карбюраторов АК-88 (мотор М-88) высотное корректирова-
ние качества смеси осуществляется торможением топлива профи-
лированной иглой, т. е. принципиально точно так же, как и у кар-
бюраторов Стромберг типа NAR (см. рис. 27).
На принципиальной схеме высотного корректирования качества
смеси карбюратора АК-88 (рис. 34) ясно видно, что поступление
топлива к форсунке осуществляется двумя путями: через калибро-
ванное отверстие 2 (высотный жиклер) и через главный жиклер 1,
к которому топливо поступает через гнездо, регулируемое профи-
лированной иглой 3 высотного корректора.
При работе мотора у земли топливо поступает через оба пол-
ностью открытых отверстия. По мере подъёма самолёта на высоту
постепенное опускание иглы высотного корректора вызывает при-
тормаживание топлива, поступающего к главному жиклеру, а сле-
довательно, и обеднение смеси, необходимое для поддержания
нужного качества смеси.
Работа высотного корректора прекращается в тот момент,
когда игла займёт крайнее нижнее положение (рис. 35); с этого
момента топливо будет поступать к форсунке карбюратора только
через высотный жиклер. Такой способ корректирования качества
смеси позволяет довести диаметр высотного жиклера до очень
малых значений и тем самым обеспечить работу высотного кор-
ректора при полётах самолёта на больших высотах.
57
3
Рис. 32, Карбюратор К-38;
/ —подвижной диск; 2 — зажимная гайка, 3 - рычаг управления корректором; 4-;ка-гл, подводящий; воздух для уплотнения диска
корректора; 5-камера диска, 6, 7.J и 9-каналы; 10-волногаситель уплотнения диска
6 7
Рис. 33. Детали высотного корректора карбюратора К-38:
/ — подвижной диск; 2—дуговая канавка; 3 — втулка подвижного диска; 4 — пружина диска;.
5—поводок диска; 6— паранитовая прокладка; 7—крышка высотного корректора; 8 — пружина
сальника; 9— кольцо; 10—сальниковая набивка; 11 — прокладка; 12 — зажимная гайка ..
Рис. 34. Принципиальная схема высот-
ного корректирования у карбюра-
тора АК-88:
1 — главный жиклер; 2—калиброванное отверстие
(высотный жиклер); 3 —- профилированная игла
(положение иглы на земле); 4 — воздушный
жиклер
а д
Рис. 35. Схема действия вы-
сотного корректора карбю-
ратора АК-88:
а — положение иглы на земле;
б — положение иглы на предель-
но возможной высоте полёта (с
точки зрения высотного корректи-
рования качества смеси)
3. Способы управления высотным корректором
Для управления высотным корректором карбюратора приме-
няется два основных способа:
1) механический (из кабины пилота);
2) автоматический.
59
Механическое управление может быть осуществлено:
— способом максимума оборотов (по изменению числа оборо-
тов);
— способом управления высотным корректором по альфаметру
(прибору, показывающему качество смеси, поступающей в мотор).
1. Способ максиму-
ма оборотов. Управле-
ние высотным коррек-
тором по изменению
числа оборотов мотора
основано на том, что
число оборотов зависит
от качества смеси, по-
ступающей в цилиндры
мотора.
Чрезмерное обога-
щение смеси, происхо-
дящее самопроизволь-
но при подъёме само-
лёта на высоту, вызы-
вает уменьшение числа
оборотов мотора вслед-
ствие уменьшения ско-
f
Рис. 36. Зависимость числа оборотов мотора
от коэфициевта избытка воздуха (мотор
жидкостного охлаждения)
рости сгорания смеси и вызванного им снижения мощности мотора.
Поэтому при полёте на высоте открытие высотного корректора,
т. е. уменьшение степени обогащения смеси, сопровождается уве-
личением числа оборотов мотора, причём это увеличение про-
исходит только до определённого момента (максимум оборотов),
после чего дальнейшее открытие высотного корректора (уменьше-
ние степени обогащения смеси) снова приводит к уменьшению
скорости сгорания смеси и к снижению числа оборотов мотора
(рис. 36).
Действенность высотного корректора (помимо показаний счёт-
чика оборотов) можно наблюдать ещё по таким признакам:
— устраняется копоть и выбрасывание чёрного дыма из вы-
хлопных патрубков;
— при ночных полётах цвет выхлопа становится светлоголубым;
— наступает заметное усиление гула мотора от увеличения
числа оборотов мотора.
Способ управления высотным корректором по изменению числа
оборотов мотора появился почти одновременно с введением высот-
ных корректоров у карбюраторов авиационных моторов и заклю-
чался в следующем.
При установившемся режиме полёта и неподвижном рычаге
газа лётчик, наблюдая за показаниями счётчика оборотов, пере-
мещал плавным движением от себя рычаг высотного корректора
до того момента, пока не прекращалось увеличение числа оборотов
мотора.
60
Таким образом лётчик устранял то чрезмерное обогащение
смеси, которое неизбежно и самопроизвольно происходило при
подъёме самолёта на высоту.
Управление высотным корректором по способу максимума обо-
ротов страдало существенными недостатками, основными из ко-
торых являлись:
— загруженность лётчика наблюдением за качеством смеси
и её регулированием по мере подъёма самолёта на высоту;
— необходимость большого навыка у лётного состава для пра-
вильного пользования высотным корректором;
— расходы топлива в полёте у различных лётчиков были не-
одинаковы и имели значительные отклонения;
— у моторов, термически напряжённых, даже незначительное-
обеднение смеси, не вызывающее заметного снижения числа обо-
ротов, иногда приводило к прогоранию клапанов и днищ поршней;
— для моторов с наддувом (снабжённых нагнетателями) поль-
зование способом максимума оборотов было затруднительно, так
как у подобных моторов при открытии высотного корректора не на-
блюдалось заметного увеличения числа оборотов, а проявлялось
некоторое запаздывание изменения числа оборотов по сравнению
с открытием высотного корректора; симптомы переобеднения смеси,
очень характерные для моторов без нагнетателей (перебои, обрат-
ные выхлопы), также проявлялись менее заметно.
Но самая главная причина заключается в том, что на всех со-
временных самолётах устанавливаются винты-автоматы, поддер-
живающие постоянное число оборотов независимо от режима по-
лёта самолёта и величины мощности, снимаемой с мотора. При
установке такого винта на самолёт лётчик может только прибли-
зительно судить о чрезмерном обогащении смеси по внешним при-
знакам (повышение температуры воды и масла, чёрный выхлоп,,
тряска мотора) или он должен выключить регулятор постоянных
оборотов винта.
Всё это заставило искать новые способы осуществления упра-
вления высотным корректором. К числу таких способов следует от-
нести управление высотным корректором по альфаметру и авто-
матическое управление высотным корректором.
2. Управление высотным корректором по альфаметру. Альфа-
.метр, как и показывает само название, есть прибор, замеряющий
коэфициент избытка воздуха а в смеси, приготовленной карбюра-
торами. Определение качества смеси производится путём анализа
состава выхлопных газов, вследствие чего подобные приборы очень
часто называют газоанализатооами.
Принцип действия альфаметра точно такой же, как у всех
электрических термометров, и основан на измерении электрического
сопротивления плеч мостика Уитстона при изменении температуры
и химического состава среды, окружающей плечи мостика. Общая
схема расположения отдельных агрегатов альфаметра показана
на рис. 37
61
В датчике прибора (рис. 38), установленном на противопожар-
ной перегородке самолёта, в четырёх отдельных колодцах поме-
щаются четыре ветви мостика
Рис.’37. Схема расположения деталей
газоанализатора (альфаметра):
1 — указатель состава смеси (гальванометр);
2 — электропровод; 3 — датчик; 4 — камера
датчика; 5 — реостат; 6 — аккумулятор; 7 —
заборник газов (приёмная трубка); 8 — вывод-
ная трубка; 9 — выхлопной коллектор
Уитстона, причём две противопо-
ложные ветви (платиновые) нахо-
дятся в газовом канале, куда по-
ступают газы из выхлопных па-
трубков мотора, а две другие вет-
ви (манганиновые) помещены в
воздушном канале, заполненном
эталонным воздухом.
К двум клеммам мостика под-
водится электрический ток от ак-
кумулятора с напряжением 12
(24) в. К двум другим клеммам
мостика подключается гальвано-
метр так, что цепь гальванометра
располагается по диагонали мо-
стика, а сам гальванометр выво-
дится на приборную доску -пи-
лота.
Указателем состава (качества)
смеси служит гальванометр, кото-
рый показывает силу тока, проте-
кающего по диагонали мостика
в случае нарушения электри-
ческого равновесия йлеч мо-
стика.
Схема действия газоанализатора такова: при изменении коэфи-
щиента избытка воздуха происходит изменение химического со-
-0 0
ЛоЗвод тока от аккумулятора
(1=ОЗа).
Рис. 38. Электрическая схема датчика газо-
анализатора
става выхлопных газов, что вызывает изменение теплопроводности
их, в результате чего изменяется теплоотдача плеч мостика и тем-
пература их; изменение же температуры плеч мостика, а следова-
тельно, и сопротивления их отражается на силе тока, замеряемого
62
Рис. 39. Указатель состава
смеси газоанализатора с
двумя шкалами
гальванометром. Для удобства отсчётов шкала гальванометра раз-
градуирована в долях коэфициента избытка воздуха.
Обогащение смеси, вызывающее появление в выхлопных газах
свободных молекул водорода (Н2), резко увеличивает теплопровод-
ность газов, понижает температуру и электрическое сопротивление
плеч мостика Уитстона, помещённых в газовом канале, и, следова-
тельно, приводит к нарушению электри-
ческого равновесия мостика, вызываю-
щему отклонение стрелки гальванометра
влево (в сторону богатых смесей). При
обеднении смеси в выхлопных газах уве-
личивается количество углекислого газа
СО2, резко уменьшающего теплопровод-
ность газа, что вызывает повышение тем-
пературы плеч мостика, нарушение их
равновесия и отклонение стрелки гальва-
нометра вправо (в сторону бедных сме-
сей).
При полётах самолёта на высотах выше
расчётной давление, создаваемое нагне-
тателем во всасывающих патрубках мото-
ра, неизбежно падает; при этом закон па-
дения давления полностью соответствует закону падения плотности
воздуха с подъёмом самолёта на высоту. Поэтому попытались свя-
зать падение давления, создаваемого нагнетателем, с необходимым
изменением коэфициента избытка воздуха, для чего у некоторых
дипов альфаметров, помимо шкалы коэфициентов избытка воз-
духа а, применили ещё шкалу наддувов (рк), на которой были нане-
сены деления, совершенно аналогичные делениям мановакуумметра
(рис. 39)
В этом случае управление высотным корректором осуществля-
лось таким образом. При подъёме самолёта на высоту лётчик
должен был следить за совпадением показаний давления наддува
на шкалах альфаметра и мановакуумметра, и в случае нарушения
этого совпадения открытием высотного корректора снова восста-
навливать одинаковые показания у обоих приборов.
Альфаметры до настоящего времени не получили широкого рас-
пространения в авиации, что объясняется прежде всего неудовле-
творительным корректированием смеси при помощи этих приборов,
а кроме того, сложностью их конструкции и ненадёжностью дей-
ствия.
3. Автоматическое управление высотным корректором. Задача
обеспечения автоматического управления высотным корректором
была поставлена перед конструкторами почти с самого момента
возникновения высотных корректоров, так как подобное приспо-
собление могло значительно облегчить работу пилота. Но отдель-
ные попытки создания автоматически действующих высотных кор-
ректоров вначале не увенчались успехом, приборы выходили до-
вольно громоздкими, ненадёжными и не получили никакого распро-
63
странения. Поэтому механическое управление высотным корректо-
ром из кабины пилота применялось абсолютно на всех типах са-
молётов. Несколько позже появился ряд автоматически действую-
щих высотных корректоров анероидного (или сильфонного) типа,
получивших широкое распространение.
Для примера рассмотрим одну из конструкций сильфонного
высотного корректора и
схему действия его при
изменении высоты по-
лёта.
К сильфону 2 (рис.
40), помещённому в ка-
меру, сообщённую с
атмосферой, крепится
своей средней частью
двуплечий рычаг 3,
один конец которого
(левый) шарнирно за-
креплён на корпусе кор-
ректора, а ко второму
(правому), также шар-
нирно, прикреплена про-
филированная игла 4„
регулирующая посту-
пление топлива к фор-
сунке. Внутри сильфо-
на при его изготовле-
нии создано давление,,
равное 760 мм рт. ст.
При увеличении вы-
соты полёта умень-
шается атмосферное
Рис. 40. Разрез автоматического высотного
корректора:
1 — корпус высотного корректора' 2 — сильфон; 3—двупле-
чий рычаг; 4 — профилированная игла; 5 — форсунка
давление, а следовательно, и давление в камере сильфона, вслед-
ствие чего сильфон удлиняется и опускает профилированную иглу
вниз, что вызывает уменьшение сечения дополнительного (высот-
ного) жиклера, через который поступает топливо к форсунке кар-
бюратора.
При снижении самолёта происходит обратное явление, и коли-
чество топлива, поступающего к форсунке через высотный жиклер,
увеличивается.
Автоматический высотный корректор карбюратора АК-88, уста-
навливавшегося на моторах М-88, по принципу действия не отли-
чался от рассмотренного выше автоматического корректора.
У карбюраторов АК-63, устанавливавшихся на моторах М-63,
автоматический высотный корректор был конструктивно оформлен
иначе, а именно: профилированная игла помещалась в стороне от
поплавковой камеры в специальном приливе, имеющемся на кор-
пусе автомата (рис. 41). Необходимость дополнительного прилива
диктовалась особенностью высотного корректирования у карбю-
раторов АК-63 по сравнению с карбюраторами АК-88.
64
Рис. 41. Принципиальная схема
автоматического высотного
корректора карбюратора АК-63:
1 — сильфон; 2 — бронзовая втулка; 3 — игла;
4 — двуплечий рычаг; 5 — канал; 6 — трубка,
опущенная в диффузор
с поплавковой камерой карбю-
У карбюратора АК-88 подвод атмосферного давления в камеру
сильфона осуществлялся непосредственно из поплавковой камеры,
которая была сообщена специальным каналом с задиффузорным
пространством. Такое непосредственное сообщение получалось
вследствие того, что камера сильфона располагалась как раз над
попяавковой камерой карбюратора. Кроме того, в этом случае рас-
ширение сильфона непосредственно через рычаг воздействовало
на профилированную иглу, умень-
шающую сечение отверстия, че-.
рез которое дополнительно по-
ступало топливо к форсунке.
У карбюратора АК-63 цель
передвижения профилированной
иглы несколько иная, а именно:
игла при своём движении изме-
няет сечение отверстия, сообщаю-
щего поплавковую камеру с за-
диффузорным пространством.
При работе мотора у земли
игла корректора находйтся в
крайнем нижнем положении. За-
диффузорное пространство, где
давление равно атмосферному, со-
общается через верхние отверстия
бронзовой втулки 2 (рис. 41)и спе-
циальный канал 5 в теле корпуса
ратора и наддиффузорным пространством. В этом случае, как уже
было установлено выше, при рассмотрении принципа действия вы-
сотного корректора у карбюратора АК-63, разрежение из области
пониженного давления не будет передаваться по каналу 5 в по-
плавковую камеру. Но по мере подъёма самолёта на высоту да-
вление в задиффузорном пространстве падает, что вызывает рас-
ширение сильфона, который, воздействуя на двуплечий рычаг 4
посылает иглу 3 вверх, вызывая торможение поступления воздуха
из задифф узорного пространства в поплавковую камеру, что при-
водит к уменьшению истечения топлива из форсунки карбюратора.
Автоматически действующие высотные корректоры обычно раз-
мещаются внутри карбюраторов' и применяются только на тех мо-
торах, у которых карбюраторы установлены до нагнетателя; на
моторах же с карбюраторами, установленными после нагнетателя,
используется ручное управление высотным корректором. Такое по-
ложение объясняется тем, что в случае установки карбюраторов
после нагнетателя число их на одном моторе обычно увеличивается
до 4—6, а иногда даже и больше, введение же автоматического
управления для каждого из корректоров значительно усложняет
конструкцию мотора.
Кроме того, наличие большого числа автоматических корректо-
ров на одном моторе затрудняет их совместную настройку (регули-
ровку) в земных условиях, которая бывает иногда необходима при
эксплоатации самолётов.
5—334
65
В последнее время наблюдаются попытки автоматиза-
ции высотных корректоров у подобных карбюраторов путём уста-
новки одного анероида или сильфона, воздействующего при измене-
нии атмосферных условий через гидравлический привод на общий
валик, к которому присоединены рычаги золотников высотных
корректоров всех карбюраторов, установленных на моторе.
Рис. 42. Принципиальная схема автоматического корректирования качества
смеси у карбюраторов, установленных после нагнетателя:
7 — сильфон; 2— сервопоршень: 3 — 'золотник; 4 — пружина сервопорщня; 5 — общий валик
• упр&вления золотниками высотных корректоров
Гидравлический привод состоит из сервопоршня1, переме-
щающегося в Цилиндре под действием жидкости, поступающей
к сервопоршню под давлением. Гидравлический привод, называе-
мый также сервоприводом, применяется для усиления действия
сильфона, так как деформации сильфона под влиянием изменения
атмосферных условий вызывают усилия, недостаточные для
осуществления поворота рычага, приводящего во вращение
валик управления золотниками высотных корректоров карбю-
раторов.
Конструктивное осуществление автоматического корректирова-
ния качества смеси у карбюраторов, установленных после нагне-
тателя, схематически показано на рис. 42. На этом же рисунке
справа вверху показано положение золотника сервопривода, соот-
ветствующее обеднению смеси (положение ц.), и справа внизу —
1 «Серво» — в переводе с латинского означает подчинённый, зависимый.
Название «сервопоршень» широко привилось для обозначения поршней,
работа которых происходит с подачей давления как сверху, так и снизу
поршня.
66
положение золотника, соответствующее обогащению смеси (поло
жение б). i
Сервопривод работает под действием масла, поступающего из
системы смазки мотора; поступление и слив масла из цилиндра
сервопоршня показаны стрелками.
Так как действие высотного корректора должно начать проис-
ходить только после расчётной высоты мотора (что является обя-
зательным при таком расположении карбюраторов на моторе),
то между штоком сильфона и тягой золотника сервопривода уста-
навливается зазор «с» определённой величины. Таким образом, рас-
ширение сильфона от 'Земли до расчётной высоты мотора не вы-
зывает перемещения золотника сервопривода вследствие наличия
свободного хода,, имеющегося у штока сильфона.
В случае отказа в работе механизма сервопривода или прекра-
щения поступления масла к нему из мотора сервопоршень под
действием пружины займёт крайнее правое положение, т. е, поло-
жение, соответствующее полному обогащению.
Всякий автоматический корректор должен быть снабжён каким-
либо приспособлением для механического управления корректором
из кабины пилота. Это необходимо для того, чтобы дать возмож-
ность лётчику корректировать качество смеси в случае отказа
в работе автомата или при желании лётчика выполнять полёт на
более обеднённых смесях, чем это предусмотрено при автоматиче-
ском регулировании коэфициента а.
Отказ в работе автоматического высотного корректора (нару-
шение герметичности сильфона) при полёте самолёта на высоте
может вызвать резкое обогащение или резкое обеднение смеси,
что зависит от величины давления, созданного внутри сильфона
при его изготовлении.
Если во внутренней полости сильфона имеется нормальное
атмосферное давлений (или близкое к нему), то разрушение силь-
фона при полёте на высоте вызовет уменьшение давления внутри
его, так как давление на высоте всегда меньше нормально^
атмосферного давления. Вследствие уменьшения давления внугрц
сильфона произойдёт его сжатие, что приведёт к резкому подъёму,
иглы вверх (см. рис. 40) и увеличению сечения жиклера, через
которое поступает топливо в смесительную камеру, т. е. при
произойдёт резкое обогащение смеси.
Если же внутри сильфона имеется значительное разрежение
(вакуум), то в случае повреждения его Произойдёт повышёнйё
давления в нём, что вызовет расширение сильфона и резкое Опу-
скание иглы вниз, т. е. значительное обеднение смеси.
Резкое обеднение смеси очень опасно, так как если лётчик
своевременно не примет соответствующих мер, т. е. не переставит
рычаг ручного управления высотным корректором в положенйё
полного обогащения, то работа мотора на бедной смеси м^жет
привести к выхлопам в карбюратор, выгоранию клапанов, про-
гару днищ поршней и другим вредным последствиям. Поэтому
у некоторых типов современных карбюраторов введено специайь-
5* #7
яое приспособление, автоматически предохраняющее от обеднения
смеси при повреждении сильфона высотного корректора.
Рассмотрим, как конструктивно осуществляется такое приспо-
собление, взяв для примера карбюратор «Мерлин» AVT-40, уста-
навливавшийся на англий-
Рис. 43. Автоматический высотный корректор
карбюратора „Мерлин" AVT-40 (без дополни-
тельного звена рычажного механизма иглы):
у— сильфон; 2 — профилированная игла; 3 — регулиро-
вочный винт; 4 — жиклер; 5 — отверстие; 6 — колпачок
крышки камеры сильфона; 7 — спиральная пружина
ском моторе «Мерлин»
XX.
Высотный корректор
этого карбюратора состо-
ит из сильфона 1 (рис. 43),
внутри которого создан
вакуум. Сильфон при по-
мощи рычажного меха-
низма связан с профили-
рованной иглой 2, вызы-
вающей при своем пере-
мещении изменение сече-
ния жиклера 4, через ко-
торый топливо поступает
в, смесительную камеру.
К донышку сильфона
жёстко прикреплён регу-
лировочный винт 3 с на-
вёрнутыми на нём гайкой
и контргайкой; гайка при-
жимает донышко сильфо-
на к крышке его камеры,
а между крышкой и
сильфоном поставлена ко-
ническая спиральная пру-
жина 7. Камера сильфо-
на при помощи отвер-
стия 5 сообщена с воз-
духоприёмной ПОЛОСТЬЮ
карбюратора, поэтому в
ней постоянно поддержи-
вается давление окружа-
ющей среды.
Начальная регулировка
автоматического высотно-
го корректора осуществляется подвёртыванием или отвёртыванием
гайки регулировочного винта, что вызывает сжатие или расшире-
ние сильфона.
В полёте, в случае увеличения высоты, уменьшение давления
окружающей среды вызывает расширение сильфона и опускание про-
филированной иглы вниз, т. е. при этом происходит необходимое
обеднение смеси в соответствии с увеличившейся высотой полёта.
Действие специального приспособления, предохраняющего от
обеднения смеси при повреждении сильфона, состоит в том, что
в рычажный механизм, управляющий передвижением профилиро-
68
ванной иглы корректора, введено дополнительное звено, т. е. два
рычага, шарнирно связанные один с другим и с основным рычаж-
ным механизмом.
При обычном рычажном механизме (рис. 43) в случае нару-
шения герметичности сильфона происходит резкое увеличение
длины его, опускание иглы и уменьшение сечения отверстия, через
которое поступает топливо к главному жиклеру. Введение допол-
нительного звена предохраняет от опускания иглы, что обеспечи-
вается самой кинематикой шарнирного механизма управления
иглой.
Рис- 44. Автоматический высотный корректор карбюратора .Мерлин' AVT-40
(с дополнительным звеном рычажного механизма иглы):
а — положение у земли при исправном автомате; б—положение £на высоте при ъеипрсвном
автомате
При движении штока вверх, вызванном резким расширением
сильфона, специальный заплечик, имеющийся на штоке сильфона,
упираясь в горизонтальный рычаг дополнительного звена, посы-
лает его вверх. Дополнительное звено при своём движении увле-
кает за собой горизонтальный рычаг основного механизма (коро-
мысло) и перемещает иглу в крайнее верхнее положение, т. е. вы-
ключает автомат, устанавливая его в положение максимального
обогащения.
Действие рычажного механизма с дополнительным звеном по-
казано на рис. 44, а и б. На рис. 44, а дано обычное положение
иглы у земли для исправного автомата (полное обогащение), а на
рис. 44, б — положение рычажного механизма на высоте при нару-
шении герметичности сильфона.
Из рис. 44, б видно, что и при неисправном автомате игла про-
должает оставаться в верхнем положении (полное обогащение).
В заключение следует отметить, что для осуществления нор-
мальной работы автоматического высотного корректора необхо-
димо, чтобы температура его поддерживалась в определённых пре-
делах. Чрезмерное нагревание высотного корректора вызывает
69
Нарушение его работы; при этом чем больше высота полёта, тем
больше ощущается влияние перегревания высотного корректора.
Не вполне удачное размещение автоматического корректора на
моторе М-88 (слишком близко к нагретым деталям мотора) вы-
звало даже необходимость применения специального подвода воз-
духа для охлаждения корпуса корректора.
4Л Высотное корректирование качества смеси
у беспоплавковых карбюраторов и карбюраторов
инжекторного типа
В последнее время для осуществления питания моторов рабочей
смесью широко применяются беспоплавковые карбюраторы и так
называемые инжекторные карбюраторы. Это можно объяснить стре-
млением избавиться от многих недостатков, присущих поплавковым
карбюраторам.
Главнейшим недостатком обычного карбюратора с поплавко-
вым механизмом является нарушение нормальной работы карбюра-
тора при значительных отклонениях от горизонтального полёта, т. е.
он не обеспечивает должной манёвренности самолёта.
1. Высотное корректирование смеси у беспоплавковых карбюра-
торов. Для рассмотрения принципа действия высотного коррек-
тора, применяемого у беспоплавковых карбюраторов, необходимо
Предварительно ознакомиться в общих чертах с конструкцией по-
добных карбюраторов и их отличительными особенностями по срав-
нению с обычными карбюраторами поплавкового типа.
Прежде всего у беспоплавкового карбюратора, как и показывает
само название, нет поплавкового механизма, а подача топлива в топ-
ливную камеру карбюратора осуществляется специальными клапа-
•нами и мембранным механизмом.
Рассмотрим для примера карбюратор АК-82БП, устанавливав-
шийся на моторах АШ-82. Внутренность карбюратора можно условно
разделить на две части: в одной части (правой, рис. 45) размещена
дроссельная камера с топливной форсункой, в другой части (ле-
вой) —-мембранный механизм подачи топлива.
Мембранный механизм состоит из двух мембран 1, изготовлен-
ных из прорезиненной бензостойкой ткани и зажатых в металличе-
ских пластинах (блок мембраны). Эти мембраны делят левую каме-
ру карбюратора на три частй, из которых две наружные — воздуш-
ные камеры 2, а внутренняя камера 3 (между мембранами) служит
топливной камерой. Мембраны кинематически связаны со специаль-
ными рычагами, 4\ верхние концы рычагов находятся под воздей-
ствием пружины 5, а нижние упираются в штоки шариковых клапа-
нов 6, регулирующих поступление в топливную камеру топлива,
предварительно прошедшего через сетчатый фильтр 7 и насадок
Вентури 8. Воздушные камеры сообщены между собой каналом 9,
а также с верхней заборной частью карбюратора (атмосферой) че-
рез воздушные отверстия 10 в пустотелой крышке 11, канал 12, ве-
дущий к высотному корректору, каналы в самом автоматическом
70
Рис. 45. Бес-
поплавковый
карбюратор
АК-82БП:
1 — мембраны; \2—воз-
душные камеры; 3 —
топливная камера; 4 —
рычаги мембран; 5 —
пружина; 6 — топлив-
ные шариковые клапа-
ны; 7—фильтр; 8—на-
садок Вентури; 9 — ка-
нал сообщения воз-
душных камер; 10 —
воздушные отверстия
в крышке; 11 — пусто-
телая крышка; 12 —
канал сообщения пу-
стотелой крышки с вы-
сотным корректо ро м;
13 — канал сообщения
высотного корректора
с воздушными камера-
ми; 14'— канал отсасы-
вающего воздушного
жиклера; 15 — отсасы-
вающий воздушный
жиклер; 16— форсунка-
распылитель; 77—дрос-
сели; 18 — камера вы-
сотного корректора;
19 — снльфон- 20— игла
высотного корректора;
21 н 22 — трубки под-
вода и отвода атмо-
сферного воздуха; 23—
канал; 24 — золотник
механического управ-
ления высотным кор-
ректором; 25— дозиру-
ющая игла
высотном корректоре и канал 13, связывающий высотный корректор
с воздушными камерами.
Кроме того, имеется ещё специальный канал 14 с помещённым
в нём воздушным жиклером 15, через который при работе мотора
постоянно отсасывается воздух из воздушных камер мембранного
механизма.
Поступление топлива в топливную камеру при неработающем
моторе происходит. вследствие того, что под действием1 пружины
рычагов мембранного механизма топливные клапаны открываются
и топливо поступает внутрь камеры. По мере наполнения топлив-
ной камеры мембраны под действием веса топлива выгибаются и
тем самым перемещают рычаги, которые при своём движении на-
жимают на штоки клапанов и постепенно перекрывают доступ
топлива. При определённом уровне в топливной камере, что зави-
сит от предварительной регулировки карбюратора, клапаны закры-
ваются, и доступ топлива в топливную камеру полностью прекра-
щается.
В центре дроссельной камеры (в правой части карбюратора)
установлена форсунка-распылитель 16, по обе стороны которой рас-
положены дроссельные заслонки (дроссели) 17. Дроссели конструк-
тивно выполнены в виде секторов особой формы, образующих при
своём перемещении как бы диффузоры переменного сечения, вслед-
ствие чего количество вытекающего из форсунки топлива опреде-
ляется не только положением дросселей, но и величиной изменяю-
щегося сечеНия диффузора в отличие от обычных поплавковых кар-
бюраторов, у которых при изменении числа оборотов мотора сече-
ние диффузора остаётся постоянным.
• Количество топлива, поступающее в форсунку, определяется по-
ложением профилированной дозирующей иглы 25, кинематически
связанной с дроссельными секторами (дросселями).
Дозирующая игла перемещается под действием кулачка особого
профиля, насаженного на валик привода дроссельных секторов. Та-
ким образом, каждому положению дросселей соответствует строго
определённое положение дозирующей иглы относительно её гнезда.
Изменение положения дросселей, вызывая одновременно пере-
мещение иглы, изменяет площадь кольцевого зазора между иглой
и гнездом и, следовательно, изменяет количество топлива, посту-
пающего в форсунку-распылитель 16 из топливной камеры 3.
Автоматический высотный корректор у беспоплавковых карбюра-
торов мало чем отличается от автоматических корректоров, при-
меняемых у обычных типов Карбюраторов. Камера 18 высотного
корректора с помещённым в ней сильфоном 19, кинематически
связанным с профилированной иглой 20, сообщена с атмосферой
двумя трубками 21 и 22, по которым непрерывно движется воздух,
циркулируя вокруг сильфона.
При работе мотора у земли игла корректора находится в крайнем
верхнем положении, поэтому воздушные камеры 2 мембранного ме-
ханизма сообщены с атмосферой каналами достаточного сечения
(через каналы 13 и 23, кольцевую выточку иглы 20 и кайал 12). В дан-
ном случае отсасывание воздуха из воздушных камер через воздуш-
72
ный жиклер не -уменьшает давления в воздушных камерах, так как
расход воздуха непрерывно пополняется за счёт притока его из ат-
мосферы, и таким образом давление сохраняется постоянным.
При подъёме самолёта на высоту вследствие уменьшения атмо-
сферного давления происходит удлинение сильфона и опускание
иглы, что вызывает сужение проходного сечения для воздуха,
поступающего из атмосферы в воздушные камеры мембранного
механизма.
Уменьшение проходного сечения, связывающего воздушные ка-
меры с атмосферой, и продолжающееся непрерывное отсасывание
воздуха через воздушный жиклер приводят к тому, что расход воз-
духа не успевает пополняться из атмосферы, и давление в воздуш-
ных камерах мембранного механизма начинает постепенно падать
соответственно увеличению высоты полёта (т. е. степени, опускания
иглы корректора). Уменьшение давления в воздушных камерах вы-
зывает соответственное уменьшение подачи топлива к форсунке
карбюратора и, следовательно, обеднение смеси.
Так как внутри сильфона при его изготовлении создано нор-
мальное атмосферное давление, то в случае нарушения герметич-
ности сильфона на высоте он сжимается, и игла занимает крайнее
верхнее положение, что соответствует полному обогащению.
Для того чтобы дать возможность лётчику в случае необходи-
мости осуществлять высотное корректирование механическим спо-
собом, на пути сообщения воздушных камер мембранного механиз-
ма с атмосферой (заборником воздуха карбюратора) установлен
специальный золотник с отверстиями, управление которым выве-
дено в кабину пилота.
Этот же золотник используется:
— для дополнительного обеднения смеси при желании лётчика
выполнять полёт на более бедной смеси, чем это обеспечивается
автоматической корректировкой;
— для более быстрой остановки двигателя (служит стоп-краном)..
Основные положения золотника показаны на рис. 45, слева:
а — остановка мотора; б — «бедно»; в — «богато».
Принцип действия ручного высотного корректора тот же, что и.
у автоматического, т. е. при положении автомата, соответствую-
щем полному обогащению (профилированная игла находится в
крайнем верхнем положении и кольцевое сечение для прохода воз-
духа максимальное), ручной корректор можно установись в такое
положение, при котором только небольшое количество отверстий
в золотнике совпадает с каналами, идущими к гнезду иглы. Это.
BbisbiBaef торможение поступления воздуха из атмосферы в воз-
душные камеры мембранного механизма и, следовательно, умень-
шение истечения топлива через форсунку и обеднение смеси.
У моторов, применяемых в настоящее время и снабжённых бес-
поплавковыми карбюраторами, установленными после нагнетателя»,
обычно нет автоматических высотных корректоров и корректирова-
ние качества смеси осуществляется только механическим спо-
собом.
73
Но и в этом случае принцип действия высотного корректора
остаётся тем же самым и уменьшение подачи топлива при подъёме
самолёта на высоту происходит за счёт торможения воздуха, по
ступающего в воздушные полости карбюраторов.
Например, у мотора ВК-105ПА с карбюраторами К-105БП,
имевшими у нас раньше широкое распространение, давление, созда-
ваемое нагнетателем, подводилось к воздушным полостям карбюра-
торов по специальному воздухопроводу, в котором устанавливался
один (общий для всего комплекта карбюраторов и установленный
отдельно от них) высотный корректор с ручным управлением (ВРК).
При работе мотора у земли высотный корректор был полностью
открыт, и давление в воздушных полостях карбюраторов поддер-
живалось равным давлению рк .
По мере подъёма самолёта на высоту лётчик постепенно при-
крывал высотный корректор, в результате чего происходило тормо-
жение поступления воздуха в воздушные полости карбюраторов,
вызывающее уменьшение давления в них, а следовательно, умень-
шение истечения топлива через форсунки и обеднение смеси.
Для осуществления автоматического управления золотниками
высотных корректоров беспоплавковых карбюраторов, расположен-
ных после нагнетателя, может быть применена такая же принци-
пиальная схема, как указывалась для поплавковых карбюраторов,
установленных после нагнетателя.
2. Высотное корректирование смеси у инжекторных карбюра-
торов. Наряду с беспоплавковыми карбюраторами применяются
карбюраторы впрыскивающего типа, называемые инжекторными.
В США эти карбюраторы почти полностью вытеснили карбюра-
торы поплавкового и беспоплавкового типа.
Инжекторные карбюраторы, подобно карбюраторам беспоплав-
кового типа, почти не подвержены обледенению, а кроме того,
они позволяют применить повышенное давление топлива, впрыски-
ваемого в воздушный поток, что значительно улучшает распили-
вание.
Отличительной особенностью карбюраторов инжекторного типа
является то, что поступление топлива в смесительные камеры пре.
исходит у них не под влиянием разрежения, создаваемого в диф-
фузоре, как это имеет место у обычных карбюраторов, а впры-
скивается в нагнетатель 1 (рис. 46) или переходник, установлен-
ный перед нагнетателем, через форсунку 2 под давлением, созда-
ваемым топливным насосом 3. Следовательно, у карбюраторов
впрыскивающего типа образование рабочей смеси происходит в по-
лости нагнетателя, откуда приготовленная смесь поступает под да-
влением через всасывающие клапаны в цилиндры двигателя.
При этом, если у обычных карбюраторов количество топлива,
поступающего для образования смеси, зависит от скорости движе-
ния воздуха в диффузорах, изменяющей величину перепада давле-
ний, под которым топливо вытекает из жиклеров, то у инжектор-
ных карбюраторов оно зависит от другой причины. В данном случае
изменение скорости движения воздуха в диффузоре воздействует
на количество поступающего топлива не непосредственно, а через
74
особый регулятор подачи топлива 7, который увеличивает или
уменьшает количество топлива, поступающего в смесительную ка-
меру, в зависимости от количества воздуха, засасываемого кар-
бюратором. •
Рис. 46. Схема размещения агрегатов системы топливопитания с карбюратором
инжекторного типа:
1 — нагнетатель мотора; 2 — форсунка; 3 — топливный насос;4 — ручной насос(альвейер); 5 — ма-
нометр; 6 — топливный бак; 7 — регулятор подачи топлива к форсунке; 3— воздухоприемник кай-
бюратора; 9 — автоматический высотный корректор; 10 — тяга управления дроссельной заслонкой;
11— тяга к рычагу ручного управления качеством смеси; 12— паро-воздухоотделитель с фильт-
ром; 13 — трубопровод отвода паров в топливный бак
Работа регулятора подачи топлива протекает следующим обра-
зом.
Воздух, засасываемый в приёмный патрубок карбюратора (всз-
духоприёмник) 13 (ряс. 47), проходит через малый диффузор 14 и
большой диффузор 15 и, смешиваясь с топливом, впрыскиваемым
через форсунку 11, направляется в нагнетатель мотора.
Внутренняя полость малого диффузора с помощью канала в теле
корпуса карбюратора сообщена с правой полостью камеры 19,
в которой помещается воздушная диафрагма 18, механически свя-
занная с тарельчатым клапаном 3, а задиффузорное пространство 16
'большого диффузора 15 сообщено каналом с левой полостью той
же камеры воздушной диафрагмы.
Для увеличения давления в задиффузорном пространстве (при
работающем моторе) используется динамический напор потока воз-
духа, протекающего через диффузоры, для чего из задиффузор-
ного пространства выведены наружу навстречу потоку воздуха
трубки 17.
Так как полости камеры 19 отделены одна от другой воздуш-
ной диафрагмой, но в нижней части камеры они сообщены между
собой отверстием малого диаметра — перепускным воздушным жи-
клером 23, то при определённом расходе воздуха через диффузоры,
между обеими полостями камеры устанавливается определённый
перепад давлений. Этот перепад зависит не только от давлений
в задиффузорном пространстве и малом диффузоре, но и от диа-
метра перепускного жиклера.
75
(3
Рис. 47.
Инжекторный карбюра-
тор Бендикс-Стромберг:
1— топливный насос мотора;
2 — фильтр; 3— тарельчатый
клапан; 4 — топливная диаф-
рагма; 5"— камера топливной
диафрагмы; 6 — игольчатый
клапан па р о-в о здух о отделите-
ля; 7 — поплавок игольчатого
клапана; 8 — трубка отвода
паров из паро-воздухоотдели-
теля в топливный бак; 9 — топ-
ливные жиклеры карбюратора;
10 — игла ручного управления
качеством смеси; 11 •— фор-
сунка: 12 — дроссельная за-
слонка; 13 —- воздухоприёмник
карбюратора; 14 ~ малый диф-
фузор; 15 — большой диффу-
зор; 16 — задиффузорнсе про-
странство; 17 — трубки созда-
ния подпора давления в за-
диффузорном пространстве;
18 — воздушная" диафрагма;
19 — камера воздушной диа-
фрагмы; 20 — золотник выклю-
чения автоматического кор-
ректора; 21 — сильфон; \22 —
профилированная игла (авто-
матического высотного кор-
ректора; 23 — перепускной
Воздушный жиклер
Вследствие того что при работе мотора давление в задиффузор-
ном пространстве значительно больше давления в малом диффу-
зоре, а диаметр жиклера 23, обеспечивающего перетекание воздуха
из одной камеры в другую, очень мал, то воздушная диафрагма,
разграничивающая полости, испытывает усилие, направленное
слева направо, т. е. отжимается (выгибается) вправо.
Выгибание воздушной диафрагмы силой, которая носит назва-
ние «дозирующей силы воздуха», вызывает открытие тарельчатого
клапана 3, механически связанного с 'Воздушной диафрагмой, и
поступление топлива в правую полость камеры 5 под давлением,
создаваемым топливным насосом 1. Из правой полости камеры 5
топливо поступает к жиклерам 9 и затем к форсунке И, впрыски-
вающей топливо в смесительную камеру.
При протекании, топлива через жиклеры давление его умень-
шается, в результате чего между левой и правой полостями камеры 5
образуется перепад давлений, и топливная диафрагма, разграни-
чивающая эти полости, начинает испытывать усилие, направленное
справа налево.
Сила, вызывающая выгибание топливной диафрагмы влево, на-
зывается «дозирующей силой топлива» и под действием её происхо-
дит закрытие тарельчатого клапана 3, так как он механически свя-
зан и с топливной диафрагмой.
В результате, для определённого расхода воздуха через диффу-
зоры, между «дозирующей силой воздуха» и «дозирующей силой топ-
лива» устанавливается равенство и система приходит в равновесие,
при котором расход топлива через жиклеры остаётся постоянным.
Всякое изменение расхода воздуха вызывает изменение величины
«дозирующей силы воздуха» и, следовательно, изменение количе-
ства топлива, поступающего к форсунке; одновременно изме-
няется и величина «дозирующей силы топлива». Это происходит
до тех пор, пока между обеими силами не установится новое рав-
новесие, соответствующее новому расходу топлива.
Высотное корректирование качества смеси у карбюраторов ин-
жекторного типа также выполняется автоматически. Автомат вы-
сотного корректора представляет собой обычный сильфон 21, к ниж-
нему донышку которого прикреплена профилированная игла22; силь-
фон помещён в металлический кожух, сообщённый с атмосферой.
Отличительной особенностью сильфона, применяемого у аме-
риканского инжекторного карбюратора Бендикс-Стромберг, является
то, что 'внутренняя полость сильфона заполнена1 не только сухим
азотом, но имеет ещё некоторое количество масла, назначение ко-
торого состоит в гашении (демпфировании) собственных колебаний,
^возникающих под 1влияйием Изменения давления и температуры
окружающей среды.
Высотное корректирование осуществляется следующим образом.
Цилиндрическое гнездо, в котором перемещается профилирован-
ная игла автоматического корректора, располагается на пути дви-
жения воздуха из задиффузорного пространства в левую полость
камёры воздушной диафрагмы, поэтому при деформации сильфона,
вызванной изменением атмосферных условий, и перемещении свя-
77
занной с ним иглы происходит регулирование поступления воздуха,
в камеру воздушной диафрагмы.
При подъёме самолёта на высоту вследствие падения давления
окружающей среды происходит удлинение сильфона, которое вы-
зывает опускание иглы вниз и уменьшение сечения для прохода
воздуха в левую полость камеры воздушной диафрагмы. При
уменьшении давления воздуха, поступающего из задиффузорного
пространства, и сохранении постоянного давления в малом диффу-
зоре перепад давлений между левой и правой полостями камеры 19
уменьшается и выгибание воздушной диафрагмы вправо тоже ста-
новится меньше, что вызывает соответствующее уменьшение коли-
чества топлива, поступающего к форсунке, т. е. обеднение смеси.
Выключение автомата высотного корректора, которое является
необходимым в случае нарушения нормальной работы механизма
(разрыв сильфона, заедание иглы и т. п.), у карбюраторов Бсндикс-
Стромберг выполняется несколько своеобразно, а именно: в кор-
пусе дросселя карбюратора установлен специальный золотник 20
(рис. 47), который связан с рычагом ручного управления качеством
смеси, расположенным в кабине пилота.
Установка рычага управления качеством смеси в положение
«FULL RICH» (полное обогащение) вызывает выключение авто-
мата из работы вследствие того, что в этом случае довольно ши-
рокий канал золотника 20 связывает задиффузорное пространство
с левой полостью камеры воздушной диафрагмы и поэтому поло-
жение иглы высотного корректора не может оказать никакого вли-
яния на величину перепада давлений между правой и левой поло-
стями камеры 19, а перепад давлений приобретает максимально
возможное для данного конкретного случая значение, что вызы-
вает максимальное обогащение смеси.
Рычаг ручного управления качеством смеси, помимо золотника 20,
связан ещё с регулировочной иглой 10, от положения которой
зависит степень обогащения или обеднения смеси, автоматически
поддерживаемая карбюратором. Установка рычага ручного упра-
вления качеством смеси в положение «AUTO RICH» (автоматиче-
ское обогащение) соответствует крайнему правому положению ре-
гулировочной иглы 10, а установка рычага в положение «IDLE CUT
«OFF» (положение останова) — крайнему левому положению иглы,
при котором полностью перекрыт доступ топлива к форсунке кар-
бюратора.
5. Высотное корректирование подачи топлива
у моторов с непосредственным впрыском
В современном авиамоторостроении непосредственный впрыск
топлива в головки цилиндров двигателя или во всасывающие тру-
бопроводы получил очень широкое распространение.
Применение системы непосредственного впрыска позволяет до-
биться существенной экономии топлива, вследствие возможности
осуществления большого перекрытия клапанов, что обеспечивает
хорошую продувку камеры сгорания и улучшение охлаждения де-
талей мотора, позволяет применять более дешёвые сорта топлива
78
и устраняет полностью опасность обледенения деталей системы
топливопитания.
Идея применения насосов непосредственного впрыска у авиа-
ционных двигателей возникла сравнительно давно, значительно
раньше появления авиационных карбюраторов. Но несовершенства
предложенных конструкций и недостаточный уровень технологиче-
ской базы для выпуска подобных типов насосов, так как они тре-
бовали для своего изготовления более высокого класса точности
по сравнению с обычными типами карбюраторов, привели к тому,
что насосы непосредственного впрыска в то время не получили
широкого распространения.
В случае применения непосредственного впрыска топлива вы-
сотное корректирование качества смеси, т. е. в данных условиях
дозирование подачи топлива в цилиндры в зависимости от высоты
полёта самолёта, также является необходимым условием нормаль-
ной работы мотора, причём это дозирование должно выполняться
автоматически. Регуляторы состава смеси, применяемые для этой
цели, изменяют подачу топлива, поступающего из насоса, в точном
соответствии с изменением весового заряда воздуха, зависящего в
свою очередь от способа регулирования наддува, от режима ра-
боты мотора и высоты полёта.
По способу регулирования наддува моторы можно разделить
на две группы:
1. Моторы, сохраняющие постоянное давление наддува в ци-
линдрах до расчётной высоты.
2. Моторы, сохраняющие постоянное наполнение цилиндров до
расчётной высоты.
1. Высотное корректирование подачи топлива у моторов, сохра-
няющих постоянное давление наддува. При работе мотора, у ко-
торого давление наддува сохраняется постоянным-до расчётной вы-
соты, весовой заряд воздуха, поступающего в цилиндры, зависит от:
— давления наддува р,- ;
— температуры воздуха, поступающего в цилиндры Тк ;
— атмосферного давления рн , изменяющегося с высотой.
При.условии сохранения высоты полёта (давление ри, не изме-
няется) плотность воздуха,, а следовательно, и весовой заряд воз-
духа, поступающего в цилиндры, зависят только от температуры
его 7 к и давления рк, при изменении которых должно
изменяться количество подаваемого топлива.
При подъёме самолёта на высоту происходит падение атмо-
сферного давления рн и понижение температуры окружающей
среды (7Н ), а следовательно, и температуры воздуха, поступаю-
щего в цилиндры двигателя Тк .
На участке от земли до расчётной высоты мотора, вследствие
того что давление наддува рк ’сохраняется постоянным, понижение
температуры и давления окружающей среды вызывает увеличение
весового заряда воздуха.
Это объясняется тем, что при понижении температуры окру-
жающей среды и уменьшении противодавления на выхлопе весо-
79
вое количество газов, остающихся в цилиндрах двигателя, умень-
шается. Поэтому, до тех пор пока давление наддува сохраняется
постоянным, весовое количество воздуха, вновь поступающего
в цилиндры двигателя, при увеличении высоты полёта будет не-
прерывно расти. Увеличение же весового заряда воздуха требует-
соответствующёго увеличения количества топлива, поступающего
к форсункам двигателя.
Таким образом, подача топлива в цилиндры
мотора должна зависеть от давлений рк,
р^ и температуры Гк, зависящих в свою
очередь от режима работы мотора и высоты по-
лёта. Поэтому все применяемые регуляторы со-
става смеси реагируют на изменение указанных
параметров, обеспечивая такое регулирование
подачи топлива, при котором качество смеси
сохраняется примерно постоянным.
Й.Й*'
—8
?§°
Ч°Оо
Рис. 48. Схема размещения агрегатов системы непосредственного впрыска:
7 — топливный бак; 2 — ручной насос (альвейер); 3 — насос низкого давления; 4— топливный
«фильтр; 5 — манометр; 6 — насос высокого давления; 7 — маятниково-поплавковый паро-воздухо-
отделитель; 8 — регулятор смеси; 9 — распиливающая форсунка; 10 — нагнетатель мотора
Все регуляторы состава смеси, получившие практическое при-
менение на моторах с непосредственным впрыском, по принципу
действия аналогичны, но конструктивное оформление их может
быть различное.
Для примера рассмотрим регулятор состава смеси типа Аскания,
применяющийся на моторе отечественной конструкции АШ-82ФН,
но, прежде чем приступить к этому, необходимо в общих чертах
описать конструкцию всех агрегатов, которые входят в систему
топливопитания этого типа двигателя.
Система топливопитания с непосредственным впрыском, приме-
няющаяся на моторах АШ-82ФН, имеет следующие главнейшие
80
агрегаты (рис. 48): насос низкого давления БНК-10ФН, насос вы-
сокого давления НБЗ-У, регулятор смеси РС-2, паро-воздухоотдели-
тель маятниково-поплавкового типа СВ-3 \ комплект форсунокФБ-10
(по одной на каждый цилиндр мотора). Кроме того, в самом насосе
был установлен второй воздухоотделитель центробежного типа.
Насос низкого давления БНК-ЮФН пред-
ставляет собой обычный коловратный насос,
но отрегулированный на более высокое давле-
ние (имеет усиленную пружину редукционного
клапана). Насос выполняет роль подкачиваю-
щего насоса и предназначен для подачи топли-
ва к насосу НБЗ-У (насосу высокого давления)
под давлением 1,5—2 кг!см2.
Насос НБЗ-У барабанного типа и имеет
четырнадцать (по числу цилиндров двигателя)
насосных элементов, подающих топливо в ци-
, линдры двигателя под давлением 280—
300 кг!см2. Каждый насосный элемент подаёт
топливо в один из цилиндров двигателя и пред-
ставляет собой простейший насос, в котором
цилиндром служит стальная букса 1 (рис. 49),
а поршнем — плунжер 2, движущийся воз-
вратно-поступательно в своей буксе.
В верхней части буксы имеются боковые
отверстия 3 и 4, через которые при движении
плунжера' вниз всасывается топливо вследствие
Рис. 49. Схема на-
сосного элемента
агрегата непосред-
ственного впры-
ска:
1 — букса; 2 — плун-
жер; 3 и 4 — боковые
отверстия в буксе;
5—надплунжерное про-
странство; 6 — нейт-
ральное отверстие в
зуксе (отверстие впры-
ска); 7 — запорный кла-
пан; 8 — выступ плун-
жера
создания разрежения в надплунжерном про-
странстве 5.
В центре торца буксы имеется отверстие 6,
закрытое крышкой с запорным клапаном 7, че-
рез которое топливо поступает к форсунке при
движении плунжера вверх.
В этом случае под действием давления, со-
здаваемого плунжером (при движении плун-
жера вверх и после перекрытия отверстий
буксы 3 и 4), преодолевается сила сжатия пру-
жины запорного' клапана, и топливо выжи-
мается из буксы (из надплунжерногсг простран-
ства) в трубопровод, идущий к распыливающей форсунке открытого
типа, ввёрнутой в головку цилиндра.
Возвратно-поступательное движение всех плунжеров осуще-
ствляется в два такта: такт впрыска — под действием кулачков ку-
лачковой шайбы 1 специального профиля (рис. 50), механически свя-
занной с коленчатым валом мотбра; такт всасывания—под действием
возвратных пружин 2, которыми снабжены все плунжеры насоса.
В верхней рабочей части каждого плунжера (рис. 51) имеется
кольцевая канавка 1 и два диаметрально противоположно располо-
1 У более поздних серий моторов АШ-82ФН этот воздухоотделитель был
изъят из системы.
6—334
81
женных продольных паза 2, соединяющих торец плунжера с коль-
цевой канавкой.
, Кроме того, на теле плунжера выфрезерованы две спиральные
кромки, расположенные на 180° одна от другой и на разной высоте
по образующей плунжера.
Рис. 50. Схема действия насосных элемен-
тов агрегата непосредственного впрыска:
1 — кулачковая шайба; 2 — возвратная пружина плун-
жера; 3 — валик управления насосом; 4 — зубчатый
венец
Рис. 51. Плунжер насос-
ного элемента:
/—кольцевая канавка; 2— про-
дольные пазы; 3 — верхняя;
спиральная кромка: 4 — ниж-
няя спиральная кромка
Спиральная кромка 3, лежащая ближе к торцу (верхняя), оп-
ределяет начало полезного хода плунжера (начало впрыска то-
плива в цилиндр двигателя), а спиральная кромка 4 (нижняя) —
конец полезного хода (прекращение впрыска топлива). Продольные
канавки в плунжере предназначены для перепуска топлива из над-
плунжерного пространства обратно в полость всасывания на уча-
стке движения плунжера вверх от момента конца полезного хода
плунжера (нижняя спиральная кромка открыла боковое отверстие
в буксе) до верхней мёртвой точки.
Наличие спиральных кромок на рабочей части плунжера позво-
ляет легко, простым поворотом его по отношению к неподвижной
буксе изменить величину полезного хода плунжера, а следова-
тельно, изменить и количество топлива, впрыскиваемого в цилиндр
двигателя. Изменение величины полезного хода плунжера проис-
ходит за счёт изменения момента начала и конца подачи топлива
вследствие более раннего или позднего перекрытия плунжером бо-
ковых отверстий буксы.
Для осуществления поворота плунжеров в нижней части ка-
ждого из них имеется по два выступа 8 (см. рис. 49), входящих
в прорези регулировочных шестерён, которые связаны с общим
зубчатым венцом 4 (см. рис. 50) так, что поворот одной из шесте-
рён вызывает поворот всех остальных.
82
Поворот всех плунжеров насоса производится одновременно
на один и тот же угол и може"' осуществляться либо механическим
путём, по желанию лётчика (от руки), либо автоматически регуля-
тором смеси РС-2 под влиянием изменения внешних атмосферных
условий или изменения физического состояния воздуха, поступаю-
щего в цилиндры двигателя.
Для ручного управления насосом в кабине пилота установлен
специальный рычаг, который при помощи тяг и зубчатой передачи
связан с валиком управления насосом, вращение которого вызывает
одновременный поворот всех регулировочных шестерён, а следова-
тельно, и связанных с ними плунжеров на один и тот же угол.
Рис. 52. Принципиальная схема регулятора смеси РС-2:
1 — сервопоршень с зубчатой рейкой; 2 — пружина сервопоршня; 3 —
камера сервопоршня; 4 — золотник; 5—гильза золотника; 6 — пружина
золотника; 7 — анероиды регулятора смеси; 8— высотная мембрана
(автомат высотного корректирования); 9 — пружина анероидов; 10 —шток
анероидов; 11 — рычаг; J2 — шестерня; 13 — профилированный кулачок;
14 — камера анероидов
. Автоматический - поворот плунжеров осуществляется регулято-
ром смеси, представляющим собой автомат анероидного типа.
Регулятор смеси РС-2 — агрегат довольно сложной конструкции
и в процессе изготовления требует высокого класса точности.
Регулятор реагирует на изменение давления и температуры
воздуха,' поступающего в цилиндры двигателя, а также на изме-
нение атмосферных условий (изменение высоты полёта), вызывая
одновременный поворот всех плунжеров на один и тот же угол
такой величины, который изменяет подачу топлива в цилиндры
соответственно изменившимся условиям. Для этого регулятор смеси
тоже связан с валиком управления насосом при помощи гидравли-
ческого сервопривода и системы зубчатой передачи.
Гидравлический сервопривод состоит из сервопоршня 1 (рис. 52),
движущегося в своей камере 3, и золотника 4, движущегося в
гильзе 5 и управляющего перепуском масла, поступающего из ма-
слом,агистрали под давлением. Масло' поступает в левую или пра-
6:
83
вую полость камеры сервопоршня, что вызывает соответствующее
перемещение поршня в правую или левую сторону.
Действие регулятора смеси основывается на том, что под влия-
нием изменения условий среды, окружающей агрегат анероидов,
происходят их деформации (укорочение или удлинение), которые
передаются на рычаг управления насосом. Так как деформации
анероидов вызывают усилия, недостаточные для осуществления
поворота плунжеров насоса, то применяется гидравлический, серво-
привод, усиливающий действие анероидов. Для этого деформации
анероидов передаются на двуплечий рычаг 11, правый конец кото-
рого воздействует на золотник сервопривода, управляющий пере-
пуском масла.
Для осуществления качественной регулировки смеси при изме-
нении режима работы мотора (сравнительное обеднение при работе
на крейсерских режимах и обогащение на малом газе или при сня-
тии полной мощности мотора) в передаточную цепь сервопривода
включён специальный профилированный кулачок 13, сидящий на
одной оси с зубчатой шестернёй 12, связанной в свою очередь
с зубчатой рейкой сервопоршнп.. Таким образом, перемещение зо-
лотника зависит не только от деформации анероидов, передающих
усилие на правый конец рычага 11, но и от выбранного профиля
кулачка, по которому скользит левый конец рычага.
Перемещение золотника и связанный с этим перемещением пе-
репуск масла под давлением в левую или правую полость камеры
сервопоршня вызывают горизонтальное перемещение зубчатой рейки
и вращение шестерни и кулачка. Но так как кулачок с помощью
особой зубчатой передачи связан с рычагом управления насосом, то
при всяком движении сервопоршня происходит одновременный по-
ворот всех плунжеров на один и тот же угол в ту или иную сто-
рону, что приводит к изменению величины полезного хода плун-
жеров и, следовательно, к изменению количества топлива (порции),
впцыскивеемот'о в цилиндры двигателя.
В агрегат анероидов входят три анероида и связанный с ними
общий шток анероидов 10. Кроме того, к верхнему анероиду при-
креплена пустотелая металлическая мембрана 8, внутренняя по-
лость которой сообщена с атмосферой.
Три анероида (нижние) заполнены воздухом, герметично закупо-
рены и давление в них составляет 500 мм рт. ст., а в пространство,
окружающее анероиды (камеру анероидов), подводится часть воз-
духа, поступающего в цилиндры двигателя, поэтому анероиды ре-
агируют на изменение температуры и давления воздуха (Тк и рк),
поступающего в, цилиндры двигателя
Пустотелая металлическая мембрана, укреплённая на общем
штоке выше анероидов, тоже расположена в камере анероидов,
в которой поддерживается давление рк, а внутренняя полость
мембраны, как об этом уже было указано выше, сообщена с атмо-
сферой при помощи отверстия, имеющегося в хвостовике штока, и
таким образом мембрана реагирует на изменение разности давлений
(р„ —рн), т. е., по существу говоря, на изменение высоты полёта.
84
При увеличении давления рк (или понижении температуры 7К)
в камере анероидов 14 происходит сжатие (укорочение) их, вы-
зывающее перемещение штока анероидов вверх, т. е. некоторое
ослабление силы нажатия штока на рычаг 11.
В этом случае под действием пружины 6 золотник 4 несколько
перемещается вверх, в результате чего масло под давлением из об-
щей масломагистрали начинает поступать через среднюю выточку
в золотнике в правую полость камеры сервопоршня, что вызывает
перемещение сервопоршня влево: одновременно с этим масло из
левой полости камеры сервопоршня выжимается сервопоршнем че-
рез нижнюю выточку в золотнике в маслоотводящую магистраль.
Перемещение сервопоршня влево вызывает вращение против
часовой стрелки зубчатой шестерни 12 и кулачка 13, сидящего на
одной оси с шестернёй, что в свою очередь вызывает одновремен-
ный поворот всех плунжеров в сторону увеличения полезного хода
их, т. е. увеличение количества впрыскиваемого топлива (смесь
обогащается).
В то же время вращение кулачка против часовой стрелки вслед-
ствие специально подобранного профиля кулачка вызывает подъём
левого и опускание правого конца рычага, вследствие чего золот-
ник 4, преодолевая усилие пружины 6, начинает опускаться вниз.
Движение золотника вниз происходит до тех пор, пока тело
золотника, не перекроет обоих отверстий гильзы 5; в этот момент
перепуск масла прекратится, сервопоршень, а следовательно, и
плунжеры насоса установятся в каком-то новом равновесном поло-
жении, которое обеспечивает подачу топлива, необходимую для
соответственно изменившихся условий.
При уменьшении давления рк (или повышении температуры Гк)
в камере анероидов последние удлиняются и перемещают шток
анероидов вниз. В результате происходит действие гидоопривода,
обратное тому, которое наблюдалось при обогащении смеси регу-
лятором, и количество топлива, впрыскиваемого в двигатель, умень-
шается (смесь обедняется).
Всё, что было сказано выше о корректировании подачи топлива
(качества смеси) регулятором РС-2, относилось к реагированию
его на изменение режима работы. мотора.
Рассмотрим, как же осуществляется высотное корректирование
регулятором РС-2, т. е. каково действие высотной мембраны.
Вследствие того что при подъёме на' высоту атмосферное давление
(Рн) уменьшается, точно так же уменьшается и давление во вну-
тренней полости мембраны, так как она сообщена с атмосферой
отверстием, имеющимся в хвостовике штока анероидов.
Уменьшение давления рн внутри высотной мембраны 8 (рис. 52),
при условии сохранения давления рк постоянным в камере анеро-
идов 14, вызывает увеличение разности рк— ри и, следовательно,
сжатие (укорочение) высотной мембраны и перемещение штока ане-
роидов вверх, что приводит к увеличению количества топлива, по-
ступающего к форсункам двигателя.
85
Таким образом, при сохранении давления рк постоянным дей-
ствие высотной мембраны регулятора РС-2 прямо противоположно
действию высотного корректора, которое мы наблюдали при рас-
смотрении корректирования качества смеси у карбюраторных дви-
гателей. ।
Это объясняется тем, что при увеличении высоты полёта и со-
хранении постоянного давления наддува весовой заряд воздуха
увеличивается (за счёт понижения температуры окружающей
среды и уменьшения противодавления на выхлопе) и поэтому ко-
личество топлива, поступающего в цилиндры, тоже должно непре-
рывно увеличиваться, что и осуществляется высотной мембраной
регулятора РС-2 за счёт сжатия её, вызывающего движение штока
анероида вверх.
Перемещение штока вверх прямо пропорционально увеличению
высоты полёта и даёт примерно одинаковое процентное увеличе-
ние подачи топлива.
После расчётной высоты мотора давление рк начинает умень-
шаться, одновременно с этим продолжает уменьшаться давление/?,,
но регулятор смеси подобран таким образом, что суммарная де-
формация всего комплекта анероидов и высотной,мембраны обес-
печивает и в этом случае регулирование подачи топлива в строгом
соответствии с весовым количеством воздуха, поступающим в ци-
линдры двигателя. .
2. Высотное корректирование подачи топлива у моторов, сохра-
няющих постоянное наполнение цилиндров. Способ поддержания
постоянного давления наддува до расчётной высоты у моторов
с приводным центробежным нагнетателем имеет существенный не-
достаток, заключающийся в том, что в случае его применения на
всех высотах ниже расчётной, вследствие дросселирования воздуха,
поступающего в нагнетатель, уменьшается весовой заряд цилин-
дров и, следовательно, понижается мощность мотора (по сравне-
нию с той, которую можно было бы получить на данной высоте).
Кроме того1, при таком способе, помимо автомата, поддержи-
вающего постоянное давление наддува до расчётной высоты, не-
обходим ещё регулятор подачи топлива, который должен реагиро-
вать на изменение высоты полёта, режима; работы мотора и весо-
вого заряда воздуха, что значительно усложняет его конструкцию.
Учитывая это, немецкая фирма Юнкере на моторах Юмо-213
и Юмо-222 вместо поддержания постоянного давления наддува
применила способ поддержания постоянного наполнения цилиндров
двигателя до расчётной высоты. Для этого регулятор давления
наДдува и регулятор подачи топлива были объединены в один
общий агрегат, автоматически реагирующий не только на измене-
ние давления наддува, но и на изменение температуры воздуха,
поступающего в цилиндры двигателя, и изменение давления окру-
жающей среды (уменьшение противодавления на выхлопе с подъё-
мом на высоту).
Этот автомат позволял сохранять постоянное наполнение дви-
гателя до расчётной высоты мотора, т. е. обеспечивал неизмен-
£6
ность весового заряда, что помимо выигрыша мощности давало
возможность избавиться от необходимости регулирования подачи
топлива на участке от земли до расчётной высоты.
Основные детали автоматического регулятора наполнения ци-
линдров двигателя следующие: чувствительный элемент автомата,
состоящий из сильфона 10 (рис. 53), наполненного газом, и вы-
Рис. 53. Принципиальная схема объединённого автомата регулиро-
вания наддува и высотного корректирования подачи топлива:
/—нагнетатель; 2— воздушная заслонка нагнетателя; 3 — зубчатый сектор;
4—• зубчатая рейка; 5 — зологник; 6 — сервопоршень управления воздушной
заслонкой нагнетателя; 7 — сервопоршень управления подачей .топлива на высотах
выше расчётной; 8 - кулачок регулирования наполнения; 9 — кулачок регулиро-
вания подачи топлива; 10 — сильфом; 11 — высотная мембрана; 12 — топливной
насос; 13 — рычаг ручного управления; /4, 15 и 1S — пружины
сотной мембраны 11, сообщённой с атмосферой; два сервопорщня
' 6 и 7, движущиеся в своих камерах; один общий золотник 5, упра-
вляющий перепуском масла из масломагистрали мотора в камеры
обоих сервопоршней и одновременно воздействующий на кулачки
8 и 9, осуществляющие регулирование наполнения цилиндров воз-
духом и подачу топлива насосом.
Сервопоршень 6 управляет воздушной заслонкой нагнетателя
точно так же, как это осуществляется у обычных автоматических
регуляторов наддува, т. е., начиная от земли, вследствие поступле-
ния магла в полость над сервопоршнем, последний опускается вниз
и тем самым приоткрывает воздушную заслонку нагнетателя. Раз-
ница состоит в том, что в данном случае давление наддува не со-
храняется постоянным, как это имеет место у регуляторов над-
87
дува, а изменяется в такой степени, чтобы обеспечить постоянство
весового заряда воздуха. Это достигается соответствующим выбо-
ром размеров и упругости сильфона и высотной мембраны, а так-
же соответствующим профилированием кулачков, регулирующих
поступление воздуха и топлива. В результате, суммарная дефор-
мация деталей чувствительного элемента автомата обеспечивает
такое перемещение золотника и кулачков, которое необходимо,
чтобы сохранить качество смеси неизменным.
На расчётной высоте под действием пружины и давления масла
сервопоршень занимает крайнее нижнее положение и на всех вы-
сотах больше расчётной остаётся в том же положении.
При. подъёме самолёта, после достижения расчётной высоты
весовой заряд воздуха не сохраняется постоянным, а постепенно
уменьшается и поэтому становится необходимо, в соответствии
с уменьшением весового заряда воздуха, уменьшить количество
топлива, поступающего к форсункам.
Это обеспечивается соответствующим расширением сильфона,
происходящим на высотах больше расчётной. Расширение силь-
фона вызывает такое перемещение золотника, при котором масло
поступает в нижнюю часть камеры сервопоршня. Под действием
давления масла сервопоршень перемещается вверх и при помощи
рычагов передвигает кулачок топлива, чем воздействует на умень-
шение подачи топлива насосом.
Так как кулачок топлива жёстко связан с кулачком наполне-
ния цилиндров, то автомат поддерживает определённую подачу
топлива, установленную им в соответствии с весовым количеством
воздуха, поступающего в цилиндры двигателя.
Для обеспечения возможности управления подачей топлива от
руки рычаг ручного управления и сервопоршень 7 связаны с ку-
лачками 8 и 9 при помощи диференциально-рычажного механизма.
Таким образом, если рычагом ручного управления установить
определённую подачу топлива, то автомат обеспечит поступление
в цилиндры двигателя такого весового количества воздуха, кото-
рое как раз необходимо, двигателю, и в дальнейшем будет поддер-
живать это соотношение воздуха и топлива постоянным незави-
симо от высоты полёта.
6. Высотное корректирование подачи топлива
у воздушно-реактивных двигателей
Система топливопитания, применяемая у воздушно-реактивных
двигателей, имеет существенные отличия от системы топливопита-
ния моторов поршневого типа, что объясняется принципиальным
различием этих двух типов двигателей. Регулирование же количе-
ства топлива, поступающего к форсункам, при изменении высоты
полёта у воздушно-реактивных двигателей принципиально осуще-
ствляется так же, как у моторов поршневого типа с непосред-
ственным впрыском топлива.
В системе топливопитания воздушно-реактивного двигателя
обычно устанавливается баростат, т. е. особый автомат анероид-
88
ного типа, регулирующий подачу топлива к форсункам двигатели
в соответствии с изменением высоты полёта.
Вследствие того что у ьоздушно-реак'г'ивных двигателей давле-
ние воздуха на входе в двигатель зависит не только от высоты
полёта, но и от скорости самолёта, баростат одновременно реаги-
рует и на изменение высоты и на изменение скорости полёта.
Корректирование подачи топлива к форсункам баростатами,
получившими практическое применение, т. е. уже устанавливав-
шимися в системах топливопитания реактивных самолётов, осуще-
ствляется двумя способами.
1. Анероид баростата через золотник оказывает воздействие на
топливный насос, регулируя его подачу (производительность) за
счёт изменения хода плунжеров (двигатель Дервент V, установлен-
ный на самолете Глостер «Метеор» IV, Англия; английский двига-
тель Нин I, устанавливавшийся на американском самолёте «Шу-
тинг1 Стар» Р-80).
2. Анероид баростата воздействует на золотник, перепускающий
часть топлива, подаваемого насосом, в топливный бак, и тем самым
снижает давление в топливной магистрали и уменьшает количество'
топлива, поступающего для питания двигателя (двигатель Дер-
вент I, устанавливавшийся на самолёте Глостер «Метеор» III,
Англия; двигатель Дженерал-Электрик J-33, установленный на
самолёте «Шутинг-Стар» Р-80 и др ).
На рис. 54 показана принципиальная схема действия баростата
в системе топливопитания воздушно-реактивного двигателя с пере-
пуском топлива в бак. Баростат состоит из обычного анероида 7,
механически связанного с золотником 3, осуществляющим пере-
пуск топлива в камеру сервопоршня 2. Деформации анероида пе-
редаются золотнику и при помощи коромысла 4 — штоку серво-
поршня, который механически связан с клапаном 6, регулирующим
количество топлива, перепускаемого в бак в зависимости от сте-
пени деформации (изменения длины) анероида.
Так как в системах топливопитания воздушно-реактивных дви-
гателей давление достигает нескольких десятков атмосфер (50—
60 кг/см2), то, чтобы не подвергать механизм сервопривода такому
большому давлению, на пути к золотнику анероида обычно уста-
навливается редукционный клапан, понижающий давление до 5-
6 кг!см2 перепуском избытка топлива в бак.
Камера анероида сообщена с диффузором двигателя, и поэтому
всякое изменение скорости или высоты полёта, вызывающее
изменение плотности воздуха, сопровождается расширением или
сжатием анероида.
При установившемся режиме работы двигателя система баро-
стата находится в равновесии. В случае увеличения высоты полёта
или уменьшения скорости самолёта давление в камере анероида
уменьшается и анероид удлиняется; золотник передвигается вправо,
в результате чего открывается доступ топлива в пространство под
сервспоршнем (см. рис. 54, а) и происходит перемещение штока
сервопоршня вправо и увеличение количества топлива, перепу-
скаемого в бак. Это продолжается до того момента, пока устано-
89
топливного
насоса
Рис. 54. Принципиальная схема баростата систему топлив; ш таиия воздушно-реактивного
двигателя с перепуском топлива в бак:
а — положение золотника, соответствующее увеличению котичества топлива, перепускаемого в топливной бак
(уменьшение подачи топлива в двигатель); б— поюжение золотника, соответствующее уменьшению количества
топлива, перепускаемого в топливный бак (увеличение подачи топлива в двигатель); ) — анероид; 2 — сервопоршень;
3 - золотник; 4 — коромысло; 5 — редукционный шариковый клепан; 6' — перепускной клапан
вится какое-то новое равновесие всей системы баростата, при ко-
тором количество топлива, перепускаемого в бак, соответствует
изменившейся высоте полёта или скорости самолёта. В случае
уменьшения высоты полёта или увеличения скорости самолёта
действие баростата обратное — золотник перепускает топливо в
пространство над поршнем (см. рис. 54, б) и количество топлива,
перепускаемого в бак клапаном 6, уменьшается; следовательно,
количество топлива, поступающего в двигатель, соответственно уве-
личивается.
7. Правила пользования высотным корректором
При эксплоатации самолётов не исключена возможность отказа
в работе приспособлений, осуществляющих высотное корректиро-
вание качества смеси. Поэтому на каждом типе самолёта, помимо
автоматического высотного корректора, должна быть предусмо-
трена возможность механического управления (вручную) высот-
ным корректором.
Кроме того, известно, что корректирование качества смеси не-
обходимо не только при изменении высоты полёта, но и при изме-
нении режима работы мотора. Это требование вытекает из особен-
ностей регулировки самого карбюратора и из повышения терми-
ческой нагруженности мотора при повышении давления наддува.
Увеличение давления наддува повышает температуру цилиндров
и поэтому возникает необходимость дополнительного охлаждения
головок цилиндров, что и осуществляется за счёт некоторого обо-
гащения смеси.
Для моторов воздушного охлаждения, снабжённых нагнетате-
лями, которые обычно бывают термически очень нагружены, и для
моторов жидкостного охлаждения, достаточно сильно форсирован-
ных (с большим наддувом), поддержание температурного режима
в нормальных пределах имеет решающее значение, так как пере-
грев мотора приводит к выгоранию клапанов, прогару днищ порш-
ней и возникновению детонации.
Поэтому при увеличении мощности мотора высотный корректор
следует обязательно прикрывать, а при форсировании до расчётной
высоты (повышение давления наддува выше номинальною) — за-
крывать полностью, что служит хорошим средством борьбы с пере-
гревом двигателя и предотвращает возникновение детонации.
Подобная зависимость качества смеси от величины давления
наддува приводит к тому, что на некоторых типах карбюраторов
применяются специальные сильфоны или анероиды, автоматически
обогащающие смесь при увеличении наддува. Для примера можно
привести сдвоенный карбюратор «Мерлин» AVT-40 (мотор «Мер-
лин» XX, устанавливавшийся на английском истребителе Харри-
кейн), у которого при увеличении наддува автоматически увеличи-
валось поступление топлива к жиклерам. Изменение качества
смеси при этом основано на) тех же принципах, на которых бази-
руется высотное корректирование качества смеси, а именно: меха-
ническое или пневматическое торможение топлива.
91
У других типов карбюраторов., например у беспсплаюковых аме-
риканских карбюраторов типа Холлей-1685, один и тот же анероид
(анероид высотного корректора) реагирует одновременно на изме-
пение высоты полёта и мощности мотора.
У этого типа карбюратора1, в отличие от рассмотренного выше
беспоплавкового карбюратора АК-82БП, нет дозирующей иглы (см.
рис. 45) и корректирование подачи топлива, в зависимости от ре-
жима работы двигателя, осуществляется следующим образом.
Камера сдвоенного анероида (блока из двух анероидных капсю
лей) высотного корректора сообщена с атмосферой и с внутренней
полостью форсунки. Кроме того, камера анероида сообщена с воз-
душными камерами мембранного механизма каналом, сечение кото-
рого регулируется золотником, механически связанным со штоком
анероида.
Всякое изменение давления в полости форсунки, вызванное из-
менением высоты полёта или положения дросселей (режима работы
двигателя), вызывает деформацию анероида, а следовательно, и пег-
ремещение золотника, которое приводит к 1изменению давления в
воздушных камерах, вследствие чего изменяется и количество топ-
лива. поступающего к форсунке.
Для моторов различных конструкций правила пользования вы-
сотным корректором различны, и они обычно приводятся в инструк-
циях по эксплоатации каждого типа мотора. Но всё же можно при-
вести некоторые общие правила, выполнение которых обязательно
при эксплоатации любого типа мотора. Например, при взлёте само-
лёта высотный корректор должен быть закрыт полностью, так как
работа мотора на уровне земли три снятии максимальной мощности
требует полного обогащения смеси'; при выполнении фигур выс-
шего пилотажа, планировании, пикировании и при посадке высот-
ный корректор тоже должен быть полностью закрыт.
Необходимость закрытия высотного корректора при выполнении
фигур, планировании и, пикировании диктуется стремлением обеспе-
чить приёмистость мотора при резких движениях рычага газа.
При отсутствии автоматического высотного корректор? или же
при отказе его в работе планирование с больших высот (12 GOO—
13 000 м) следует осуществлять таким образом: перед началом пла-
нирования высотный корректор нужно закрыть несколько больше,
чем на половину его хода, а при снижении до высоты 5 000—6 000 м,
а также и перед началом планирования с высоты 5 000—6 000 м вы-
сотный корректор должен закрываться полностью.
При увеличении наддува мотора необходимо сначала обогащать
смесь, а затем уже увеличивать наддув, чтобы не допускать даже
кратковременного обеднения смеси, очень опасного для сильно
форсированных моторов
При снижении температуры окружающей среды смеет надо
обогащать.
В случае отказа в работе автоматического высотного корректора
при полёте самолёта на большой высоте необходимо перейти к ме-
ханическому способу управления высотным корректором и продол-
жать полёт.
92
В этом случае управление высотным корректором осуще-
ствляется следующим образом: при открытии корректора необхо
димо внимательно следить за поведением мотора; при появлении
признаков ненормальной работы (тряска, неравномерный выхлоп,
повышение температуры головок цилиндров, масла и воды) кор-
ректор необходимо прикрывать.
Высота, с которой разрешается пользоваться высотным коррек-
тором при подъёме самолёта, обычно оговаривается специальной
инструкцией для каждого типа самолёта. Следует указать, что эта
высота зависит также и от конструктивного оформления мотора, а
именно: от схемы расположения карбюратора и нагнетателя на нём.
При установке карбюратора после нагнетателя (моторы типа
ВК-Ю5 и АМ-35) высотным корректором не следует пользоваться
до расчётной высоты мотора, т. е. до начала падения наддува, со-
здаваемого нагнетателем, так как никакого обогащения смеси
с подъёмом самолёта на высоту не происходит по той простой при-
чине, что на этом участке сохраняется постоянство внешних усло-
вий как во всасывающих патрубках карбюратора, так и в поплав-
ковой камере.
Поэтому у подобных типов моторов открытие высотного кор-
ректора, особенно при снятии полной мощности мотора на высотах
меньше расчётной, вызовет только обеднение смеси со всеми вы-
текающими отсюда вредными последствиями. Следовательно', вы-
сотный корректор у таких моторов необходимо открывать только
на высотах больше расчётной, где эффект обогащения смеси на-
чинает заметно проявляться.
При наличии на моторе нагнетателя с переключающимися скоро-
стями правила пользования высотным корректором приобретают
некоторые отличительные особенности, заключающиеся в сле-
дующем.
С точки зрения улучшения скороподъемности и получения боль-
шей скорости самолёта необходимо после достижения расчётной
высоты для первой скорости нагнетателя переключаться на вторую,
после достижения расчётной высоты для второй скорости переклю-
чаться на третью и т. д. Для экономии же топлива, а также для по-
нижения рабочей температуры цилиндров переключение скоростей
нагнетателя выгодно производить на большей высоте, а именно,
увеличивая расчётную высоту переключения на 600—800 м.
В данном случае до расчётной высоты первой скорости высотный
корректор должен быть закрыт полностью. После достижения этой
высоты и до высоты переключения на вторую скорость (600—800 м
выше расчётной высоты для первой скорости нагнетателя) для эко-
номии топлива и улучшения работы мотора можно пользоваться
высотным корректором.
Перед включением' второй скорости нагнетателя необходимо обя-
зательно закрыть высотный корректор полностью и оставить его в
таком положении до высоты, превышающей расчётную высоту для
второй скорости на 600—800 ж; начиная с этой высоты, нужно снова
использовать корректор.
93
8. Расположение карбюратора и нагнетателя
у моторов, установленных на высотных самолётах,
и способы охлаждения карбюрированной смеси
(воздуха) после нагнетателя
Схема расположения карбюратора и нагнетателя на моторе
оказывает очень большое влияние на питание мотора карбюриро-
ванной смесью. Рассмотрим, как проявляется это влияние при вы-
сотных полётах, т. е. в условиях низкой температуры и малой плот-
ности окружающего воздуха.
Работа мотора при низких температурах окружающей среды, в
случае установки карбюратора до нагнетателя, вызывает необходи-
мость подогрева воздуха, поступающего в карбюратор, так как
иначе возможно обмерзание (обледенение) отдельных деталей кар-
бюратора.
Обледенение деталей карбюратора вызывается оседанием на них
водяных паров, поступающих вместе с воздухом в карбюратор, и
последующим замерзанием их вследствие значительного пониже-
ния температуры, которое происходит при испарении топлива.
Понижение температуры окружающей среды с подъёмом само-
лёта на высоту уменьшает процентное содержание паров воды
в воздухе (относительную влажность), и при температуре воздуха
ниже г/инус 7—8° Ц обледенение карбюратора мало вероятно.
При изучении стратосферы и верхних слоёв тропосферы было
установлено, что в этих слоях воздушной оболочки количество во-
дяных паров чрезвычайно ничтожно. Например, если принять влаж-
ность у земли за 100%, то уже на высоте 8 000 м относительная
влажность достигает величины не более 1 %. Поэтому опасность об
леденения самолёта и карбюратора мотора при полёте на больших
высотах, несмотря на низкую температуру окружающего воздуха,
полностью исключена.
Однако при полётах на больших высотах в условиях низких тем-
ператур окружающей среды подогрев воздуха, поступающего в
карбюратор, всё же необходим, но не как средство борьбы с об-
леденением, а для экономии топлива и как необходимая мера для
обеспечения приёмистости мотора. Последнее особенно важно при
планировании самолёта с больших высот, когда резкая дача газа
при выходе из планирования может вызвать перебои в работе мо-
тора и даже полную остановку его в воздухе. Излишний подогрев1
всасываемого воздуха приводит к снижению коэфициента наполне-
ния мотора и уменьшению мощности мотора.
На моторах, устанавливаемых на высотных самолётах, карбюра-
тор обычно располагается после нагнетателя, но наряду с этим
встречаются высотные самолёты с обратным размещением карбю-
ратора и нагнетателя. Для примера можно привести высотный
английский истребитель Супермарин «Спитфайр» с мотором Роллс-
Ройс «Мерлин» 61 (дальнейшая модификация мотора «Мерлин» XX).
Установка карбюраторов после нагнетателя для высотных само-
лётов более приемлема вследствие того, что при этом обеспечи-
94
вается ряд преимуществ по сравнению со схемой, при которой кар-
бюратор установлен перед нагнетателем.
Преимущества эти следующие.
1. Обеспечивается возможность уменьшения габаритов карбюра-
тора, так как проходное сечение диффузора у карбюратора, уста-
новленного, перед нагнетателем и рассчитанного для работы на
больших высотах, резко возрастает вследствие малого значения
плотности воздуха на этих высотах.
2. Отпадает необходимость применения специальных устройств
для подогрева воздуха, поступающего в карбюратор, так как воз-
дух достаточно сильно подогревается при прохождении через на-
гнетатель.
3. Понижение температуры воздуха, которое неизбежно проис-
ходит в карбюраторе (за счёт затраты тепла на испарение топлива),
в данном случае оказывается выгодным, так как воздух, поступаю-
щий из нагнетателя, значительно подогрет.
Необходимо подчеркнуть, что у самолётов с достаточно боль-
шой высотностью подогрев воздуха нагнетателем получается чрез-
вычайно большим, например, даже у современных моторов перепад
температур на входе и выходе из нагнетателя может достигать
150° Ц. Поэтому то понижение температуры воздуха, которое про-
исходит в карбюраторе, оказывается недостаточным и необходимо
дополнительное охлаждение воздуха (до температуры 90—100° Ц)г
поступающего в карбюраторы.
Это требование вызвано тем, что при значительном увеличении
высотности двигателей, которое обычно обеспечивается повышением
степени поджатия воздуха в нагнетателе, происходит чрезмерное
увеличение температуры всасываемой смеси, вызывающее возник-
новение детонации двигателя и потерю мощности. Поэтому двига-
тели, установленные на высотных самолётах, не могут работать без
специальных воздушных радиаторов; у двигателей с многоступен-
чатыми нагнетателями подобные радиаторы устанавливаются даже
между отдельными ступенями нагнетателя.
Радиаторы, применяемые для охлаждения карбюрированной
смеси (воздуха), могут быть либо воздухо-воздушные, когда карбю-
рированная смесь (воздух) охлаждается встречным потоком
воздуха, либо воздухо-жидкостные, когда для охлаждения карбю-
рированной смеси (воздуха) применяется жидкость.
У современных самолётов, предназначенных для полётов на
больших высотах, охлаждение смеси осуществляется и. воздухо-
воздушными и воздухо-жидкостными радиаторами.
Например, на упоминавшемся выше высотном английском истре-
бителе «Спитфайр» с мотором Роллс-Ройс «Мерлин» 61, снабжённым
двухступенчатым нагнетателем, обе ступени нагнетателя окружены
рубашкой охлаждения, по которой циркулирует охлаждающая жид-
кость. Кроме того, карбюрированная смесь, поджатая двумя ступе-
нями нагнетателя, проходит через специальный радиатор 2 (рис. 55),
где температура сжатой смеси понижается примерно на 80° (от 120
до 40° Ц), после чего смесь поступает в основной трубопровод 8
для питания цилиндров двигателя.
95
Система охлаждения смеси, как это видно из рис. 55, изолиро-
вана от основной системы охлаждения и имеет свой насос 1 и на-
ружный радиатор 3 для охлаждающей жидкости, циркулирующей
в системе охлаждения смеси.
На американском истребителе сопровождения «Тандерболт» с
мотором Пратт Уитни «Дабл-Уосп» R-2800-63 воздух после турбо-
компрессора охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе, затем
поступает в проводной центробежный нагнетатель, куда одновре-
менно впрыскивается и топливо из инжекторного карбюратора.
Рис. 55. Схема охлаждения карбюрированной смеси у мотора Роллс-
Ройс „Мерлин11 61 (Англия):
1 — насос для подачи охлаждающей жидкости; 2 — радиатор охлаждения смеси; 3 —
наружный радиатор; 4 — нагнетатель; 5 — крыльчатка первой ступени нагнетателя;
6 — крыльчатка второй ступени нагнетателя; 7 — выход смеси из нагнетателя; 8 — ос-
новной трубопровод подвода смеси к цилиндрам двигателя
Расположение карбюратоца после нагнетателя имеет ещё одно
значительное преимущество, заключающееся в том, что при работе
мотора приходится охлаждать чистый воздух, а не карбюрирован-
ную смесь, что более желательно, так как при этом устраняется
возможность конденсирования паров топлива в радиаторе.
Наряду со многими преимуществами схема установки карбюра-
тора после нагнетателя имеет и недостатки, из которых можно ука
зать следующие.
1. При такой схеме не происходит дополнительного перемеши-
вания карбюрированной смеси в нагнетателе, в результате чего
смесь, поступающая в цилиндры двигателя, менее однородна по
своему составу.
2. Карбюраторы, устанавливаемые после нагнетателя, требуют
обеспечения большой герметичности, особенно в местах прохожде-
ния дроссельных заслонок.
Учитывая, что давление наддува у современных авиационных
моторов довольно велико, можно сделать вывод, что в случае не-
достаточной герметичности карбюраторов утечка (выдувание) кар-
бюрированной смеси или воздуха будет очень значительной и вы-
96
зовет резкое увеличение расхода топлива или же нарушение регу-
лировки карбюратора (изменение качества смеси).
В настоящее время на некоторых моторах, например Пратт-
Уитни R-2800-57 (самолёт «Тандерболт» Р-47М), применяется не-
посредственный впрыск воды во всасывающую систему, что тоже
даёт значительное снижение температуры смеси, служит хорошим
средством борьбы с детонацией и обеспечивает экономию топлива.
Это объясняется тем, что впрыскиваемая вода, благодаря высокой
скрытой теплоте парообразования, заметно уменьшает термическую
нагруженность двигателя и, следовательно, позволяет увеличить
его наддув и работать на менее переобогащённых смесях, чем это
необходимо для двигателей без впрыска воды при работе их на
форсированной мощности.
Увеличение наддува и перевод двигателя на менее переобога-
шённые смеси дают дополнительное увеличение мощности, напри-
мер, на том же самолёте «Тандерболт» за счёт впрыска воды во
всасывающую систему увеличена мощность на 15%.
Система впрыска воды на этом самолёте почти полностью ав-
томатизирована и при включении её в действие лётчиком происхо-
дит автоматическое:
— дозирование впрыскиваемой воды;
• — уменьшение подачи топлива и обеднение смеси в точном со-
ответствии с количеством впрыскиваемой воды;
— повышение давления наддува, строго соответствующее тому
обеднению смеси, которое произошло у двигателя.
Система впрыска воды в цилиндры двигателя (во всасывающую
систему), применяемая в настоящее время на многих самолётах, от-
работана так, что впрыск воды происходит не на всех режимах ра-
боты двигателя и используется только кратковременно при форси-
ровании двигателя (взлёт, боевой режим). Таким образом, впрыск
воды не обеспечивает пока понижения температуры смеси при ра-
боте двигателя на всех режимах.
7-334
ГЛАВА ТРЕТЬЯ
РАБОТА СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ
Работа системы охлаждения мотора зависит от атмосферных
условий и, следовательно, от высоты полёта.
У моторов воздушного охлаждения увеличение высоты полёта
вызывает ухудшение отвода тепла от цилиндров вследствие паде-
ния плотности воздуха; поэтому при конструировании двигателя,
при подсчёте необходимой поверхности оребрения цилиндров при-
нимается во внимание рабочая высота полёта.
У моторов жидкостного охлаждения при подъёме самолёта на
высоту изменение атмосферных условий оказывает влияние на ра-
боту системы охлаждения по трём направлениям:
1. Уменьшение плотности воздуха ухудшает теплоотдачу радиа-
торов.
2. Уменьшение атмосферного давления вызывает понижение
температуры кипения воды (охлаждающей жидкости), что приводит
к преждевременному закипанию её в открытых (сообщённых с атмо-
сферой) системах охлаждения.
3. Уменьшение атмосферного давления облегчает условия воз-
никновения кавитации. При кавитации нарушается нормальная ра-
бота насоса, резко снижается производительность и может про-
изойти даже полное прекращение поступления воды (охлаждающей
жидкости) в систему охлаждения.
1. Факторы, влияющие на работу системы
охлаждения
К факторам, влияющим на работу системы охлаждения и имею-
щим особо важное значение для высотных самолётов, относятся
следующие.
1. Физическое состояние воздуха (плотность и температура).
Воздух, обтекающий самолёт в полёте, отнимает тепло от радиато-
ров и цилиндров двигателя и рассеивает его в атмосфере. Умень-
шение плотности воздуха по мере подъ'ёма самолёта на высоту при-
водит к тому, что через соты радиатора или между рёбрами охлаж-
дающей поверхности цилиндров протекает все меньшее и меньшее
98
весовое количество воздуха, что вызывает ухудшение теплоотдачи
их. Для того чтобы представить себе эффективность этого фактора,
достаточно обратить внимание на то, что на высоте 10 000 м
плотность воздуха в три раза меньше, чем у земли (см. табл. MCA).
Понижение температуры окружающего воздуха, неизбежное
при подъёме самолёта на высоту, приводит к увеличению перепада
температур между радиатором или цилиндром двигателя и окру-
жающей средой и, следовательно, улучшает их теплоотдачу.
На первый взгляд может показаться, что низкая температура
окружающего воздуха на больших высотах обеспечит необходимый
отвод тепла, но при внимательном рассмотрении легко установить,
что этого не произойдёт. Объясняется это тем, что влияние сниже-
ния плотности воздуха оказывает решающее значение на охлажде-
ние двигателя в полёте, а эффект от понижения температуры очень
незначителен по сравнению с влиянием падения давления и поэтому,
в результате совместного действия обоих факторов, при подъёме
самолёта на высоту происходит ухудшение работы системы охла-
ждения.
2. Характер изменения мощности мотора. У высотного мотора,
начиная от земли и до расчётной высоты, повышается индикаторная
мощность, что приводит к увеличению теплоотдачи в стенки цилин-
дров и к необходимости отвода большого количества тепла от сте-
нок цилиндров. Следовательно, чем больше высотность мотора, тем
труднее обеспечить нормальную работу системы охлаждения.
Наиболее тяжёлые условия работы системы охлаждения полу-
чаются на расчётной высоте мотора, несмотря на большую' величину
максимальной скорости самолёта и низкую температуру окружаю-
щей среды. При этом явление перегрева двигателя и охлаждающей
жидкости наиболее вероятно при режиме набора высоты в диапа-
зонах высот, близких к расчётной высоте мотора, вследствие сня-
тия полной мощности и сравнительно небольшой скорости самолёта
при подъёме его на высоту. У современных самолётов подсчёт не-
обходимой охлаждающей поверхности обьГчно производится для
условий горизонтального полёта, а проверка выбранной поверх-
ности — для условий подъёма самолёта при снятии полной мощ-
ности мотора.
При подъёме самолёта выше расчётной высоты мотора ухуд-
шение охлаждения- мотора вследствие уменьшения плотности
воздуха компенсируется понижением температуры воздуха и
уменьшением мощности мотора. При полётах же на больших высо-
тах охлаждающая поверхность радиаторов становится недоста-
точной из-за резкого снижения плотности воздуха и поэтому при
конструировании высотного самолёта охлаждающую поверхность
радиаторов приходится значительно увеличивать.
3. Температура охлаждающей жидкости. Температура охлаж-
дающей жидкости и перепад температур в радиаторе, т. е. разница
между, температурами входящей и выходящей из радиатора жид-
кости, тоже оказывают большое влияние на работу системы охла-
ждения.
7*
99
Обычно перепад -температур в радиаторе у современных авиа
ционных моторов колеблется в пределах 10—12° Ц и хотя с точки
зрения улучшения отвода тепла от двигателя этот перепад темпе-
ратур выгодно увеличить, но сделать это не удаётся.
Для улучшения теплоотдачи радиатора выгодно, чтобы разница
между температурами окружающего воздуха и стенок охлаждаю-
щих поверхностей радиатора была наибольшей, а для этого необ
ходимо иметь как можно более высокую среднюю температуру воды
в радиаторе. Улучшение теплоотдачи радиатора позволяет умень
шить его охлаждающую поверхность и, следовательно, чем выше
будет температура жидкости, циркулирующей в системе охлажде-
ния, тем меньшая охлаждающая поверхность радиатора потре-
буется для осуществления нормальной работы 'мотора, что особенно
важно для высотных самолётов. Но опасность закипания воды.,
особенно при тяжёлых условиях работы системы охлаждения
(взлёт самолёта), не позволяет при открытой системе охлажде-
ния иметь (на земле) температуру входящей в радиатор воды
выше 95—96° Ц.
Температура воды, выходящей из радиатора (входящей в блоки
мотора), не может быть также и очень низкой, так как это вызовет
нарушение нормального процесса сгорания в цилиндрах двигателя,
а также большое увеличение необходимой охлаждающей поверх-
ности радиатора, т. е. увеличение его габарита и веса. .
Доля мощности мотора, поглощаемая радиаторами, увеличи-
вающими лобовое сопротивление всего самолёта, довольно велика
и колеблется, в зависимости от конструктивного оформления радиа-
торной установки, в пределах 5—25% всей мощности мотора,
поэтому значительно увеличивать охлаждающую поверхность ра-
диатора для повышения перепада температур в нём нецелесооб-
разно.
Таким образом, тот перепад температур в радиаторе, который
принят для современных авиационных моторов, обеспечивает необ-
ходимое уменьшение охлаждающей поверхности радиатора, а кроме
того, при небольшом перепаде температур достигается более равно-
мерное охлаждение цилиндров мотора.
Однако высокая температура охлаждающей жидкости не может
быть применена не только из-за опасности закипания её, но также и
потому, что она повышает у двигателя склонность к перегреву и вы-
зывает усиленное парообразование даже при незначительном нару-
шении нормальной работы водяного насоса, например, при уменьше-
нии прокачки, снижении напора и особенно при уменьшении давле-
ния воды, циркулирующей в системе охлаждения.
При эксплоатации мотора с высокой температурой воды возни-
кает опасность образования паров в трубопроводах охлаждающей
жидкости, что может значительно ухудшить охлаждение и при-
вести к местным перегревам мотора. Кроме того, при повышении
температуры охлаждающей жидкости облегчаются условия воз-
никновения кавитации.
100
4. Температура кипения охлаждающей жидкости (воды). Очень
большое влияние на работу системы охлаждения оказывает умень-
шение температуры кипения воды, вызываемое увеличением высоты
полёта.
Известно, что кипение воды происходит в тот момент, когда дав-
ление парообразования становится равным атмосферному давлению,
а так как с подъёмом на высоту давление окружающей среды
уменьшается, то соответственно понижается и температура кипения
воды.
При понижении температуры кипения воды- возникновение ка-
витации и нарушение нормальной работы системы охлаждения
становятся более вероятными.
На больших высотах понижение температуры кипения воды на-
столько значительно, что эксплуатация мотора становится невоз
можной, если не принять особых мер, способствующих повышению
температуры кипения воды.
Зависимость температуры кипения воды от высоты приведена
в табл. 2. „ „
Таблица 2
Высота в м Температура кипения воды в ° Ц Высота в м Температура кипения воды в ° и.
0 100,0 8 000 73,2
1000 96,6 9 000 69,7
2 000 93,1 10 000 66,3
1000 90 0 11000 63,1
4 000 86,8 12 000 59,;
5 000 83,2 13 000 56,8
6 000 80,0 14 000 53,0
7 000 76,5 15 000 49,8
Для повышения рабочей температуры охлаждающей жидкости
могут применяться следующие способы.
1. Использование в открытых системах охлаждения в качестве
охладителей высококипящих жидкостей (этиленгликоли и их смеси
с небольшим количеством воды).
2. Повышение температуры кипения воды за счёт увеличения
давления в системе охлаждения (закрытые системы охлаждения).
3. Совмещение обоих вышеуказанных способов, т. е применение
высококипящих жидкостей в закрытых системах охлаждения.
Применение гликолей (этиленгликоль, престон 1 и др.), содержа-
щих в своём составе 2—5% воды и имеющих температуру кипения
170—190Ц. позволяет легко поддерживать при работе мотора
на больших высотах в открытой системе охлаждения температуру
жидкости в пределах 125—150° Ц с полной гарантией от закипания.
Например, на высоте 10 000 м температура кипения американского
этиленгликоля составляет 140 ' Ц, что позволяет иметь температуру
жидкости, циркулирующей в системе охлаждения, в пределах 125—
130° Ц.
1 Американский этиленгликоль с примесью 2% воды.
J01
Однако этиленгликоль, будучи очень гигроскопичен, может в
процессе эксплоатации самолёта самопроизвольно увеличивать про-
центное содержание воды, что приводит к заметному понижению
его температуры кипения. Уже при наличии 6—7% воды американ-
ский этиленгликоль на высоте 8 000 м закипает при температуре
125° Ц; при дальнейшем увеличении процентного содержания
воды температура кипения этиленгликоля падает ещё более
резко.
Таким образом, для полётов на больших высотах открытые си-
стемы охлаждения, даже при использовании высококипящих жид-
костей, не .могут быть применены.
В этом случае могут быть использованы только закрытые (гер-
метичные) системы охлаждения, отличающиеся от открытых си-
стем тем, что они изолированы от атмосферы. Закрытая система
охлаждения позволяет повышать давление в системе за счёт паров
воды (охлаждающей Жидкости) и тем самым увеличивать темпе-
ратуру кипения её.
Однако, как об этом было сказано выше, значительное повыше-
ние температуры охлаждающей жидкости вызывает перегрев
двигателя, вследствие чего возникают новые неисправности, кото-
рые тоже потребуют мер конструктивного или эксплоатационного
характера для их устранения. Например, повышение температуры
охлаждающей жидкости выше 100—105° Ц вызывало перебои в ра-
боте свечей типа ВГ-12 (особенно наружных) вследствие их чрез-
мерного перегрева. Кроме того, в случае повышения температур-
ного режима мотора неизбежно потребуется применение особых
температуростойких дюритовых шлангов, так как обычные шланги
при значительном повышении рабочей температуры охлаждающей
жидкости будут очень быстро разрушаться,
2. Закрытые системы охлаждения и дренажные
клапаны
1. Закрытая система охлаждения и дренажный клапан простого
действия. В закрытой системе охлаждения в верхней точке (расши-
рительный бачок или заливочная горловина) обязательно устанав-
ливается дренажный (предохранительный) клапан.
Клапан предназначен для дренажирования закрытой системы
охлаждения, так как чрезмерное повышение давления внутри си-
стемы, при отсутствии такого клапана, приведёт к разрушению
сот радиаторов и трубопроводов.
У невысотных, но скоростных самолётов иногда также приме-
няются закрытые системы охлаждения, но в этих случаях гермети-
зация системы используется только для повышения рабочей темпе-
ратуры воды, что позволяет уменьшить размеры радиатора и лобо-
вое сопротивление самолёта.
Такая же установка дренажного клапана обязательно приме-
няется и в тех случаях, когда мотор, рассчитанный на циркуляцию
в нём высококипящей жидкости (этиленгликоль), в открытой системе
102
(Охлаждения необходимо приспособить для эксплоатации на более
^изкокипящих жидкостях — воде, антифризе (смеси этиленгликоля
с водой с температурой кипения 102—104°Ц) или глизантине1.
На рис. 56 показана схема дей-
ствия сил на дренажный клапан в
закрытой системе охлаждения. Из
рисунка! видно, что сила, стремя-
щаяся открыть клапан
стк
'кл 9
где рабс — абсолютное давление над
жидкостью в расшири-
тельном бачке в! кг/см2-,
Ркл — эффективная площадь
клапана (с внутренней
стороны) в см2.
Сила, стремящаяся закрыть кла-
пан
Рис. 56. Схема действия сил на
дренажный клапан в системе охла-
ждения
Р = Р -4- Р
11Руж ‘ ГН>
представляет собой
зак
т. е. сила Рзак
сумму силы сжатия пружины, прижимающей, клапан к седлу, и
силы, действующей на
давления..
Сила, действующая
клапан снаружи вследствие атмосферного
на клапан снаружи,
Рц = Рн^кп’
где рн—давление снаружи клапана (давление окружающей
среды на высоте /7) в кг/см2',
Fkji — эффективная площадь клапана (с внешней стороны)
в см2.
(Обычно внутренняя и внешняя площади клапана делаются
одинаковыми.)
Открытие дренажного клапана происходит в тот момент, когда
сила Р01К становится равной сумме сил Рпруж и Рн, т. е.
Р = Р + Р
отк пруж ‘ /Р
или, подставив вместо этих величин их значения из предыдущих
равенств, получим
Рабатка ^пруж Рн^кл-
Из этого равенства видно, что при одной и той же высоте по-
лёта, чем больше сила сжатия пружины дренажного клапана, тем
больше то абсолютное давление внутри расширительного бачка, при
котором произойдёт открытие клапана, и, следовательно, тем
больше температура кипения воды.
1 Глизантин (glisantin) — немецкий антифриз.
103
Из того же равенства видно, что при одной и той же силе сжа-
тия пружины, чем меньше высота полёта, т. е. чем больше давление
окружающей среды, тем больше абсолютное давание в расширив
тельном бачке в момент открытия клапана и тем больше темпера-
тура кипения воды.
Необходимую силу сжатия пружины дренажного клапана для
любой высоты полёта Н легко можно определить, используя то же
равенство
Рабс^кл ^пруж Ркл’
написав его в таком виде:
^пру^к = Дбс^кл Ph ~ (Рабе Р н) Fк.С
где рн — давление окружающей среды на высоте Н (на той вы-
соте, для которой производится расчёт необходимой
силы сжатия пружины);
Р&&с — абсолютное давление в системе в момент открытия кла-
пана, т. е. при закипании жидкости.
Для этого нужно:
— знать эффективную площадь клапана Дкл ;
— задаться высотой полёта Н, что позволит взять из таблицы
MCA соответствующее значение] рн;
— задаться определённой температурой кипения воды. т.е. вы-
брать величину абсолютного давления ра6с в момент открытия кла-
пана.
Подставив выбранные значения рн и ps6c, можно получить
величину силы сжатия пружины для заданной высоты полёта.
При расчётах систем охлаждения обычно пользуются несколько
иной формулой, а именно:
Рпруж = (Лбе — Рн + 2 йт) ^КЛ-
Величина 0,2 ат гред гтавляет собой тот запас силы сжатия пру-
жины клапана на неточность действия его, которым задаются при
расчётах. Для усовершенствованных систем охлаждения, о которых
будет сказано ниже, таким запасом силы сжатия пружины обычно
не задаются.
Очень удобен для 'Определения силы сжатия пружины дренаж-
ного клапана график, показанный на рис. 57 и применяющийся при
расчётах и выборе параметров системы жидкостного охлаждения.
На этом графике справа дана зависимость атмосферного давле-
ния от высоты полёта, а слева — зависимость температуры кипения
от давления над жидкостью, и поэтому при помощи такого гра-
фика, можно определить:
1. Температуры кипения воды на всех высотах в открытой си-
стеме охлаждения
Например, для высоты Н = 8 000 м находим по графику, что
температура кипения воды 73° Ц.
2. Температуры кипения воды для любой расчётной высоты
и любой силы сжатия пружины дренажного клапана.
104
Пусть, например, требуется найти температуру кипения воды для
высоты Н = 6 000 м при силе сжатия пружины дренажного клапана,
соответствующей избыточному давлению в системе охлаждения,
Рис. 57. График для определения необходимой силы сжатия пружины дренаж-
ного клапана и температуры кипения воды в зависимости от высоты
равному 0,52 кг/см?-. Отложив величину избыточного давления от
точки на кривой изменения атмосферного давления, соответствую-
щей высоте 6 000 м, находим по графику, что абсолютное давление
над жидкостью будет равно 1,0 кг/см2, а температура кипения воды
100° Ц.
3. Температуры кипения воды на всех высотах ниже расчётной
при любой силе сжатия пружины дренажного клапана.
Пусть, например, требуется определить температуру кипения
воды на высоте Н = 2 000 м при условии, что сила сжатия пружины
дренажного клапана соответствует избыточному давлению в системе
охлаждения, равному 1,25 кг/см2, и подобрана для высоты
//—11 000 м, на которой должно произойти закипание воды при
этом давлении.
105
Из графика видно, что при данной силе сжатия пружины и вы-
бранной высоте полёта абсолютное давление в системе будет равно
1,46 кг/см2, а температура кипения воды, соответствующая этому
давлению, 110° Ц.
Для определения температур кипения воды на высотах ниже рас-
чётной, при той же самой силе сжатия пружины клапана, на графике
на участке от земли до расчётной высоты проводим кривую экви-
дистантно кривой изменения атмосферного давления. Это и будет
кривая максимального давления в системе охлаждения, так как при
снижении высоты полёта ниже расчётной абсолютное давление
внутри системы охлаждения (в момент открытия дренажного кла-
пана) растёт в точном соответствии с увеличением атмосферного
давления.
По кривой максимального давления находим, что температура
кипения воды при заданных условиях для высоты Н = 2 000 м со-
ставляет 120° Ц.
4. Необходимую силу сжатия пружины дренажного клапана для
любой высоты полёта и любой выбранной темпера гуры кипения
воды.
Пусть, например, требуется определить силу сжатия пружины,
обеспечивающую температуру кипения воды 105° ТТ на высоте
10 000 м. По графику находим что для этого необходимо, чтобы
абсолютное давление в системе охлаждения было равно 1,2 кг/см2',
следовательно, избыточное давление должно быть равно 0,95 кг/см2,
так как атмосферное давление на высоте Н = 10 000 м состав-
ляет 0,25 кг/см2. Теперь, зная эффективную площадь клапана, легко
определить необходимую силу сжатия пружины
Из рассмотренного выше примера следует, что обеспечение нор-
мальной температуры кипения воды при полётах на больших вы-
сотах, достигаемое соответствующим увеличением силы сжатия
пружины дренажного клапана, приводит к тому, что в системе
охлаждения создаётся большое избыточное давление. В этом слу-
чае при полёте самолёта у земли абсолютное давление в системе
охлаждения в момент открытия дренажного клапана становится
очень большим, и температура кипения воды сильно повышается.
Hai ример, попытка обеспечения кипения воды при температуре
110°Ц на высоте 11 Э00 м приводит к тому, что температура
кипения воды для высоты Н = 2000м составляет 120е Ц, а при
работе мотора у земли (Н = 0) будет достигать 124° Ц, что легко
можно определить из того же графика (рис. 57).
Значительное повышение давления в системе охлаждения при-
водит не только к термической перегруженности и перегреву двига-
теля, но и вызывает необходимость усиления прочности всех дета-
лей системы, т. е. заметно утяжеляет самолёт.
Желание понизить давление в системе охлаждения при сохране-
нии достаточно высокой температуры охлаждающей жидкости при-
вело к попыткам использования высококипящих жидкостей в от-
крытых или даже чаще в закрытых системах охлаждения с неболь-
шим избыточным давлением.
106
Например, применение американского Престона, температура
кипения которого при нормальных атмосферных условиях состав-
ляет 170° Ц, позволяет при незначительном увеличении избыточ-
ного давления в системе (0,2 кг! см2) иметь на1 высоте 10 000 м
температуру кипения жидкости в пределах 150—160°Ц. При нали-
чии же воды в системе охлаждения для обеспечения такой вели-
чины температуры кипения воды потребовалось бы для высоты
10 000 м избыточное давление 4,0—4,5 кг]£м2, что неизбежно вы-
звало бы чрезмерное утяжеление системы и много других недо-
статков, возникающих при высоких давлениях в системе охла-
ждения.
Даже при давлении (избыточном) в 1 кг! см2, которое применили
в системе охлаждения первых серий самолётов Пе-2, в процессе
эксплоатации очень часто возникали многие неисправности: течь
радиаторов, заедание подпятников водяных насосов и др. Поэтому
на последующих сериях этих самолётов величину избыточного
давления снизили до 0,5—0,6 кг/см2.
Однйко в системах охлаждения некоторых современных само-
лётов применяется избыточное давление больше чем. 1 кг!см2 и при
этом обеспечивается нормальная работа мотора.
Для примера можно привести английский самолёт «Тайфун»,
на котором устанавливается двадцатцчетырёхцилиндровый мотор
Нэпир «Сейбр» с оригинальным расположением цилиндров (в виде
буквы Н, положенной горизонтально), в качестве охлаждающей
жидкости применяется смесь из 70% воды и 30% этиленгликоля и
поддерживается избыточное давление в системе, равное 1,1 кг!см2.
2. Дренажный клапан двойного действия. У впервые появив-
шихся систем охлаждения закрытого типа примет ялся простой кла-
пан, оттарироваиный на давление 0,10—0,25 кг)см-, но такой клапан
не удовлетворял условиям! эксплоатации самолётов даже на высо-
тах 7 000—8 000 м и потребовалось:
— значительно увеличить силу сжатия пружины;
— внести изменение в конструкцию клапана — заменить обыч-
ный клапан клапаном двойного действия.
₽ Увеличение силы сжатия пружины при начальной регулировке
(в заводских условиях) дренажного клапана было вызвано двумя
причинами. Во-первых, необходимо было повысить температуру
кипения воды в системе, а во-вторых, при эксплоатации самолёта,
особенно при резком снижении (крутое планирование или пикиро-
вание), нередко происходило выбрасывание воды из системы ох-
лаждения через дренажный клапан
Замена простого! дренажного клапана клапаном двойного дей-
ствия тоже была вызвана эксплоатационными требованиями. При
наличии в системе охлаждения простого клапана, независимо от
силы сжатия его пружины, во время длительного снижения само-
лёта или длительного полёта на задросселированном моторе наблю-
дались случаи деформации расширительных бачков и радиаторов.
Деформации отдельных деталей системы охлаждения происходили
вследствие резкого понижения давления внутри системы охлаж-
дения.
107
Физическая сущность этого явления заключается в следующем.
В герметичной системе охлаждения во время работы мотора, на-
ряду с охлаждающей жидкостью, всегда имеется некоторое коли-
чество паров её, заполняющих весь объём системы, свободный от
охлаждающей жидкости. В случае утечки воды из системы или вы-
брасывания её через дренажный клапан объём, занимаемый парами
жидкости, будет увеличиваться соответственно объёму потерянной
воды.
При длительном снижении самолёта или длительном полёте йа
за дросселированном моторе температура жидкости и паров в си-
стеме охлаждения может очень резко снизиться, что неизбежно вы-
зовет частичное конденсирование паров в жидкость и, следова-
тельно, падение давления в системе охлаждения.
Процесс понижения давления внутри системы охлаждения и
протекающий параллельно ему процесс повышения окружающего
давления (атмосферного) вследствие снижения самолёта могут при-
вести к тому, что разность давлений станет достаточной для того,
-чтобы разрушить наиболее уязвимые в отношении прочности детали
системы охлаждения, т. е. произойдёт проминание внутрь стенок
расширительного бачка, возникновение трещин, деформация сот
радиатора и т. п.
Аналогичное явление возникало и при остановке горячего мотора
в земных условиях. Вследствие высокой температуры остановлен-
ного двигателя в системе охлаждения всегда находилось значи-
тельное количество водяных паров. При остывании двигателя,
после остановки его, происходило частичное превращение паров
в воду и, следовательно, падение давления в системе охлаждения.
Падение это было настолько значительное, что нормального атмо-
сферного давления было вполне достаточно, чтобы вызвать дефор-
мацию и появление трещин в сотах или обечайках радиаторов и в
стенках расширительных бачков.
Для предотвращения разрушения закрытых систем охлаждения
с простым дренажным клапаном (в случае применения воды в ка-
честве охлаждающей жидкости) рекомендовалось соблюдение сле-
дующих требований.
1. Лётчик должен был в полёте постоянно следить за тем,
чтобы ни при каких условиях не происходило падения температуры
охлаждающей жидкости ниже 60° Ц.
2. Техник обязан был при остановке мотора после полёта
открыть (вывернуть из расширительного бачка) дренажный клапан.
Вывёртывание дренажного клапана из расширительного бачка
превращало систему охлаждения в негерметичную и тем самым
предотвращало возможность разрушения радиатора и бачка при
остывании нагретого двигателя.
Однако открытие дренажного клапана тотчас же после выклю-
чения мотора было небезопасно вследствие того, что охлаждаю-
щая жидкость и её пары, имеющие довольно высокую температуру
и находящиеся в системе охлаждения под сравнительно большим
давлением, выбрасывались из системы, вызывая тяжёлые ожоги
лица и рук у обслуживающего персонала.
108
Рис.
Дренажный и обратный клапаны
системы охлаждения:
1 — заливочная пробка; 2 — штуцер трубопроводе, иду-
щего к блокам цилиндров; 3 — основной (тарельчатый)
дренажный клапан (клапан избыточного давления);
4 — обратный (шариковый) клапан (клапан разрежения);
5 — штуцер сообщения расширительного бачка с атмо-
сферой
Все эти обстоятельства заставили заменить обычный дренажный
клапан клапаном двойного действия.
В клапане двойного действия, помимо основного дренажного
клапана, имеется дополнительный обратный клапан или клапан
вакуума (разрежения), который открывается автоматически, как
только абсолютное давление в системе становится меньше атмо-
сферного (наружного). Следовательно, клапан вакуума повышает
давление в системе охлаждения (расширительном бачке) за счёт
ввода в систему атмосферного воздуха.
У современных конструкций самолётов расчётное давление для
клапана вакуума колеблется в довольно широких пределах — от
0,05 до 0,10 кг/см2, а для основного дренажного клапана — в пре-
делах 0,50—1,2 кг/см2 (дг
Для примера ниже при-
. ведено несколько кон-
струкций клапанов. На
рж. 58 показана ранее
применявшаяся схема си-
стемы охлаждения с раз-
дельно установленными
клапанами, где белыми
стрелками указан путь
выхода паров из расшири-
тельного бачка в атмо-
сферу в случае чрезмер-
ного
ния
и чёрными стрелками —
путь атмосферного возду-
ха в расширительный ба-
чок при возникновении
разрежения в бачке.
На рис. 59 и 60 пока-
заны две более компакт-
ные конструкции клапана
двойного действия: стан-
дартный отечественный клапан и клапан, устанавливаемый в си-
стеме охлаждения мотора Аллисон (самолёт Локхид Р-38). Схема
действия клапанов ясна из рисунков.
Практическими полётами установлено, что клапаны, сохраняю-
щие постоянный перепад между давлением в расширительном1 бачке
и давлением окружающей среды, не обеспечивают должным обра-
зом работу системы охлаждения высотного самолёта, который экс-
плоатвруется на высотах, значительно отличающихся одна от другой.
Как уже было указано выше, абсолютное давление, соот-
ветствующее максимально допустимой температуре охлаждающей
жидкости, имеется в расширительном бачке только на расчётной
высоте дренажного клапана, а на всех высотах ниже расчётной
абсолютное давление будет больше (увеличиваясь по мере прибли-
жения к земле) и соответственно этому увеличивается значение
109-
повышения давле-
внутри системы
максимальной температуры. Таким образом, если при расчёте дре-
нажного клапана принята достаточно большая высота полёта, то
на малых высотах и особенно при полёте самолёта у земли макси-
мальная температура охлаждающей жидкости может достигать очень
больших значений, что неизбежно приведёт к перегреву двигателя.
Поэтому в системах охлаждения современных конструкций са-
молётов вместо дренажных клапанов, обеспечивающих постоянный
перепад давлений (между системой охлаждения и окружающей
средой), начинают применять клапаны иной конструкции, снабжён-
ные гофрированной металлической коробкой (анероидом).
Конструкция подобного клапана показана на рис. 61. Принцип
действия такого клапана совершенно аналогичен принципу дей-
ствия клапана постоянного давления, рассмотренного в главе 1
«Работа системы топливопитания».
Клапаны эти называются анероидными (сильфонными) или кла-
панами постоянного давления; они обеспечивают сохранение аб-
солютного давления определённой величины в системе охлажде-
ния, т. е. n Е-
р = п F
kj[ г абс кл’
где Ркл — сила анероидного клапана, стремящаяся прижать его
к седлу;
рабс — абсолютное давление в системе в момент открытия кла-
пана.
Так как при наличии анероидного клапана давление в системе
•охлаждения всё время остаётся постоянным, то и температура ки-
пения жидкости сохраняет своё значение независимо от высоты
полёта.
Клапаны имеют хорошую чувствительность, т. е. очень незначи-
тельную разность между давлениями закрытия и открытия. Поэтому
пружина клапана подбирается из условий открытия его при абсо-
лютном давлении в системе охлаждения, как раз равном давлению
парообразования при расчётной температуре воды (температуре
воды, выходящей ив мотора при нормальной его работе), без вся-
кого запаса за неточность действия клапана.
Следует подчеркнуть ещё одно преимущество клапана постоян-
ного давления, очень ®ажное в эксплоатационном отношении: при
наличии такого клапана в системе охлаждения даже длительное
руление самолёта на земле не вызывает перегрева двигателя. При
повышении температуры охлаждающей жидкости и повышении да-
вления внутри системы выше нормального клапан открывается и
даёт выход пару ib атмосферу, что вызывает понижение темпера-
туры охлаждающей жидкости, а следовательно, и понижение тем-
пературы двигателя.
Если же в системе охлаждения установлен клапан постоянного
перепада давлений, то открытие его при работе мотора на земле и
выпуск пара в атмосферу могут произойти только при сильном пе-
регреве двигателя, когда давление внутри системы охлаждения
превысит давление окружающей среды на ту величину, на которую
отрегулирована пружина клапана.
J10
—Путь воздуха внутрь системы охлаждения
---»- Путь выхода воздуха и паров в атмосферу
Рис. 59. Дренажный клапан двойного действия с постоян-
ным перепадом давления:
1 — корпус; 2— клапан избыточного давления; 3— наружная пружина кла-
пана избыточного давление; 4 — внутренняя пружина клапана избыточного
давления; 5 — клапан разрежения; 6 — пружина клапана разрежения; 7 —хво-
стовик; 8 — гайка регулировки клапана избыточного давления; 9 — гайка
регулировки клапана разрежения
Рис. 60. Американский дренажный кла-
пан двойного действия с постоянным
перепадом давления
Рис. 61. Дренажный клапан
постоянного давления
111
3. Выбор схемы жидкостного охлаждения для высот-
ного самолёта и конструктивные способы обеспечения
работы системы охлаждения на больших высотах
1. Общие требования к системе жидкостного охлаждения.
Прежде чем анализировать применяющиеся в настоящее время
схемы жидкостного охлаждения моторов, нужно рассмотреть неко-
торые общие требования, предъявляемые к любой схеме жидкост-
Рис. 62. Установка радиаторов в тун-
неле под крыльями самолёта (вы-
сотный истребитель Супермарнн
„Спитфайр“ с мотором Роллс-Ройс
„Мерлин" 61)
ного охлаждения.
Работа системы охлажде-
ния на самолёте с мотором жид-
костного охлаждения зависит
прежде всего от размещения
радиаторов в системе, от форм
радиаторов, их капотов и кон-
структивного осуществления
подвода и отвода воздуха из
радиаторных установок.
Получившие широкое рас-
пространение туннельные ради-
аторы наиболее рациональны,
так как они обеспечивают по-
лучение наименьшего сопроти-
вления. Одновременно умень-
шается и общее сопротивле-
ние всей радиаторной уста-
новки, так как капоты радиаторов обычно хорошо сочетаются
с фюзеляжем или крылом самолёта.
Туннельные радиаторы для охлаждающей жидкости могут быть
выступающими из очертаний самолёта (рис. 62) или располагаться
внутри самолёта. С точки зрения аэродинамики самолёта вторая
схема несомненно более рациональна, так ‘как при этом не нару-
шается обтекание самолёта.
Эффективность системы охлаждения в большой мере зависит
также от конструктивного оформления ввода и вывода воздуха из
туннеля радиатора. Недостаточно умелая разработка форм и рас-
положения входных и выходных отверстий для воздуха, а также
способов осуществления регулирования площади входа и особенно
выхода, неудовлетворительный выбор пределов регулирования, —
всё это в сильной степени ухудшает работу системы охлаждения,
особенно у высотных самолётов.
Одно из самых главных требований, предъявляемых к любой
схеме жидкостного охлаждения, заключается в. том, чтобы не до-
пустить при работе мотора усиленного образования паров в трубо-
проводах системы, кавитации и выбрасывания воды через дренаж-
ный клапан. Вероятность возникновения всех этих явлений зависит
также в очень большой мере от конструктивного оформления си-
стемы охлаждения.
Аналогично тому, как это указывалось при рассмотрении работы
системы топливопитания, в системах охлаждения тоже может про-
112
исходить кавитация, т. е. резкое уменьшение напора и' прокачки
воды даже в тех случаях, когда давление перед насосом больше,
чем давление парообразования, соответствующее температуре
воды, подаваемой на-
сосом.
Превышение абсо-
лютного давления над
давлением парообразо-
вания, необходимое для
обеспечения нормаль-
ной работы водяного
насоса, в этом случае
называется также ка-
витационным запасом.
Таким образом, нор-
мальная работа систе-
мы охлаждения обеспе-
чивается только в том
случае, если в каждой
точке системы имеется
определённое соотно-
шение между абсолют-
ным давлением и тем-
Рис. 63. Схема размещения деталей закрытой
системы охлаждения:
1—блоки мотора; 2~ насос; 3 — радиатор; 4 — компен-
сационная труба; 5 — расширительный бачок; б — дре-
нажный клапан; 7 — дренажная труба; 8 — труба отвода
охлаждающей жидкости из блоков мотора в радиатор;
9 — заливочная горловина
пературой ^охлаждаю-
щей жидкости. Если же абсолютное давление недостаточно для
той температуры, которую имеет охлаждающая жидкость, т. е.
близко по своей величине к давлению парообразования, нормальная
работа системы охлаждения нарушается. Минимально необходи
мое давление должно быть всегда! больше давления парообразо-
вания на определённую для каждой точки системы величину,
предохраняющую от возникновения кавитации.
2. Способы улучшения закрытой системы охлаждения. Для
улучшения работы системы охлаждения и, повышения кавитацион-
ного запаса её применяется много различных конструктивных меро-
приятий.
Рассмотрим кратко некоторые из них.
В любой системе охлаждения закрытого типа можно выделить
три главные части контура):
1 Основной контур (рис. 63), в который входят водяной насос
и блоки мотора со всеми трубопроводами, подводящими и обводя-
щими воду (охлаждающую жидкость).
2. Радиаторный контур, состоящий из радиатора и трубопрово-
дов, подводящих и отводящих из него воду.
3. Дренажный контур, в который входят дренажный клапан,
расширительный бачок и трубопроводы, связывающие клапан и ба-
чок с основным и радиаторным контурами.
Каждый контур имеет свое особое назначение: в основном кон-
туре происходит отвод тепла от нагретых деталей мотора; в ра-
диаторном контуре происходит рассеивание тепла, поглощённого
водой (охлаждающей жидкостью), в окружающую среду и в дре-
8—334
113
нажном контуре собираются воздух и пары воды, выделяющиеся
при работе системы охлаждения.
Расширительный бачок, включённый в дренажный контур, слу-
жит ёмкостью для резервного количества воды (охлаждающей
жидкости) и является в то же время своеобразным регулятором
давлений в системе охлаждения. Таким, образом, от дренажного
контура зависит давление в любой точке системы.
Без дренажного контура, т. е. в случае применений системы
охлаждения с расширительным бачком, последовательно включён-
ным между мотором и радиатором, современный авиационный мо-
тор работать не может, так как при этих условиях неизбежно будет
происходить выбрасывание воды из системы вследствие местного
парообразования в радиаторе и перед насосом.
От соотношения контуров, их взаимного расположения и кон-
структивного оформления их отдельных деталей в большой мере
зависит работа системы охлаждения. Например, введение в систему
охлаждения особой компенсационной трубы 4 (рис. 63), дополни-
тельно соединяющей расширительный бачок с трубопроводом, под-
водящим охлаждающую жидкость к насосу, способствует вырав-
ниванию давлений и предохраняет от местных падений давлений,
что в значительной мере улучшает работу системы охлаждения.
При выборе тех или иных параметров для деталей системы охла-
ждения конструкторам приходится учитывать много факторов,
очень часто противоречащих один другому. Например, для улучше-
ния дренажирования блоков мотора (борьба со скоплениями пара
в полости блоков) и повышения температуры воды в расширитель-
ном бачке выгодно увеличивать диаметр дренажной трубы 7, а для
повышения давления на входе в насос диаметр её следует умень-
шать. Последнее объясняется тем, что при увеличении диаметра
дренажной трубы увеличивается количество жидкости, циркули-
рующей через дренажный контур, что приводит к увеличению’
гидравлических потерь и к уменьшению давления на входе в насос..
Аналогично этому для уменьшения потерь давления в компен-
сационной трубе 4 по , возможности увеличивают её диаметр, но-
чрезмерное увеличение диаметра ухудшает условия смешивания
воды в месте присоединения компенсационной трубы к всасываю-
щей магистрали насоса, что ведёт опять-таки к увеличению гидра-
влического сопротивления.
Диаметр дренажной трубы выбирается по возможности мень-
шим (10—12 мм), но в зависимости от диаметра труб радиаторного-
контура, диаметра компенсационной трубы, ёмкости системы я
расширительного бачка, расположения последнего на самолёте и
многих других факторов, характерных для данного конкретного
случая.
Диаметр компенсационной трубы для систем охлаждения со-
временных высотных самолётов выбирается равным 30—32 мм.
Нормальная циркуляция воды (охлаждающей жидкости) через,
расширительный бачок обычно составляет для номинального ре-
жима работы мотора примерно около 10—11% от количества жид-
кости, циркулирующей через блоки мотора. При недостаточной.
114
циркуляции охлаждающей жидкости через расширительный бачок
не обеспечивается должный отвод воздуха и паров из системы ох-
лаждения, при чрезмерной циркуляции возникают большие потери
давления во всасывающей линии системы охлаждения, что способ-
ствует возникновению кавитации. Поэтому для обеспечения работы
систем охлаждения современных авиационных моторов кавитацион-
ный запас насоса обычно выбирается равным 10—15% от величины
давления, создаваемого им.
Рис. 64. Распределение давлений и температур
в системе охлаждения
Рассмотрим, как распределяются давления и температуры
в системе жидкостного охлаждения современного авиационного
мотора. На рис. 64 показаны примерные величины давлений и тем-
ператур для наиболее характерных точек системы охлаждения
условного двигателя. Все характерные точки соединены между со-
бой, образуя ломаные линии, причём угол наклона прямой, соеди-
няющей две соседние точки давления, характеризует собой степень
падения давления на этом участке, а разность между давлениями
(падение напора) представляет собой гидравлическое сопротивле-
ние на рассматриваемом участке системы.
На этом же рисунке нанесены в соответствии с температурами
охлаждающей жидкости величины давления парообразования для
Тех же точек системы. Таким образом, по графику легко можно
определить величину превышения абсолютного давления над да-
влением парообразования для любой точки системы охлаждения.
8*
115
Из рисунка видно, что наиболее неблагоприятным Местом с
точки зрения запаса давления по сравнению с давлением парооб-
разования является вход в насос, где этот запас снижается до ве-
личины 0,2 кг/см2.
Все конструктивные усовершенствования, которые вносятся
в системы жидкостного охлаждения современных авиационных
моторов, направлены к тому, чтобы повысить кавитационный запас
давления во всех ответственных точках системы и особенно на входе
в насос, а также удалить из охлаждающей жидкости пары и воздух,
оказывающие вредное влияние на работу системы охлаждения.
Для получения представления о том, насколько эффективное
влияние оказывает усовершенствование системы охлаждения на её
работу, на рис. 63 (пунктиром) показаны величины давлений при
выходе из радиатора и на входе в насос, которые удаётся полу-
чить в системах охлаждения, снабдив их специальными приспо-
соблениями.
Рис. 65. Центробежный паро-воздухоотделитель
К числу приспособлений, применяющихся для улучшения ра-
боты системы охлаждения, следует отнести центробежные паро-
воздухоотделители и диффузоры.
3. Паро-воздухоотделители. Работа центробежного воздухоот-
делителя основана на разности удельных весов охлаждающей жид-
кости и её паров или воздуха. Воздухоотделитель представляет со-
бой улиткообразную камеру (рис. 65) с двумя противоположно на-
правленными штуцерами для подвода и отвода охлаждающей жид
кости и одним штуцером, выходящим из центральной части улитки
и предназначенным для отвода паров и воздуха в расширительный
бачок. Установка воздухоотделителя на моторе Даймлер-Бенц
DB-601 показана на рис. 66.
Освобождение охлаждающей жидкости от паров и воздуха про-
исходит в воздухоотделителе следующим образом. Струя охла-
ждающей жидкости с большой скоростью подводится по касатель-
ной к камере воздухоотделителя и благодаря улиткообразной
форме камеры сильно закручивается. В результате этого частицы
жидкости, как более тяжёлые, отбрасываются к периферии камеры,
а пары и воздух скапливаются в центре камеры, где давление по-
116
ниженное. Таким образом, внутри центробежного воздухоотдели-
теля возникает своеобразный жидкостный вихрь, поэтому такие
воздухоотделители иногда называют вихревыми.
Рис. 66. Размещение деталей закрытой системы охлаждения на самолёте
Мессершмитт Ме-109 с мотором DB-601:
1 — радиатор; 2 — центробежный паро-воздухоотделитель; 3 — бачок; 4- дренажный клапан
Охлаждающая жидкость, пройдя через улиткообразную ка-
меру и освободившись в ней от паров и воздуха, поступает к шту-
церу отвода жидкости, тоже расположенному по касательной
к камере воздухоотделителя (рис. 67), а отсюда уже жидкость
направляется к насосу, как это было сделано на самолётах Мессер-
шмитт Ме-109 с мотором DB-605, или к радиатору (самолёт Хейн-
кель Не-177А1 с четырьмя моторами DB-606).
Рис. 67. Схема действия центробежного паро-воздухоотделителя
117
Пары и воздух, скопившиеся в центральной части камеры воз-
духоотделителя, отводятся 'в расширительный бачок, где пары ча-
стично конденсируются в жидкость; остальная часть паров и воз-
дух, оставаясь в расширительном бачке, повышают в нём давление.
В случае создания давления, превышающего расчётную силу сжа-
тия пружины дренажного клапана расширительного бачка, клапан
открывается и выпускает часть паров и воздуха в атмосферу.
На некоторых типах
самолётов, например
у четырёхмоторного
самолёта Хейнкель
Не-177А1, отвод паров
и воздуха осуществлял-
ся так, что они посту-
пали в пароьой купол
расширительного бачка
по касательной к купо-
лу, что способствовало
более быстрому кон-
9
Рис. 68. Схема системы охлаждения с центробеж-
ным паро-возду>о<пделителем (самолёт Мессер-
шмитт Ме-109 с мотором DB-605):
1 — мотор; 2 — расширительный бачок; 3 — дренажный
клапан; 4 — иасос; 5 — паро-воздухоотделитель; 6—радиатор;
7 — шунтовая магистраль; 8 — магистраль отвода паров
и воздуха из воздухоотделителя; 9 — магистраль подвода
жидкости к воздухоотделителю для компенсации потерь /и
испарение
денсированию паров в
жидкость.
Встречаются систе-
мы охлаждения с воз-
духоотделителями, у
которых, помимо шту-
церов для отвода па-
ров, подвода и отвода
жидкости, имеется ещё четвёртый штуцер, расположенный прямо
противоположно штуцеру отвода паров и предназначенный для
подвода охлаждающей жидкости из расширительного бачка в ка-
меру воздухоотделителя снизу.
Такая схема системы охлаждения применялась, например, на
самолёте Мессершмитт Ме-109 с мотором DB-605 (рис. 68). В этой
схеме, состоящей из двух контуров: основного (показанного жир-
ными линиями) и дополнительного (показанного тонкими линиями),
охлаждающая жидкость, подводящаяся по магистрали 9 к воз-
духоотделителю, предназначалась для компенсации потерь на вы-
паривание её при работе двигателя.
Следует ещё сказать о шунтовой магистрали 7, введённой в эту
систему охлаждения в основном для предотвращения местных па-
дений давления в системе, при значительном дросселировании
мотора.
При работе мотора на малых оборотах значительно снижается
производительность насоса, что приводит к чрезмерному падению
давления жидкости в воздухоотделителе и в блоках мотора,
и в этом случае возникает опасность парообразования в блоках.
Шунтовая магистраль, связывая блоки мотора с расширительным
бачком, выравнивает давления в них и тем самым не допускает мест-
ного падения давления в блоках и усиленного парообразования
в них.
118
Рис. 69. Центробежный паро-воз-
духоотделитель, установленный
в расширительном бачке системы
охлаждения мотора Packard (США)
Шунтовая магистраль используется также и для отвода воздуха
(дренажа) при заполнении системы охлаждающей жидкостью.
Кроме того; при работе мотора по этой магистрали в расширитель-
ный бачок поступает некоторое количество горячей жидкости, что
компенсирует тепловые потери расширительного бачка и поддер-
живает достаточное давление пара в бачке, а следовательно,
и в контуре циркулирующей жидкости.
У некоторых систем охлаждения дополнительный штуцер воз-
духоотделителя, использовавшийся ранее для подвода жидкости
из расширительного бачка в камеру
воздухоотделителя, начинают ис-
пользовать для другой цели, а имен-
но для подвода охлаждающей жид-
кости под давлением в самый центр
жидкостного вихря. В этом случае
подведённая струя жидкости с боль-
шой силой выталкивает все газы,
скопляющиеся в центре вихр 'вой
камеры, что обеспечивает наиболь-
шую эффективность центробежного
воздухоотделителя.
Воздухоотделители, применяю-
щиеся в системах охлаждения ан-
глийских и американских моторов,
по принципу действия аналогичны
рассмотренному выше центробеж-
ному воздухоотделителю. Они толь-
ко несколько отличаются по своей конструкции и устанавливаются
обычно внутри расширительных бачков
Для примера на рис. 69 показан центробежный воздухоотдели-
тель, устанавливаемый в системе охлаждения мотора Packard
Merlin V-1650-3 (самолёт «Мустанг»).
Особенности! этого типа воздухоотделителя следующие. Шту-
церы подвода и отвода жидкости имеют не круглую, а сплюснутую
форму; расположены они по всей высоте камеры и подведены
несколько сбоку камеры. Отверстие для выхода пара, сообщаю-
щееся с пароотводной трубкой, расположено эксцентрично в ка-
мере воздухоотделителя (см. рис. 69).
Преимущество воздухоотделителей центробежного типа заклю-
чается в том, что они, помимо удаления паров и воздуха из охла-
ждающей жидкости, обеспечивают повышение давления в контуре
циркулирующей жидкости. При правильном размещении воздухо-
отделителя в системе охлаждения (перед насосом или радиатором)
повышается давление на входе в насос, что улучшает работу его.
Кроме того, при этом повышается давление в системе по отноше-
нию к давлению в расширительном бачке, что уменьшает парообра-
зование и, следовательно, также способствует улучшению работы
системы охлаждения. Воздухоотделители позволяют также умень-
шить расчётную силу сжатая пружины дренажного клапана за
119
счёт снижения необходимого кавитационного запаса давления пе-
ред насосом.
Для увеличения равности между давлением на периферии ка-
меры воздухоотделителя и давлением в центре его, что способ-
ствует улучшению работы воздухоотделителя, штуцерам подвода
и отвода охлаждающей жидкости, придаётся соответствующая
форма (суживающаяся и расширяющаяся), а также выбирается
наиболее правильное соотношение между площадью входного се-
чения штуцера подвода жидкости (7',,х ) и площадью сечения того
же штуцера в месте перехода его в камеру воздухоотделителя (FJ.
Штуцер подвода жидкости по мере приближения к камере воздухо-
отделителя постепенно суживается (см. рис. 65 и 69), что делается
для увеличения скорости поступающей жидкости, и, наоборот, шту-
цер отвода жидкости имеет постепенно расширяющееся сечение,
Рис. 70. Диффузор со сверлениями в средней части
т. е. выполнен в виде диффузора, чтобы повысить давление в нём
за счёт уменьшения скорости (преобразование скоростного напора
в статическое давление).
Отношение площади входного сечения /\х (рис. 69) штуцера
подвода жидкости к площади сечения F\ того же штуцера в месте
перехода его в камеру воздухоотделителя у современных англий-
ских и американских моторов выбирается примерно pamibiM двум,
т. е. FJX2FV
4. Диффузоры. Для улучшения работы системы охлаждения,
помимо воздухоотделителя, применяется ещё диффузор, выполнен-
ный в виде двух насадков конической формы, вершины которых
соединены общим цилиндром, окружённым в свою очередь коль-
цевой камерой.
Кольцевая камера, окружающая среднюю (наиболее узкую)
часть диффузора, сообщена с расширительным бачком компенса-
ционной трубкой, а кроме того, и с внутренней полостью диффу-
зора либо при помощи^ отверстий, просверленных в диффузоре
(рис. 70), либо кольцевой щелью (рис. 71), образующейся за счёт
того, что один из насадков не доходит до другого.
Введение диффузора в систему охлаждения позволяет значи-
тельно уменьшить расчётную силу сжатия пружины дренажного
клапана. Например, если для закрытой системы охлаждения неусо-
120
вершеиствованного типа расчётная сила сжатия пружины дренаж-
ного клапана подбирается из условия
Р = (р г — р„ -f- 0,2 atn\ F ,
пру ж v абс '77 1 ’ / кл’
то в случае введения диффузора в систему охлаждения расчётная
сила пружины
Рпруж = (/’абс— Pujfy
Установка диффузора вызывает также повышение давления на
входе в насос. Увеличение давления происходит за счёт преобразо-
вания в диффузоре скоростного напора основного потека охла-
ждающей жидкости в статическое давление, а у диффузоров
с кольцевой щелью и за счёт дополнительного воздействия эжек-
тирующего (отсасывающего) эффекта, увеличивающего давление
Эжектирующее действие диффузора с кольцевой щелью дости-
гается тем, что диаметр у обреза подводящего насадка (в кольпе-
вой камере) выбирается меньше, чем диаметр входного конца от-
водящего насадка.
Установка в систему охлаждения одновременно диффузора и
воздухоотделителя может значительно повысить давление на входе
в насо’с и тем самым обеспечить надёжную работу системы охла-
ждения в высотных условиях. При этом необходимо подчеркнуть,
что обеспечение работы системы охлаждения в высотных условиях
происходит при сохранении, а иногда даже при некотором умень
шении силы сжатия пружины дренажного клапана по сравнению
с силой сжатия пружин, применяющихся в неусовершенствованных
системах охлаждения.
4. Конструктивные способы улучшения воздушного
охлаждения моторов у высотных самолётов
Если проанализировать влияние высоты полёта на работу си-
стемы воздушного охлаждения моторов, легко установить, что для
подобных моторов падение атмосферного давления имеет ещё
большее ^значение, чем для моторов жидкостного охлаждения, так
как при полётах на больших высотах отвод тепла от цилиндров
резко ухудшается.
121
При этом у моторов жидкостного охлаждения ухудшение
теплоотдачи радиатора можно было компенсировать увеличением
охлаждающей поверхности его, хотя это и вызывало увеличение
лобового сопротивления и ухудшение всех аэродинамических
качеств самолёта. У моторов же воздушного охлаждения при-
шлось изыскивать другие способы улучшения охлаждения цилинд-
ров на больших высотах.
Какие же конструктивные мероприятия могут быть приме-
нены для улучшения работы системы воздушного охлаждения
моторов?
Все способы, применяющиеся для этой цели, можно условно
разделить на три группы:
1. Способы улучшения теплоотдачи цилиндров двигателя без
применения принудительного обдува.
2. Способы с применением принудительного обдува.
3. Профилирование комлевой части лопастей винта.
1. Улучшение теплоотдачи без применения принудительного
обдува. Из тех способов, которые не используют принудительный
обдув, для улучшения воздушного охлаждения цилиндров могут
быть применены следующие способы:
1. Улучшение обтекания воздухом цилиндров мотора.
2. Увеличение охлаждающей поверхности каждого из цилинд-
ров за счёт большего оребрения головок и стенок.
3. Увеличение суммарной охлаждающей поверхности всех ци-
линдров за счёт уменьшения диаметра их с одновременным уве-
личением числа цилиндров мотора.
1. Улучшение обтекания воздухом цилиндров
мотора. Работы по улучшению обтекания воздушным потоком
рёбер цилиндров и всей моторной установки в целом ведутся уже
длительное время, и в этой области достигнуты значительные
успехи. Конструкции современных дефлекторов цилиндров и капо-
тов моторов обеспечивают наиболее рациональное распределение
воздуха, осуществляющего отвод тепла от оребрённых поверх-
ностей цилиндров, но при конструирований высотных самолётов
этих средств недостаточно.
2. Увеличение охлаждающей поверхности ка-
ждого из цилиндров. Увеличение охлаждающей поверх-
ности цилиндров (увеличение степени оребрённости двигателя)
тоже не может дать очень существенных результатов, так как
оно подошло уже почти к пределу и такое значительное увеличе-
ние поверхности охлаждения, которое требуется для обеспечения
полёта на больших высотах, не удаётся осуществить.
Однако следует отметить, что изменение технологического про-
цесса изготовления головок цилиндров может дать некоторые
результаты в деле увеличения охлаждающей поверхности цилинд-
ров. Например, навёртывание на гильзы кованых головок вместо
литых, широко применяемое за последнее время, даёт увеличение
охлаждающей поверхности головки примерно на 30—40% при
одновременном уменьшении её веса и значительном увеличении
прочности. Если при этом ещё вместо покрытия рёбер охлаждения
/22
огнеупорным лаком применить металлизацию их (нанесение за-
щитного металлического слоя), отвод тепла увеличивается ещё
в большей степени.
В последнее время начал применяться новый способ создания
оребрения цилиндров, заключающийся в том, что изготовленные
из алюминиевого сплава цилиндрические рубашки с охлаждаю-
щими рёбрами напрессовывают или крепят другим способом на
гладких гильзах цилиндров двигателя и таким образом обеспечи-
вают покрытие стальных цилиндров рёбрами из алюминиевого
сплава. Такой способ улучшает теплоотдачу цилиндра, а самое
главное, позволяет значительно увеличить охлаждающую поверх-
ность цилиндра по сравнению с цилиндром обычной конструкции.
3. Увеличение суммарной охлаждающей по-
верхности всех цилиндров с одновременным
уменьшением диаметра их. Увеличение суммарной охла-
ждающей поверхности, которое можно получить путём уменьшения
диаметра цилиндров с одновременным увеличением числа их,
довольно действенный метод, хотя нужно сказать, что снятие
той же мощности мотора, но с большего числа цилиндров, неиз-
бежно вызывает ухудшение экономичности мотора.
В самом деле, при уменьшении всех размеров цилиндра его
объём уменьшается пропорционально кубу уменьшения линейного
размера, а охлаждающая поверхность (внутри головки) — про-
порционально квадрату. Следовательно, при таком дроблении мощ-
ности происходит увеличение отношения поверхности охлаждения
(внутри головки) к объёму, что вызывает увеличение доли тепла,
отдаваемого в стенки, а следовательно, и понижение экономич-
ности мотора. Поэтому этот способ обычно не применяется.
Для обеспечения нормальной работы системы воздушного охла-
ждения при полёте самолёта на больших высотах даже одновре-
менное использование первых двух способов оказывается недо-
статочным, и возникает необходимость применения принудитель-
ного обдува.
2. Принудительный обдув. Для обеспечения нормальной работы
моторов воздушного охлаждения на больших высотах в последнее
время на самолётах начинают устанавливать специальные венти-
ляторы осевого или центробежного типа, получающие вращение
от мотора самолёта, наподобие того, как это делается у обычного
автомобильного двигателя.
Такие попытки осуществления принудительного охлаждения
(обдува) цилиндров с помощью вентилятора применялись ещё на
первых авиационных моторах воздушного охлаждения рядного
типа (в 1907—1910 гг. французской моторостроительной фирмой
Рено и др.), когда конструкторы изыскивали возможные способы
охлаждения моторов подобного типа. Результаты испытаний ока-
зались неудовлетворительными, а дальнейшее успешное развитие
конструкций капотов моторов и дефлекторов цилиндров привело к
отказу от принудительного охлаждения.
В дальнейшем неоднократно наблюдались повторные попытки
применения этого способа охлаждения, но вследствие многих
J23
конструктивных недостатков, выявлявшихся при испытании устано-
вок принудительного охлаждения, а главное из-за усложнения
и значительного утяжеления мотора, вызванного установкой венти-
лятора, принудительный обдув не получал практического приме-
нения.
Но работы конструкторов над усовершенствованием установок
принудительного охлаждения не прекращались и продолжаются
в настоящее время. Чем же это можно объяснить? Какие выгоды
может дать этот способ охлаждения и почему так упорно ведутся
работы в области его практического осуществления?
Прежде всего принудительный обдув позволит преодолеть
трудности охлаждений, вызываемые повышением мощности звездо-
образных моторов за счёт увеличения числа рядов цилинд-
ров (многорядныё звёзды). Кроме того, способ этот может раз-
решить трудности отвода тепла у моторов воздушного охлаждения
при полётах на больших высотах, вызванные резким уменьшением
плотности воздуха, и одновременно обеспечит возможность регу-
лирования степени охлаждения (обдува) за счёт изменения вели
чины напора воздушного потока, создаваемого вентилятором.
У моторов жидкостного охлаждения принудительный обдув
тоже может получить применение, особенно у высотных самолётов,
снабжённых толкающими винтами.
Принудительный обдув моторов воздушного охлаждения, по-
мимо своего основного назначения, может принести еще дополни-
тельные выгоды.
Вследствие того что у моторов воздушного охлаждения удель-
ный расход топлива обычно, несколько больше, чем у моторов
жидкостного охлаждения из-за более богатой смеси, что диктуется
стремлением понизить термическое (тепловое) напряжение мотора,
то эффективное снижение температуры цилиндров позволит не-
сколько обеднить смесь, а следовательно, уменьшить удельный
расход топлива, что повысит дальность полёта самолёта. Правда,
при этом приходится учитывать некоторую затрату мощности,
которая необходима для вращения вентилятора, но величина
затраченной мощности будет весьма невелика, так как возрастание
тяги вследствие увеличения реакции струи, выходящей из капота,
в значительной мере компенсирует мощность, потребляемую вен-
тилятором.
В настоящее время уже имеются практически осуществлённые
конструкции системы принудительного обдува с невыключающи-
мися вентиляторами для моторов воздушного охлаждения.
Например, на отдельных американских самолётах с моторами
«Дабл-Уосп», точно так же и на некоторых типах немецких само-
лётов с моторами BMW-801А и D (рис. 72), устанавливались не-
выключающиеся вентиляторы. Английская фирма Ротол, изго-
товляющая воздушные винты, тоже разработала систему прину-
дительного обдува для моторов воздушного охлаждения.
У американского вентилятора число лопастей достигало 50—70
и устанавливался он непосредственно на втулке винта; немецкий
вентилятор имел всего 12 лопастей и получал вращение от редук-
124
Рис. 72. Принудительный обдув двухрядного
звездообразного мотора на истребителе Фокке-
Вульф FW-190 с мотором BMW-801D;
1 — маслорадиаторы; 2 — вентилятор; 3 — лобовой капот
тора, повышающего скорость вращения вентилятора в 3,2 раза по
сравнению со скоростью вращения винта.
Вентилятор, устанавливавшийся в системе охлаждения мотора
BMW-801, был! подобран, а следовательно, и был выгоден только
для одного режима полёта самолёта, а именно: при сравнительно
малых скоростях воздушного потока (взлёт и подъём). На всех
скоростях свыше 280
км! час вентилятор не
обеспечивал дополни-
тельного охлаждения,
так как не имел при-
способлений для регу-
лирования величины на-
пора воздушного пото-
ка, создаваемого.им.
Больше того, при
горизонтальном полёте
на больших скоростях
такой вентилятор мо-
жет даже несколько
ухудшить охлаждение
мотора из-за умень-
шения скорости пото-
ка охлаждающего воз-
духа.
Английский вентилятор фирмы Ротол аналогично американским
вентиляторам вращался со скоростью винта, но в отличие от них
имел 18 лопастей, угол установки которых мог изменяться на
земле. Отсюда следует, что этот вентилятор в условиях экспло-
атации мог быть отрегулирован для любого режима и условий
полёта, но и в данном случае для всех других режимов, кроме
выбранного, вентилятор был невыгодным или же обеспечивал
незначительные выгоды.
Таким образом, установка простого нерегулируемого в полёте
вентилятора не может обеспечить должного отвода тепла от ци-
линдров воздушного охлаждения на всех режимах полёта не
только у высотного самолёта, но даже у самолёта, не предназна-
ченного для полётов на больших высотах.
Для обеспечения эффективной работы вентилятора на больших
высотах требуется прежде всего значительное увеличение числа
оборотов его. Так как число оборотов винта обычно меньше
числа оборотов мотора, то крыльчатку невыгодно устанавливать
непосредственно на валу винта, и в высотную вентиляторную уста-
новку приходится специально вводить зубчатую передачу (рис. 73),
значительно повышающую число оборотов крыльчатки венти-
лятора.
Если вентиляторная установка подобрана для работы в высот-
ных условиях, т. е. предполагается максимальное использование
её при полётах на больших высотах, то при работе вентилятора
на малых высотах на вращение его будет бесполезно затрачи-
125
ваться очень большая мощность, что приведёт к резкому сниже-
нию к.п.д. вентиляторной установки. Поэтому в высотную вентиля-
торную установку необходимо ввести ещё специальные приспо-
собления, позволяющие регулировать напор, создаваемый венти-
лятором, и тем самым не допускать ухудшения к.п.д. вентиляторной
установки.
Рис. 73. Вентилятор с зубча-
той передачей от винта
(экспериментальная кон-
струкция, США)
Рис. 74. Полностью собранная вы-
сотная вентиляторная установка
с зубчатой передачей и направля-
ющим аппаратом с регулирую-
щимися лопатками (эксперимен-
тальная конструкция, США)
Для регулирования напора могут быть применены: редуциро-
вание числа оборотов крыльчатки вентилятора и установка перед
вентилятором специального направляющего аппарата с регулирую-^
щимися лопатками (рис. 74).
Направляющий аппарат с регулирующимися лопатками позво-
ляет изменять направление воздушного потока перед вентилято-
ром. При полёте на малых высотах лопатки направляющего аппа-
рата устанавливаются в такое положение, что поток закручивается
в сторону вращения вентилятора, и это вызывает уменьшение за-
траты мощности на вращение вентилятора; при полёте на боль-
ших высотах соответствующей установкой лопаток направляющего
аппарата воздушный поток закручивается против направления
вращения вентилятора и тем самым обеспечивается наиболее пол-
ное использование вентиляторной установки.
Установка вентилятора значительно увеличивает вес самолёта.
Поданным Кемпбелла (Campbell К. Fan cooling «ups» engine per-
formance), вентиляторная установка, предназначенная для работы
на больших высотах, увеличит общий вес моторной установки на
126
60—65 кг, что примерно в трй раза больше веса простого невЫз
ключающегося вентилятора,, рассчитанного для работы на одном
определённом режиме полёта. При этом такой вентилятор в слу-
чае отсутствия устройств для регулирования напора, создаваемого
вентилятором, может уже у современных моторов поглощать мощ-
ность 250—300 л. с,
В связи с рассмотрением принудительного обдува моторов
воздушного охлаждения следует вкратце упомянуть о профилиро-
вании комлевой части лопастей воздушных винтов, широко при-
меняющемся в настоящее время на многих скоростных самолётах
(«Тандерболт», «Спитфайр» и др.).
3. Профилирование комлевой части лопастей воздушного винта.
До тех пор пока скорость самолёта не превышала 500 км/час, на
профиль комлевой части лопастей винта не обращали особого
внимания, и комлевая часть обычно имела круглое сечение. При
эксплоатации же скоростных самолётов с такими винтами быль
обнаружено заметное снижение к.п.д. винта, а у моторов воздуш-
ного охлаждения, кроме того, и значительное перегревание, пре-
пятствующее их эксплоатации.
При изучении этого явления было установлено, что для плохо
профилированной комлевой части лопастей указанные скорости
были критическими, при которых нарушалось плавное обтекание
профиля воздушным потоком и как следствие этого — снижение
к.п.д. винта, достигавшее значительной величины (до 3%).
Так как воздушный винт, помимо своего основного назначе-
ния — создания тяги, служит в то же время вентилятором, отбра-
сывающим воздушный поток на цилиндры двигателя, то для мото-
ров воздушного охлаждения плохое профилирование комлевой
части' лопастей имело ещё и другое очень важное значение. При
больших скоростях полёта работа комлей лопастей происходила
в сильно заторможенном потоке, что вызывало значительное ухуд-
шение охлаждения двигателя.
Профилирование комлевых частей лопастей, т. е. придание им
формы в строгом соответствии1 с теми скоростями, при которых
будет эксплоатироваться самолёт, может производиться двумя
способами:
— созданием требуемого профиля у комлевой части лопастей
при изготовлении винта;
— надеванием на комлевые части, имеющие круглое сечение,
специальных манжет требуемого профиля.
5. Способы осуществления управления системой
охлаждения
Существует два основных способа управления системой охла-
ждения:
— механическое управление охлаждением двигателя из кабины
пилота;
— автоматическое управление охлаждением двигателя без
участия лётчика.
127
1. Механическое управление охлаждением двигателя. Механи-
ческое управление предусматривает необходимость наблюдения
за показаниями термометра охлаждающей жидкости или тер-
мопары, замеряющей температуру головок у цилиндров мото-
ров воздушного охлаждения. Кроме того, о Температурном режиме
двигателя лётчик судит по показаниям термометров, замеряющих
температуру входящего и выходящего из двигателя масла.
В случае обнаружения показаний приборов, сигнализирующих
о перегреве или переохлаждении двигателя, лётчик, пилотирую-
щий самолёт, обязан принять соответствующие меры борьбы
с этим.
Способ механического управления охлаждением двигателя по-
лучил широкое распространение и применяется вплоть до настоя-
щего времени у большинства современных конструкций самолётов.
Но от этого способа управления охлаждением двигателя полностью
откажутся в самое ближайшее время не только при конструиро-
вания специальных высотных самолётов, но и самолётов, предна-
значенных для полётов на средних высотах.
На многих конструкциях американских самолётов устанавли-
вается сигнальная контрольная лампочка, загорающаяся при пере-
греве масла или охлаждающей жидкости. Загорание лампочки
вызывается замыканием термоконтакта, отрегулированного на
определённую максимально допустимую температуру охлаждаю-
щей жидкости.
Введение такого мероприятия не вносит требуемого облегчения
в работу лётчика по управлению системой охлаждения, так как
контрольная лампочка только сигнализирует лётчику о предельно
высоком температурном режиме мотора, но не избавляет его от
необходимости принять меры по устранению чрезмерного пере-
грева охлаждающей жидкости, а кроме того, лампочка совсем не
реагирует на переохлаждение мотора в полёте.
Большая загруженность лётчика при выполнении высотного
полёта или во время ведения воздушного боя вызывает необходи-
мость введения на высотных и военных самолётах полной автома-
тизации управления охлаждением мотора в полёте.
2. Автоматическое управление охлаждением двигателя. Авто-
матическое управление достигается установкой специальных термо-
статов, управляющих, помимо лётчика, открытием и закрытием за-
слонок (створок) .радиаторов, или же термостатов, связанных с от-
дельной шунтовой магистралью системы охлаждения и регулирую-
щих количество жидкости, поступающей к радиатору, в зависимо-
сти от температуры её на выходе из мотора, т. е. в этом случае
часть жидкости может перепускаться по шунтовой магистрали не-
посредственно к насосу, минуя радиатор.
Подобные термостаты, обеспечивающие автоматическое упра-
вление створками радиаторов или регулирование количества жид-
кости, поступающей к радиатору, пока еще очень сложны и имеют
большое количество деталей, что снижает надёжность их работы.
Попытки введения автоматизации управления системой охла-
ждения наблюдались уже давно; например, у немецкого высотного
128
истребителя Мессершмитт Ме-109 G2 в системе охлаждения (и
в системе смазки) устанавливались термостаты, механически свя-
занные со створками и заслонками радиаторов, расположенных
в туннелях. Створки радиаторов были установлены на входе в тун-
нель (регулировка площади входного отверстия), а регулируемые
заслонки — позади радиаторов, на выходе из туннеля (регулировка
площади выходного отверстия). %
Рис. 75. Схема автоматического управления системой охлаждения на самолёте
Мессершмитт Ме-109О2:
а — положение золотника, соответствующее открытию створок и заслонок радиатора;?# — положе-
ние золотника, соответствующее закрытию створок и заслонок радиатора; 1 — сильфон; 2 — золот-
ник (распределительный кран); 3 — цилиндр; 4 — поршень; 5 и 6 — верхняя и нижняя заслонки
радиатора; 7 — канал подводя жидкости для открытия створок и заслонок радиатора; 8 — ка-
нал подвода жидкости для закрытия створок и заслонок радиатора
Основным элементом подобного термостата является гермети-
чески закупоренный сильфон, изготовленный так же, как и силь-
фоны автоматически действующих высотных корректоров, но за-
полненный низкокипящей жидкостью (изопентан или спирт). При
нагревании сильфона вследствие повышения температуры охлаж-
дающей жидкости, окружающей его, часть жидкости, находящейся
внутри сильфона, испаряется, и под влиянием давления паров он
расширяется. Чем больше температура охлаждающей жидкости,
тем больше величина давления паров и, следовательно, тем больше
расширение сильфона.
В случае понижения температуры охлаждающей жидкости про-
исходит обратное явление, т. е. сжатие сильфона.
Расширение или сжатие сильфона термостата, с которым жёстко
связан специальный золотник (распределительный кран), на само-
9-334 ]29
лёте Мессершмитт (рис. 75) вызывало передвижение золотника
и перепуск смеси из гидросистемы шасси в цилиндр управления
створками и заслонками радиатора.
Подача жидкости из гидросистемы в правую или левую поло
вину цилиндра 3 (рис. 75) гидроуправления вызывала соответ-
ственно закрытие или открытие створок и заслонок радиатора.
В системе автоматического управления регулировкой температуры
Рис. 76. Схема автоматического управления системой охлаждения на стандартной
моторной установке Роллс-Ройс „Мерлин” (Англия):
1 — радиатор; 2 — заслонка, регулирующая поступление воздуха к радиатору (открыта); 3 ~ насос
системы охлаждения; 4— термостат; 5 — цилиндр с сервопоршнем; 6—Термостатическое реле;
7 — капиллярная трубка; 8 — подвод воздуха к сервопоршню; 9 — клапан поддержания постоянства
давления воздуха; 10 — электрораспределительная коробка; 11 — подвод электрического тока от
источника питания; 12 — электропроводка к электромагнитному клапану цилиндра сервопоршня;
13—электропроводка к термостатическому реле
охлаждающей жидкости на самолёте Мессершмитт была преду-
смотрена также возможность механического управления, которое
необходимо в случае отказа термостата (повреждение сильфона)
или же в случае желания лётчика лететь с более низкой темпера-
турой охлаждающей жидкости по сравнению с той, которая авто-
матически поддерживается термостатом.
Встречаются отдельные типы самолётов, у которых для осуще-
ствления автоматизации управления створками радиаторов при-
менён пневматический или электрический принцип или тот и другой
вместе.
Например, на рис. 76 показана система охлаждения, встречаю-
щаяся на некоторых типах английских опытных самолётов. В этой
системе установлено специальное термостатическое реле, воздей-
ствующее под влиянием изменения температуры охлаждающей
130
жидкости на электромагнитный клапан, перепускающий сжатый
воздух в цилиндр сервопоршня, шток которого механически свя-
зан с заслонкой радиатора (на выходе).
На рис. 77 показано аналогичное по конструкции автоматиче-
ское управление створками радиатора (на входр), разработанное
американской фирмой Standard Aircraft Products.
В этой конструкции сервопоршень, управляющий открытием
и закрытием заслонок, также перемещается в ту или иную сто-
рону в зависимости от того, в какую часть цилиндра сервопоршня
(правую или левую) поступает сжатый воздух из баллона.
Рис. 77. Схема автоматического управления створками
радиатора (на входе) фирмы Standard Aircraft Products
(США):
1 — цилиндр с сервопоршнем; 2— заслонка, регулирующая поступле-
ние воздуха к радиатору; 3— термостатическое реле; 4—капилляр-
ная трубка; 5 — трубопровод подвода воздуха к цилиндру серво-
поршня; 5 — клапан поддержания постоянства давления воздуха;
7 — электрораспределительная коробка
Воздух поступает к цилиндру сервопоршня по трубопроводу 5,
давление поступающего воздуха регулируется клапаном 6, а ре-
гулирование направления воздуха (в правую или левую полость
цилиндра) осуществляется автоматически действующим электро-
магнитным клапаном цилиндра сервопоршня, который управляется
термостатическим реле <3, реагирующим на изменение температуры
охлаждающей жидкости. Термостатическое реле сообщается
с охлаждающей жидкостью капиллярной трубкой 4\ распредели-
тельная коробка 7, подводящая электрический ток к электромаг-
, иитному клапану сервопоршня, помещается между сервопоршнем
и термостатическим реле.
На рис. 78 показано другое конструктивное оформление авто-
матического управления створками (на выходе), предложенное
американской фирмой Airesearch Manufacturing. Отличительная
особенность этой схемы заключается в том, что:
— термостат непосредственно (без капиллярных трубок) вклю-
чён в систему охлаждения (в трубопровод, соединяющий радиа-
торы с баком охлаждающей жидкости);
S* 131
— управление створками радиатора осуществляется не гидра-
влически или электропневматически, а только электрическим спо-
собом от специального электрического сервомотора, который
в свою очередь управляется (включается и выключается) элек-
тромагнитным механизмом.
Электромагнитный механизм связан с термостатическим реле
электрически, а вал сервомотора с рычагом управления створками
радиаторов — механически.
Рис 78. Схема автоматического управления створ-
ками радиатора (на выходе) фирмы Airesearch
Manufacturing (США);
7 — радиаторы; 2 — термостат; 3 — электрический серво-
мотор; 4—механизм автоматического управления серво-
мотором
Подобные схемы автоматического управления створками радиа-
торов могут быть применены как для системы охлаждения, так
и для системы смазки, но все они пока довольно' сложны и имеют
большое количество деталей и механизмов.
В заключение рассмотрим вопрос о том, какие требования
предъявляются к автомату регулирования температуры охлаждаю-
щей жидкости, предназначенному для установки на высотном
самолёте.
Автомат должен:
— позволять регулировать гак называемую зону нечувстви-
тельности, т. е. тот диапазон температур, на которые автомат не
реагирует (заслонки радиаторов остаются неподвижными);
— реагировать на изменение температуры охлаждающей жид-
кости, вызванное изменением режима работы мотора (сЬопсирова-
ние и дросселирование),
— реагировать на изменение температур охлаждающей жид,
кости, вызванное изменением высоты и режима полёта (измене-
ние температуры окружающего воздуха и скорости полёта).
J32
Насколько полно удовлетворены эти требования в конструк-
циях автоматов регулирования температуры, применяемых на
современных типах самолётов, можно проследить на примере ав-
томата, сконструированного и изготовленного американской фир-
мой Лир-Авиа. Автомат такой конструкции устанавливался на
самолётах «Кннгкобра» Р-63А и регулировал температуру охлажда-
ющей жидкости и масла, автоматически управляя открытием и
закрытием заслонок радиаторов.
Рис. 79. Механизм управления заслонками радиаторе! системы охлаждения
(и смазки) у самолёта чКингкобра“ Р-63А (США):
1 — электромотор с передаточным механизмом системы управления заслонкой маслораднатора;
2— ходовой винт; 3—приводной вал; 4 — качалки; 5—тяги; 6 — заслонка маслораднатора;
7—электромотор с передаточным механизмом системы управления заслонками радиаторов охлаж-
дающей жидкости; 8— ходовой винт; 9— приводной вал; 10— качалки; 11 — тяги; 12— заслонки
радиаторов охлаждающей жидкости
В систему автомата регулирования температуры Лир-Авиа вхо-
дят: механическая и электрическая части управления заслонками
радиаторов, приёмо-передающая часть автомата регулирования
температуры и переключатель управления автоматом, установлен-
ный в кабине лётчика.
Механическая часть управления заслонками радиаторов охла-
ждающей жидкости состоит и; электромотора 7 (рис. 79) с пере-
даточным механизмом, ходового винта 8, связывающего переда-
точный механизм электромотора с приводным валом 9, вращение
которого при помощи качалок 10 и тяг 11 передаётся заслонкам 12
радиаторов охлаждающей жидкости.
133
Рис. 80. Электрическая схема механизма
управления заслонками радиаторов:
7 — электромотор; 2—реле (электрическое);
3 — концевые выключатели; 4 — конденсаторы;
5 — переключатель регулятора; 6 — переключатель
автомата: 7—прерыватель; 8— винт регули-
ровки зоны нечувствительности
В электрическую часть системы управления заслонками радиа-
торов входят: электромотор 1 (рис. 80), электрическое реле 2,
концевые выключатели 3,конденсаторы 4 и система контактов элек-
трического управления,
Приёмо-передающая часть автомата регулирования температуры,
или так называемая термо-манометрическая система, состоит изг
1 Г идравлического реле,
представляющего собой метал-
лическую мембрану 5 (рис. 81)
с гофрированным донышком,
помещённую в кожух 4.
2. Приёмника температуры,
изготовленного в виде цилинд-
ра и заполненного низкокипя-
щей жидкостью (этил-хлори-
дом); приёмник связан с гидра-
влическим реле при помощи
капиллярной трубки 3, запол-
ненной низкозамерзающей жид-
костью.
Переключатель 6 управле-
ния автоматом (рис. 80) позво-
ляет лётчику по его желанию
переходить либо на автомати-
ческое управление открытием
и закрытием заслонок радиато-
ров, либо, выключать автомат
и одновременно устанавливать
заслонки радиаторов в опре-
делённое положение. Для это-
го переключатель может быть
установлен лётчиком в одно из следующих четырёх положений:
«OFF» (автомат выключен), «OPEN» (открытие заслонок),
«CLOSE» (закрытие заслонок) и «AUTO» (автоматическое
управление).
Работа автомата регулирования температуры происходит сле-
дующим образом. Вследствие того что приёмник температуры 2
(рис. 81) непосредственно соприкасается с охлаждающей жид-
костью, всякое изменение температуры охлаждающей жидкости
вызывает изменение давления паров низкокипящей жидкости, на-
ходящейся внутри приёмника.
Изменение давления внутри цилиндра приёмника передаётся
по капиллярной трубке к гидравлическому реле (мембране),
вызывая перемещение (выгибание) кверху или книзу донышка
мембраны, которое при помощи специального рычажного меха-
низма автомата и электрического привода передаётся заслонкам
радиаторов.
Например, в случае повышения температуры охлаждающей
жидкости происходит увеличение давления паров в цилиндре при-
ёмника и, следовательно, прогибание донышка мембраны кверху.
134
При своём движении кверху мембрана увлекает шток 6 (рис. 81)
вместе с ввёрнутым в него регулировочным винтом 8. При подъёме
регулировочного винта 8 вверх упор головки 9 отходит от упора 22,
имеющегося на рычаге 10, вследствие чего под действиегл
пружины 12 начинает происходить вращение рычага 10 вокруг
оси 15.
При вращении рычага 10 его свободный конец, поднимаясь
кверху, замыкает контакты переключателя 16 и тем самым вклю-
чает электромотор, который при своём вращении с помощью
Рис. 81. Схема действия автомата регулирования
температуры Лир-Авиа:
7 — трубопровод с охлаждающей жидкостью; 2— приёмник темпера-
туры; 3—капиллярная трубка; 4— кожух гидравлического реле;
5 — мембрана гидравлического реле; 6 — шток гидравлического
реле; 7 — пружина; 8 — регулировочный винт; 9— головка регулиро-
вочного винта с упором; 10—рычаг; 77 — рычаг обратной связи;
12 и 13 — пружины; 14 и 15—оси; 16—контакты переключателя;
17—винт регулировки зоны нечувствительности; 18 — винг;
19—ограничительная гайка; 20 —валик передаточного механизма
к редуктору; 21 — зубчатые шестерни; 22— упор на рычаге 10
передаточного механизма открывает заслонки радиаторов. Одно-
временно с этим электромотор через специальный передаточный
механизм и зубчатые шестерни 21 приводит во вращение винт 18,
на котором укреплена ограничительная гайка 19, упирающаяся
в рычаг И обратной связи. При вращении винта 18 и подъёме
его вверх, гайка 19, упираясь в конец рычага обратной связи,
заставляет его вращаться вокруг оси 14. Вследствие того что на
рычаге обратной связи укреплён рычаг 10, при таком вращении
рычага 11 происходит подъём левого (несвободного) конца ры-
чага 10 до момента соприкосновения упора головки 9 с упором 22
на рычаге 10.
После того как произойдёт соприкосновение упоров, правый
(свободный) конец рычага 10 преодолеет усилие пружины 12,
отжимая её вниз, что позволит пружине 13 разомкнуть контакты
135
переключателя и тем самым выключить электромотор, т. е. пре-
кратить открытие заслонок радиаторов.
Чем больше повышение температуры охлаждающей жидкости,
тем больше перемещение штока гидравлического реле кверху
и отход упора головки регулировочного винта от упора, имеюще-
гося на рычаге 10, и, следовательно, соответственно позже про-
изойдет размыкание контактов переключателя, выключение элек-
тромотора и прекращение открытия заслонок радиаторов. Таким
образом, степень открытия заслонок радиаторов строго пропор-
циональна отклонению температуры охлаждающей жидкости от
температуры, которую автомат должен поддерживать посто-
янной.
У работающего мотора температура охлаждающей жидкости,
даже при сохранении режима работы, не остаётся постоянной и
может колебаться в небольших пределах. Поэтому, если отрегули-
ровать автомат на одну какую-либо температуру, то при работаю-
щем моторе будет происходить почти непрекращающееся движение
заслонок радиаторов, т. е. непрерывная работа механизма авто-
мата, что вызывает повышенный износ деталей автомата и сокра-
щает срок службы его,.
Для того чтобы обеспечить неподвижное положение заслонок
радиаторов не только при одной какой-либо температуре охла-
ждающей жидкости, а в пределах температур, допускаемых для
данного типа двигателя, автомат позволяет регулировать так назы-
ваемую зону нечувствительности, т. е. тот предел температур, на
которые автомат не реагирует (заслонки радиаторов остаются непо-
движными) .
Регулирование зоны нечувствительности, составляющей у авто-
матов Лир-Авиа 3—8° Ц, обеспечивается вращением винта 17, пе-
ремещение которого вызывает изменение угла наклона неподвиж-
ного контакта переключателя, вследствие чего при незначитель-
ных изменениях температуры охлаждающей жидкости контакты
переключателя остаются в замкнутом (или разомкнутом)
состоянии и, следовательно, механизм управления заслонками без-
действует.
Если проанализировать работу автомата Лир-Авиа, можно сде-
лать вывод, что автомат этой конструкции не удовлетворяет пол-
ностью требованиям, перечисленным выше, выполнение которых
считается обязательным не только для конструкций высотных са-
молётов, но даже для самолётов, предназначенных для полётов на
средних высотах. ,
Кроме того, автомат Лир-Авиа вследствие недостаточной проч-
ности его деталей имеет небольшой срок службы. Поэтому, со-
гласно американским инструкциям по эксплоатации, в целях повы-
шения надёжности действия автомата пользование им ограничено
и разрешается только при особо ответственных режимах полёта
самолёта: взлёт, посадка, воздушный бой. Во всех остальных слу-
чаях управление заслонками радиаторов должно осуществляться
механическим способом.
136
€. Правила эксплоатации системы охлаждения
высотного самолёта
Специфичность эксплоатации высотных самолётов вызывается
конструктивными особенностями подобных самолётов и условиями
их работы, резко отличак^цимися^ от условий работы самолёта,
предназначенного для полётов на малых высотах.
Введение дренажного, клапана, воздухоотделителя, термостата
я других приспособлений, улучшающих работу системы охла-
ждения, вызывает необходимость более тщательного ухода за нею..
Усложнение системы охлаждения и увеличение числа детален
в ней делает более вероятным возникновение какой-либо неисправ-
ности, особенно при недостаточно тщательном уходе за системой
охлаждения.
Поэтому перед каждым высотным полётом необходимо про-
верять:
1 Герметичность дренажного клапана. В случае нарушения
герметичности его вода (охлаждающая жидкость) будет прежде-
временно закипать и выбрасываться из системы охлаждения.
2. Нет ли накипи на седле клапана и следов коррозии (рако-
вин). И в том и в другом случае нарушается герметичность
системы охлаждения, поэтому при обнаружении накипи её сле-
дует удалить; при наличии раковин на клапане его нужно заменить
новым.
3. Герметичность всей системы охлаждения и правильность
тарировки дренажного клапана. В случае недостаточной силы
сжатия пружины клапана (постоянного перепада давлений) при
полётах на высоте будет происходить выбрасывание охлаждаю-
щей жидкости из системы.
Проверку герметичности системы охлаждения и правильности
тарировки дренажного клапана можно выполнять непосредственно
на самолёте при помощи баллона со сжатым воздухом и кон-
трольного манометра. Проверка клапана постоянного перепада
давлений и клапана постоянного давления выполняется анало-
гично.
Для проверки рекомендуется применять баллоны с давлением
20—25 ат\ в качестве контрольного манометра можно использо-
вать запасный бензоманометр, но со шкалой, позволяющей заме-
рять то давление, которое предполагается создать в системе охла-
ждения при её проверке. Кроме того, необходимо устанавливать
в проверочной цепи редукционный клапан, отрегулированный на
давление, превышающее расчётное давление клапана на 0,10 —
0,15 кг/см2, и предохраняющий систему от разрушения в случае
резкого повышения давления по какой-либо причине при выпол-
нении проверки.
Схема выполнения проверки герметичности системы охлажде-
ния и правильности тарировки дренажного клапана непосред-
ственно на самолёте приведена на рис. 82.
137
При проверке необходимо соблюдать следующие правила:
1. Для большей надёжности проверку герметичности систе-
мы выполнять на горячем моторе при температуре охлаждающей
жидкости, соответствующей нормальному режиму работы мо-
тора (на горячем моторе течь обнаружить легче).
2. Открывать вен-
тиль воздушного бал-
лона плавно, без рыв-
ков, иначе возможна
(в случае неисправно-
сти редукционного кла-
пана) деформация рас-
ширительного бачка
или радиатора вслед-
ствие чрезмерного по-
вышения давления.
3. При проверке со-
здавать давление в си-
стеме на 0,05—0,10
кг/см2 меньше того,
при котором должно
начаться открытие дре-
нажного клапана.
б
Рис. 82. Схема проверки на самолёте герметичности
системы охлаждения и правильности тарировки
дренажного клапана:
1 — блоки цилиндров; 2— насос; 3 — радиатор: 4 — расшири-
тельный бачок; 5 — дренажный клапан; 6 — заливочная
горловина бачка; 7 — трубопровод для проверки системы;
8 — контрольный манометр; 9 — редукционный клапан с кра-
ном; 10 — аэродромный баллон со сжатым воздухом
4. В процессе проверки убедиться наружным осмотром в том,
что нет течи охлаждающей1 жидкости, и одновременно проверить
устойчивость показаний контрольного манометра, наблюдая за ним
в течение 2—3 минут.
Кроме того, необходимо убедиться в плавном открытии дренаж-
ного клапана в момент создания в системе такого давления, кото-
рое принято для данного типа мотора. Если при проверке будет
обнаружена неправильная тарировка клапана, его необходимо за-
менить новым.
Эксплоатация системы охлаждения высотных самолётов в по-
лёте тоже имеет много отличительных особенностей. Например,
при полёте самолёта на большой высоте набор высоты даже в те-
чение непродолжительного времени может вызвать перегрев мотора
со всеми вытекающими отсюда последствиями.
Значительное оребрение головок и стенок цилиндров воздуш-
ного охлаждения имеет свои недостатки. У сильно оребрённых
цилиндров происходит более быстрое охлаждение и переохлажде-
ние моторов, особенно на больших высотах при низких температу-
рах окружающего воздуха и малой плотности его. Для переохла-
ждения мотора самым опасным режимом полёта является длитель-
ное планирование самолёта с больших высот.
Переохлаждение вызывает следующие нарушения нормальной
работы мотора:
1. Ухудшается процесс карбюрирования смеси.
2. Ухудшается процесс сгорания вследствие понижения темпе-
ратуры головок цилиндров.
138
3. У моторов жидкостного охлаждения в случае применения
воды возникает опасность замерзания её в наиболее уязвимых ме-
стах системы охлаждения (трубы малого диаметра, соты радиа-
тора и т. п.).
4. У моторов воздушного охлаждения искажаются нормальные
фазы газораспределения вследствие уменьшения величины зазоров
у клапанов (при отсутствии компенсаторов, поддерживающих вели-
чину зазора постоянной, независимо от рабочей температуры ци-
линдра).
Все эти обстоятельства нарушают нормальную работу мотора,
вызывают появление перебоев, а искажение фаз газораспределения,
кроме того, может вызвать значительное перекрытие клапанов, ко-
торое в свою очередь может привести к выхлопам в карбюратор и
возникновению пожара на самолёте.
Первыми признаками переохлаждения мотора, помимо снижения
температуры по показаниям термопары, являются перебои в работе
мотора. В случае возникновения перебоев в работе мотора следует
обратить внимание на показание термопары — низкая температура
головок цилиндров .свидетельствует о переохлаждении их.
Возникшее в полёте переохлаждение мотора не представляет
собой большой опасности при своевременном принятии мер борьбы
с переохлаждением. Даже в случае сильного переохлаждения мо-
тора лётчику никогда не следует опрометчиво переходить на плани-
рование для быстрейшей потери высоты, так как это вызовет ещё
большее переохлаждение и остановку мотора.
Для борьбы с переохлаждением мотора в воздухе нужно вы-
полнять следующее:
1. Очень плавным движением рычага газа постепенно увеличить
обороты мотора почти до максимальных. При этом помнить, что
при резкой даче газа переохлаждённый мотор очень часто глохнет,
так как снижение температуры резко ухудшает его приёмистость.
2. Уменьшить скорость самолёта — перейти на режим набора
высоты.
Уменьшение скорости самолёта, а следовательно, уменьшение
обдува цилиндров, при одновременном увеличении числа оборотов
мотора, т. е. увеличении термической нагруженности цилиндров,
очень быстро устраняет возникшее переохлаждение и обеспечивает
нормальную работу мотора при любой высоте полёта.
При планировании с больших высот необходимо выполнять
следующие правила:
1. В случае начавшегося переохлаждения выполнить «пло-
щадку» для прогрева мотора.
2. Планировать на оборотах тем больших, чем больше высота
полёта. На потолке самолёта достаточно сбавить мотору 100—
150 об!мин.
3. В том случае, если регулировка охлаждения неавтоматиче-
ская, необходимо в течение всего времени планирования держать
закрытыми створки радиаторов и регулируемые щели капотов, если
они имеются на самолёте.
139
Кроме всего этого, необходимо выполнять следующее:
1. После продолжительного планирования с больших высот не
допускать резкой дачи газа, так как чрезмерно охлаждённый мо-
тор из-за плохой приёмистости при резкой даче газа может оста-
новиться.
2. После длительного планирования не заходить тотчас же на
посадку. Необходимо предварительно прогреть мотор, чтобы исклю-
чить всякую возможность отказа мотора при сравнительно резкой
даче газа, которая возможна в случае ухода самолёта на второй
круг.
При полёте в боевой обстановке или над территорией, непри-
годной для посадки, может возникнуть необходимость продолжать
полёт при отказавшем в работе дренажном клапане системы охла-
ждения. Наиболее вероятная неисправность дренажного клапана
будет заключаться в нарушении его герметичности.
В этом случае нужно руководствоваться следующими указа-
ниями.
Потеря герметичности клапана хотя и представляет серьёзную
опасность, так как вызывает очень быстрое закипание воды в си-
стеме охлаждения, но в случае принятия соответствующих мер
лётчиком (уменьшение числа оборотов и быстрое снижение
самолёта) никаких повреждений деталей мотора не произойдёт.
Нарушение герметичности клапана не делает непригодной для
эксплоатации систему охлаждения, а только превращает её в обыч-
ную негерметичную систему, имеющую сообщение с атмосферой не
через специально предназначенный для этой цели суфлёр, а через
щель в самом дренажном клапане. Поэтому полёт самолёта при
нарушении герметичности системы охлаждения (если нет утечки
воды из системы) можно продолжать, соблюдая необходимые меры
предосторожности, т. е. поддерживая температуру в определённых
пределах и ни в коем случае не допуская закипания воды и выбра-
сывания её в атмосферу; в противном случае прекращение полёта
и вынужденная посадка неизбежны.
При выполнении такого полёта нужно вести неослабное наблю-’
дение за температурой воды, выходящей из мотора, принимая
•меры к своевременному дхлаждению жидкости в системе в случае
повышения её температуры выше допустимой.
Максимально допустимая температура воды должна быть на
5—7° Ц ниже температуры кипения для данной высоты (в откры-
той системе охлаждения). Для облегчения определения температуры
кипения воды для любой высоты полёта можно рекомендовать сле-
дующий простой способ. Высоту полёта в тысячах метров нужно
умножить на 3,5 — это и будет то число градусов, насколько пони-
зилась температура кипения воды ПО' сравнению с нормальной
температурой кипения (100° Ц). Например, для высоты Н = 3 000 м
температура кипения воды будет 100 — 3 • 3,5 = 89,5° Ц. Если
сравнить полученный результат с данными табл. 2, легко обнару-
жить, что ошибка составляет всего 0,5° Ц.
140
Чем больше значение максимально допустимой температуры
воды на выходе из мотора (см. табл. 2), тем меньше напряже-
ния потребуется от лётного состава в смысле управления и наблю-
дения за системой охлаждения. Поэтому полёт с неисправным дре-
нажным клапаном системы охлаждения будет тем легче выполнять,
чем меньше высота полёта. Сообразуясь с этим положением и учи-
тывая метеорологические данные и обстановку по намеченному
маршруту, лётчику следует выбрать высоту, на которой более целе-
сообразно продолжать свой полёт.
При технико-эксплоатационной подготовке самолёта (в аэро-
дромных условиях) для полётов на больших высотах следует при-
нять во внимание всё то, что учитывается при подготовке его для
эксплоатации в условиях севера, так как все полёты самолёта бу-
дут происходить при низких температурах окружающего воздуха.
Кроме того, если раньше самолёт отепляли только при подготовке'
его к зимней эксплоатации, то современный высотный самолёт дол-
жен быть готов к эксплоатации при низких температурах в тече-
ние всего года.
При конструировании самолётов обычно стремятся к тому,
чтобы уменьшить по возможности количество трубопроводов с
малым проходным сечением и с небольшой циркуляцией охлаж-
дающей жидкости в них. Этим предотвращается закупорка трубо-
проводов замёрзшей охлаждающей жидкостью. В случае наличия
трубопроводов с незначительной циркуляцией в них охлаждающей
жидкости или трубок небольшого диаметра их необходимо отеплить
сукном, мехом или фетром с последующим обвёртыванием
киперной лентой или асбестовым шнуром и покрытием зелёной эма-
левой краской, т. е. выполнить всё то, что требуют правила подго-
товки самолёта к зимней эксплоатации. Для повышения пожарной
безопасности рекомендуется применять асбестовый шнур, покрывая
его после обвёртывания трубопроводов жидким стеклом.
ГЛАВА ЧЕТВЁРТАЯ
РАБОТА СИСТЕМЫ СМАЗКИ
В системе маслопитания любого типа самолёта в нагнетающей
магистрали при работе мотора должно всегда поддерживаться
определённое давление —в пределах 5—8 кг/см2. Сохранение по-
стоянного давления обеспечивается установкой редукционного кла-
пана в нагнетающей магистрали или нагнетающем маслонасосе.
Интересно отметить, что у реактивных двигателей, устанавли-
ваемых на современных самолётах с практическим потолком
в 12 0001—13 000 м, редукционный''клапанв'нагнетающей магистрали
обычно регулируется на давление примерно 0,6—1,0 к.г/см~, т. е. да-
вление, значительно меньшее, чем у поршневых двигателей. Это
•объясняется тем, что система смазки реактивного двигателя значи-
тельно проще, чем у поршневого (меньшее количество деталей,
требующих смазки, меньшая сеть масломагистралей, меньшие ги-
дравлические сопротивления маслопроводки и т. д.), и поэтому
производительность маслонасосов и давление в системе смазки
•реактивного двигателя могут иметь значения намного меньшие,
•чем это требуется для поршневых двигателей.
Работа редукционного клапана маслонасоса ничем не отличается
от работы аналогичных по конструкции редукционных клапанов,
применяемых в системах топливопитания и рассмотренных нами
ранее. В случае чрезмерного повышения давления в нагнетающей
масломагистрали часть масла перепускается через редукционный
клапан на вход в насос (рис. 83) или, как это сделано на некото-
рых английских самолётах, в картер мотора, в результате чего в
нагнетающей магистрали снова устанавливается необходимое да-
вление.
Таким образом, самой конструкцией системы смазки предусмо-
трено поддержание постоянного давления в ней, но практические *
полёты показали, что это требование не соблюдается, и при подъёме
самолёта на высоту происходит постепенное падение давления в
системе смазки мотора.
На определённой высоте полёта, зависящей от конструктивного
оформления насоса и всей маслосистемы, это давление становится
настолько малым, что поступившего масла становится недоста-
142
точно, и нормальная работа мотора нарушается. Эту высоту нару-
шения нормальной работы системы смазки называют высотностью
масляной системы.
Уже при первых полётах самолётов на высоту 6 000—8 000 м
было обнаружено падение производительности нагнетающих масло-
насосов и уменьшение давления масла в системе до 1,5—2,0 ат
и ниже. Такая малая величина давления в системе маслопитания
не обеспечивала должной смазки деталей мотора на больших вы-
сотах и неизбежно вызывала аварию его вследствие разрушения
вкладышей коренных подшипников коленчатого вала (выплавление
подшипников), задира поршней или заклинивания мотора.
Рис. 83. Схема действия редукционного клапана
Кроме того, при высотных полётах самолёта было обнаружено,
что происходит чрезмерное перегревание масла, сильное вспенива-
ние его, а в отдельных случаях даже выбрасывание масла через
суфлёры, иногда продолжающееся вплоть до полного опустошения
маслобака.
Ниже будут рассмотрены причины, вызывающие нарушение
нормальной работы системы смазки при увеличении высоты по
лёта, и способы борьбы с ними.
1. Подбор масла для высотных полетов
Учитывая, что на высотных самолётах устанавливаются моторы
с большой высотностью и, следовательно, чрезвычайно нагружен-
ные, а также термически очень напряжённые, к маслу, предназна-
ченному для эксплоатации в высотных условиях, предъявляются
большие 'требования.
Увеличение износа трущихся деталей при форсировании мотора
требует применения масел с большой смазывающей способностью,
обеспечивающих наличие масляной плёнки у трущихся деталей при
143
всех режимах работы мотора. Высокие температуры, развиваю-
щиеся внутри цилиндров современных моторов, заставляют приме-
нять такие сорта Масел, которые смогут и в этих условиях оста-
ваться стабильными и устойчивыми в отношении химического разг
ложения и окисления. В противном случае пригорание поршневых
колец и задиры на стенках (боковых поверхностях) поршня рабо-
тающего мотора будут неизбежны.
В целях недопущения застывания масла в трубопроводах или
сотах радиатора при полётах на задросселированном моторе на
больших высотах, применяют такие сорта масел, которые сохра-
няют необходимую текучесть и при низких температурах окружаю-
щей среды.
Подверженность масла вспениванию тоже имеет большое значе-
ние для высотных полётов, так как при увеличении высоты полёта
вспениваемость масла обычно увеличивается, что также может
привести к нарушению нормальной работы мотора. Поэтому ка-
строли (смеси минерального масла с растительным), сильно подвер-
женные вспениванию, на высотных самолётах не применяются. Из
тех же соображений желательно, чтобы в состав применяемого
масла входило по возможности меньшее количество примесей, ко-
торые легко испаряются при повышении температуры масла.
Загрязнение масла или наличие в нём воды также способствует
вспениванию, поэтому в процессе эксплоатации высотных самолётов,
нужно особенно тщательно следить за чистотой применяемого
масла.
За последнее время и заграничной печати публикуются сведе-
ния о том, что в целях борьбы с пенообразованием к маслу доба-
вляют различные присадки в количестве не более 1 %, способствую-
щие оседанию пены и выделению воздуха, имеющегося в масле во
взвешенном состоянии. Испытывались различные присадки, но хо-
роших результатов пока не смогли добиться. Это объясняется
главным образом тем, что при увеличении температуры масла про-
тивопенное действие применяемых присадок резко ухудшается..
Наряду с этим американская самолётостроительная фирма Норт-
Америкен, мног. занимавшаяся исследованием вопросов примене-
ния противопенных присадок, считает, что последние смогут ока-
заться очень полезными при полётах на больших высотах.
О результатах исследоваш.п, проведённых фирмой Норт-Амери-
кен, будет сказано ниже, в следующем разделе.
2. Трудности обеспечения нормальной работы системы
смазки у высотных самолётов
Обеспечение надёжной работы системы смазки при полётах на
больших высотах вызывает много трудностей конструктивного и
эксплоатационного характера.
1. Охлаждение масла в системе. Прежде чем рассматривать за-
труднения с .отводом тепла v маслорадиаторов при высотных полё-
тах самолёта, необходим!, установить, чем вызвано их применение
в системах смазки современных авиационных моторов.
144
Необходимость масляных радиаторов диктуется следующими
обстоятельствами. Масло., циркулирующее в моторе, помимо умень-
шения трения, что способствует уменьшению износа трущихся де-
талей, обеспечивает вместе с охлаждающей жидкостью отвод тепла
от мотора. При этом повышается температура масла вследствие
соприкосновения его с сильно нагретыми деталями работающего
мотора, а также за счёт отбора тепла, возникающего от трения
трущихся деталей. В результате тепло, отводимое маслом, авиа-
ционных моторов достигает довольно значительной величины, дохо-
дящей до 2,5% от всего тепла, получающегося при сгорании топ-
лива, или 10% тепла, отводимого охлаждающей жидкостью. При
этиленгликолевом охлаждении количество тепла, которое отво-
дится маслом, ещё более увеличивается.
Вот почему современные мощные авиационные моторы, как пра-
вило, снабжаются масляными радиаторами. Подбор необходимой
охлаждающей поверхности маслорадиатора производится для усло-
вий полёта самолёта на максимальной скорости на расчётной вы-
соте при условии, что температура окружающего воздуха на уровне
земли равна 30° Ц. Расчёт маслорадиатора совершенно аналогичен
расчёту водяного радиатора, за исключением того, что выбираемый
коэфициент теплопередачи имеет значительно меньшее значение.
Последнее объясняется тем, что в маслооадиаторах теплопередача
от жидкости к воздуху (окружающей среде) значительно сни-
жается по сравнению с водяными радиаторами благодаря образо-
ванию масляной плёнки на внутренних стенках сот радиаторов,
резко ухудшающей отвод тепла.
Применяемые масляные радиаторы могут быть двух типов: водо-
масляные и воздушно-масляные. Наиболее распространёнными в
авиации в настоящее время являются сотовые воздушно-масляные
радиаторы.
Один из существенных недостатков воздушно-масляного радиа-
тора состоит в том, что радиатор, подобранный для работы само-
лёта на средних высотах, становится непригодным для полётов на
больших высотах из-за чрезмерного перегрева масла (выше пре-
дельно допускаемых температур), вызванного резким уменьшением
плотности воздуха. Поэтому для обеспечения высотных полётов
самолёта требуется увеличение числа радиаторов или охлаждаю-
щей поверхности каждого из них.
Второй недостаток воздушно-масляного радиатора, имеющий
большое значение для высотных самолётов, заключается в том,
что он имеет неустойчивый режим работы при заданном перепаде
давлений в условиях низкой температуры окружающей среды. Бо-
лее удобным в этом отношении был бы водо-масляный радиатор,
но включение его в систему охлаждения самолёта невозможно,
так как температура охлаждающей жидкости выше температуры
масла, а применение отдельного радиатора вызовет увеличение веса
моторной установки, что особенно нежелательно для высотного
самолёта.
И, наконец, третьим недостатком воздушно-масляного радиа-
тора является возможность застывания в нём масла в условиях
10—334 145
длительного планирования на большой' высоте на задросселирован-
ном моторе. Это происходит вследствие недостаточного нагревания
масла при работе задросселированного мотора и значительного от-
вода тепла от радиатора, вызванного низкой температурой окру-
жающего воздуха.
Обычно маслорадиаторы снабжаются термостатическим клапа-
ном, который иногда называют термостатом, хотя это не совсем
точное название. Назначение термостатического клапана заклю-
— Путь непрогретого мосла (при открытом термостатическом клапане)
-----Путь прогретого масла(пра закрытом термостатическом клапане)
Рис. 84. Возяушно-масляный радиатор с термостатическим клапаном:
7— обечайка; 2 — приёмный штуцер; 3 — штуцер выхода масла; 4— термостатический
клапан; 5 — собранный клапан; 6— внутренняя пружина клапана; 7 — изопентан (жидкость)
чается в том, чтобы не пропустить недостаточно прогретое (ниже
45—50° Ц) масло через соты радиатора, так как это может вызвать
разрушение радиатора вследствие закупорки сот или просто из-за
слишком высокого давления, возникающего при замедленной
циркуляции холодного масла в моторе.
Принцип действия подобного клапана заключается в том, что
обычный клапан (рис. 84 и 85) связывается с сильфоном, запол-
ненным низкокипящей жидкостью (изопентан, смесь фракций пет-
ролейного эфира или спирт).
Обычно термостатический клапан находится в приподнятом по-
ложении, что достигается с помощью пружины, расположенной
внутри клапана, и между клапаном и его гнездом (седлом) имеется
щель. При таком положении клапана масло, поступая из мотора в
приёмный штуцер радиатора, проходит по его обечайке (полости,
образованной двухстенным кожухом) через открытый клапан, на-
правляется в штуцер выхода и затем в масляный бак. Путь масла
указан жирными стрелками.
146
В данном случае масло не обтекает соты радиатора, так как
этот путь (через соты) представляет собой значительно большее
сопротивление для прохождения масла, чем путь, указанный жир-
ными стрелками. При нагреве масла до какой-то температуры, на
—•- Путь непрогретого масла (при открытом тертосча'пичесиом
клапане)
—»- Путь прогретого масла (при закрытом термостатическом
клапане)
Рис. 85. Путь масла в радиаторе:
1 — сливиая пробка; 2 — приёмный штуцер; 3—'штуцер выхода
масла; 4— сильфон; 5— клапан; б — пружина; 7—изопентан
(жидкость)
JiJje
которую отрегулирован клапан, сильфон, удлиняясь на определен-
ную величину, преодолевает натяжение пружины, находящейся
внутри неё, и прижимает клапан к своему гнезду. Начиная с этого
момента, для движения масла в радиаторе остаётся единственный
путь — через отверстие во внутреннем кожухе и далее через соты
радиатора к штуцеру выхода, а оттуда в масляный бак. Путь
масла при закрытом термостатическом клапане указан тонкими
стрелками (рис. 84 и 85).
Для более эффективного охлаждения масла в радиаторе его
внутренняя полость с помощью сплошных (латунных) перегородок
разделена на несколько секций. Поэтому масло, циркулирующее
между сотами, проходит довольно длинный путь и несколько раз
омывается струёй встречного потока воздуха, протекающего через
соты радиатора, что увеличивает эффект действия радиатора и
позволяет уменьшить его габариты.
Действие термостатического клапана, рассмотренного нами,
аналогично действию шунтового (перепускного) клапана, приме-
няющегося в системе смазки многих типов самолётов.
ю*
147
Работа шунтового клапана основана на том, что при понижении
температуры масла увеличивается его давление.
При чрезмерном понижении температуры масла в полёте или
если масло недостаточно прогрето (при запуске и прогреве мотора),
под влиянием повышенного давления, возникающего в этом случае
в системе смазки, • шунтовой клапан открывается и перепускает
масло к насосу кто отдельной шунтовой магистрали, минуя радиа-
тор. Этим самым ускоряется прогрев масла и предохраняется ра-
диатор от разрушения.
Таким образом, и тот и другой клапан не допускают поступления
недостаточно прогретого маёла в радиатор, но не обеспечивают ре-
гулирования температуры масла в полёте. Поэтому возникает не-
обходимость применения дополнительных жалюзи (створок), уп-
равляемых из кйбины пилота/в тех случаях, когда увеличение или
уменьшение; температуры масла выходит из допустимых пределов.
Такая конструкция, конечно, не может считаться радикальным раз-
решением вопроса облегчения управления системой смазки и, как
это уже было установлено при рассмотрении системы охлаждения,
для высотного самолёта необходима полная автоматизация регу-
лирования температурного режима мотора.
Требования, которые предъявляются к автоматам регулирования
температуры масла, аналогичны требованиям, предъявляемым к
автоматам регулирования температуры охлаждающей жидкости.
Особенность в данном случае заключается только в том, что мест-
ное уменьшение температуры масла ниже допустимой, вызванное
понижением температуры окружающей среды или режимом полёта
самолёта (планирование, пикирование), более опасно, чем пониже-
ние температуры охлаждающей жидкости, так как скорее может
привести к разрушению радиатора.
Поэтому, несмотря на наличие в системе смазки автомата регу-
лирования температуры, установка шунтового клапана или другого
приспособления, предохраняющего от разрушения радиатора,
является обязательной. Не исключена также возможность объеди-
нения шунтового клапана и регулятора температуры масла (термо-
стата) в один общий агрегат, который обеспечивает перепуск
масла в мотор, минуя радиатор, если оно недостаточно прогрето, и
регулирует проток воздуха через соты радиатора, что воздействует
на температуру масла.
В системах смазки некоторых современных английских и амери-
канских самолётов устанавливаются такие термостаты, которые не
допускают поступления недостаточно прогретого! масла в радиатор,
но одновременно, в зависимости от степени нагрева масла, пере-
пускают по шунтовой магистрали такое количество его, которое
обеспечивает автоматическое поддержание температуры масла в
требуемых пределах.
При использовании автомата Лир-Авиа, конструкция которого
была описана выше (в главе «Работа системы охлаждения»), для
борьбы с переохлаждением масла в полёте в системе автомати-
ческого управления заслонкой маслорадиатора устанавливается
148
специальный электрический переключатель, который при повыше-
нии давления масла выше допустимого (вызванного понижением
температуры масла) срабатывает и тем самым выключает автомат
из работы, одновременно закрывая полностью заслонку масло-
радиатора.
2. Пенообразование в системе, суфлирование и пеногашение.
Масло отводит тепло от мотора в окружающую среду аналогично
охлаждающей жидкости, но в характере работы циркулирующего
в моторе масла имеется одно существенное отличие по сравнению
с охлаждающей жидкостью. Отличие это заключается в том, что
в процессе своей работы масло вследствие барботажа (разбрызгивав
ние масла, захватываемого коленчатым валом и другими движущи-
мися частями мотора) и воздействия на него сильно нагретых газов,
прорывающихся из цилиндров мотора, неизбежно насьицается пу-
зырьками газов, воздухом и парами наиболее летучих примесей
масла (явление пенообразования).
Кроме того, и сами откачивающие насосы в процессе своей ра-
боты могут захватывать из картера мотора пузырьки воздуха, в
особенности при выполнении на самолёте фигур высшего пилотажа,
когда в отдельные моменты масляные колодцы, из которых отка-
чивается масло, оказываются совершенно сухими и, следователь-
но, насос неизбежно засасывает большое количество воздуха.
Чрезмерно высокая производительность откачивающих масло-
насосов также вызывает увеличение количества воздуха, засасывае-
мого маслонасосами из картера, т. е. усиливает пенообразование.
Наличие в откачивающей магистрали системы смазки всякой
арматуры, возмущающей масло, тоже способствует образованию
воздушных пузырьков и насыщению ими масла.
Помимо этого, в самом масле имеется растворённый в нём
воздух, который при благоприятных условиях (при циркуляции
масла в системе) способен частично выделяться из масла;
Воздух и газы, растворённые в масле, оказывают очень незначи-
тельное влияние на работу системы маслопитания и её высотность.
Наряду с этим количество воздуха, находящегося во взвешенном
состоянии в виде отдельных пузырьков в масле, оказывает решаю-
щее влияние и на работу системы маслопитания и на её высотность.
При работе мотора, как об этом уже указывалось выше, в си-
стеме смазки неизбежно накапливаются масляные пары и газы, ко-
торые необходимо непрерывно удалять из системы, иначе произой-
дёт постепенное заполнение масляных трубопроводов газами, что
приведёт к резкому уменьшению производительности масляного на-
соса и падению давления в системе смазки.
Уменьшение производительности маслонасоса при усиленном
пенообразовании происходит главным образом потому, что насосу
приходится подавать вместо несжимаемой жидкости (масло без
пены) сжимаемую жидкость (масло с пеной). В результате этого
при сохранении постоянного объёмного количества масла, прока-
чиваемого насосом, его весовое количество сильно уменьшается.
Таким образом, чем больше взвешенного воздуха в масле, тем
меньше высотность системы маслопитания. Для иллюстрации этого
149
положения можно привести результаты специальных исследований,
проведённых в США (рис. 86). Из графика видно, что добав-
ление к чистому маслу 20% воздуха при абсолютном давлении
на входе в насос, равном 600 мм рт. ст., понижает производи-
тельность насоса от 67 aJmuh до 50 л/мин, т. е. примерно на 25%,
и соответственно этому уменьшается высотность маслосистемы.
То же самое подтверждается исследованиями, проведёнными в
ЦИАМ, результаты которых приведены на рис. 87.
Пенообразование, т. е. насыщение масла пузырьками воздуха,
в маслосистеме высотного самолёта происходит особенно энергично.
Уже само форсирование двигателей, предназначенных для уста-
новки на высотные самолёты, способствует усилению пенообразо-
аания.
В самом деле:
— увеличение числа оборотов усиливает барботаж масла и, сле-
довательно, его вспенивание;
— увеличение наддува, вызывая повышение давления в цилинд-
рах, увеличивает количество прорывающихся через поршневые
кольца газов и паров топлива;
— повышение температуры масла, характерное для сильно
форсированных моторов, также способствует более эффективному
прорыву газов и топливных паров в картер мотора.
. Последнее объясняется тем, что при увеличении температуры
вязкость масла, находящегося в канавках поршневых колец,
уменьшается и, следовательно, прорыв газов через кольца облег-
чается.
Понижение давления окружающей среды, вызванное увеличе-
нием высоты полёта, тоже усиливает пенообразование, так как при
этом повышается способность масла выделять из себя растворен-
ные в нём газы.
Рис. 86. Зависимость производительности маслонасоса
от абсолютного давления на' входе в насос и количе-
ства взвешенного воздуха в масле:
1 — чистое масло без воздуха; 2— воздуха в масле 2(Р/Я; 3 — воздуха
в масле 40°/о
150
И, наконец, основной причиной усиления ценообразования при
подъёме на высоту является то, что в картере (связанном с атмо-
сферой) происходит падение давления, в результате чего объёмное
количество газов, прорывающихся из цилиндров, непрерывно уве-
личивается.
Рассмотрим, какие же средства применяются для удаления
масляных паров и газов из системы смазки мотора.
Обычно v всех типов ранее применявшихся самолётов и у боль-
шинства современных самолётов картер мотора и маслобак суфли-
руются, т. е. сообщаются с атмосферой при помощи дренажных
труб (суфлёров), через которые удаляются газы, прорывающиеся
из цилиндров мотора в картер, а также масляные пары и воздух,
выделяющиеся в системе смазки.
Процесс выделения воздуха и газов из масла протекает в баке
следующим образом. При поступлении масла, имеющего в себе пу-
зырьки воздуха, в бак, где давление несколько меньше, чем в отка-
чивающей магистрали, пузырьки воздуха начинают выделяться из
масла, всплывая на поверхность и образуя пену; при этом пузырь-
ки, представляющие собой масляную плёнку с заключённым в ней
воздухом, лопаются, и воздух через дренажные трубы выходит в
атмосферу. Чем больше объем надмасляного пространства в баке,
тем более эффективно протекает процесс выделения воздуха из
масла.
Согласно терминологии, принятой в США, суфлирование мас-
ляной системы может быть обычное, когда картер мотора непо-
средственно сообщён с атмосферой, и внутреннее, когда полость
масляного бака сообщается с картером мотора, который в свою
очередь сообщён с атмосферой, что делается для устранения по-
терь масла при выбрасывании его через суфлёр. Примером вто-
рого вида суфлирования могут послужить американские самолёты
151
с моторами Райт «Циклон» типа R-2600 или немецкие самолёты с
моторами Юмо-213.
При любой схеме суфлирования масляного бака приёмный ко-
нец дренажной трубы в маслобаке стараются не помещать вблизи
ввода откачивающего маслопровода, так как при таком расположе-
нии выбрасывание масляной пены через дренажные трубы станет
более вероятным. Кроме того, стремятся увеличить расстояние
между штуцерами ввода и вывода масла из бака, так как это
уменьшает пенообразование. Из тех же соображений более раци-
ональным считается такое направление штуцера ввода, при кото-
ром откачиваемое масло поступает в бак не нормально (перпенди-
кулярно), а по касательной к его внутренней поверхности.
При подводе струи масла по касательной к внутренней поверх-
ности боковой стенки бака, особенно jb случае криволинейной
формы стенки, частично используется центробежный принцип очи-
щения масла от пены и при этом общее количество вспененного
масла в баке несколько уменьшается.
Наружный конец дренажной трубы маслобака (суфлёр) избе-
гают располагать в струе винта или встречного потока воздуха.
Это требование диктуется тем, что при низких температурах окру-
жающей среды может происходить осаждение атмосферной влаги
и её обмерзание у обреза дренажной трубы, а также конденсирова-
ние и замерзание паров масла на суфлёре, особенно если фильтр
имеет слишком частую сетку. Такое обмерзание суфлёра (обледе-
нение сетки фильтра) неизбежно вызовет сильное дымление мотора
и выбрасывание масла из выхлопных патрубков; при этом не
исключена возможность полной закупорки дренажных отверстий,
что может привести к разрыву стенок маслобака. На отдельных ти-
пах самолётов применяется вывод дренажной трубы маслобака в
выхлопной коллектор, что служит хорошим средством борьбы с заку-
поркой дренажа при полётах самолёта в условиях низких температур.
Однако суфлирование баков не смогло обеспечить полного уда-
ления паров и газов, накапливающихся в масле при работе мото-
ра. По мере увеличения продолжительности непрерывной работы
мотора в системе смазки начинает циркулировать всё большее и
большее количество вспененного масла, что приводит к ухудше-
нию маслопитания мотора и падению давления в системе.
Несомненно, что если бы масло в баке находилось в течение
длительного промежутка времени и объём надмасляного про-
странства в баке был бы достаточно велик, то почти все масляные
пары и пузырьки воздуха смогли бы выделиться из масла и через
дренажные трубы уйти в атмосферу. Но так как объём надмасля-
ного пространства в баке ограничен и пребывание в баке новой
порции масла очень кратковременно, то в масле, поступающем
из мотора в маслобак, может содержаться .очень большое коли-
чество воздуха (иногда до 40—50%).
Но обычно в маслобаке значительная часть воздуха отделяется
от масла и удаляется в атмосферу, в результате чего количество
воздуха (во взвешенном состоянии) в масле, поступающем
из бака в мотор, снижается до 2—15%. Степень воздухоот-
152
деления зависит от конструкции самого маслобака и в значитель-
ной мере от величины надмасляного пространства в нём. При
удачно выбранной конструкции бака воздуха в масле остаётся не
более 2—5%.
На рис. 88 показана характеристика воздухоотделительной спо-
собности маслобака, установленного на одном из современных
иностранных высотных истребителей. Характеристика эта, полу-
ченная при испыта-
ниях, проведённых аме-
риканской самолёто-
строительной фирмой
Нортроп, показывает,
что воздухоотделитель-
ная способность этого
маслобака довольно
высока. При увеличе-
нии процентного содер-
жания воздуха в масле
степень воздухоотдсле-
ния в баке растёт и
только при таких коли-
чествах воздуха в мас-
ле, которые в практи-
ческих условиях экс-
плоатации не имеют
места, рост воздухоот-
делительной способно-
сти маслобака начи-
нает замедляться.
Объём воздуха в масле,поступающем в
маслобак в % —»
Рис. 88. Характеристика воздухоотделительной-
способности маслобака
Введение циркуляционных колодцев в маслобаки, получившее
широкое распространение на современных типах самолётов, обес-
печило более быстрый прогрев масла, что особенно важно для
запуска мотора при низких температурах, но одновременно приве-
ло к усилению вспенивания масла при работе мотора. Так как убы-
стрение прогрева масла при наличии циркуляционного колодца
достигается за счёт уменьшения количества масла, циркулирующе-
го в системе, то, следовательно, при этом время, в течение которо-
го воздух может выделяться из масла, уменьшается и количество
воздуха, остающегося в масле, увеличивается.
Ещё в начальном периоде развития моторостроения при увели-
чении мощности моторов, вызывавшем повышение их температур-
ных режимов, было установлено, что для необходимого воздухо-
отделения в системе маслопитания применения только одного суф-
лирования маслобака недостаточно.
Попытки добиться решения этого вопроса установкой всевоз-
можных перегородок в маслобаке и выбором соответствующего-
подвода масла в бак, обеспечивающего минимальное вспенивание,
тоже не дали положительных результатов. Поэтому возникла не-
обходимость применения особых специальных приспособлений для
/53
устранения образующейся масляной пены (пеногашения). Эти при-
способления получили название пеногасители.
Так как целью пеногашения являлось удаление из масла пу-
зырьков воздуха и масляных паров, то проще всего было бы на-
править откачиваемое масло по широкому лотку, т. е. разлить ма-
сло тонким слоем на ровной поверхности и тем самым дать воз-
можность пузырькам масляных паров и воздуха самопроизвольно
выйти из жидкости.
Вначале подобные лотки были установлены на самолётах, но
при увеличении мощности моторов применение их стало нецелесо-
образным,. Это объяснялось тем, что увеличение циркуляционного
расхода масла и повышение температурных режимов мотора вызы-
вали значительное усиление ценообразования; применение же лот-
ков для воздухоотделения могло дать должный эффект только
при значительной площади их и достаточно длительном време-
ни пребывания масла на поверхности лотков, чего в действитель-
ности обеспечить было невозможно. Кроме того, поверхностное на-
тяжение масляной плёнки довольно велико и необходимо было при-
менить механическое разрушение плёнки (пузырька), чтобы дать
выход воздуху и газам, заключённым в ней.
Поэтому был применён другой, более эффективный способ пено-
гашения, заключающийся в том, что вспененное масло заставляли
проходить через металлическую сетку (корыто или ложное дно с
большим количеством мелких отверстий), установленную в нижней
части картера мотора. При прохождении масла; через отверстия в
сетке пеногасителя масляные плёнки пузырьков лопались и выпу-
скали. заключающиеся в них пары масла (воздух) в картер мотора,
откуда они через суфлёр картера могли выйти наружу. Такой спо-
соб пеногашения вполне обеспечивал работу мотора у обычных ти-
пов самолётов, но по мере форсирования двигателей и увеличения
рабочей высоты полёта применение только одного этого способа
становилось недостаточным и потребовалось применение механиче-
ских усилий для разрушения масляной плёнки.
На отечественном самолёте Пе-2 с моторами ВК-105 устанавли-
вался пеногаситель, выполненный в виде спиральной трубки,
имеющей ряд мелких отверстий на своей внешней поверх-
ности (рис. 89). В этом пеногасителе центробежного типа масло,
поступающее из насоса, подводилось снизу и двигалось по спи-
ральной трубке с значительной скоростью. При таком движении
жидкости частицы масла, как более тяжёлые по сравнению с газа-
ми, отбрасывались к периферии (к наружной поверхности спирали)
и, выдавливаясь через отверстия в трубке, стекали в цилиндриче-
ский сетчатый фильтр, окружающий её, а отсюда масло перете-
кало в бак. Пары масла и воздух скапливались в трубке ближе
к внутренней поверхности спирали, поднимались кверху и отводи-
лись через суфлёр в атмосферу.
При эксплоатации обнаружилось, что этот пеногаситель рабо-
тал не вполне удовлетворительно и, кроме того, он оказывал зна-
чительное сопротивление маслу, откачиваемому из картера, т. е.
154
увеличивал противодавление в откачивающей магистрали и, следо-
вательно, ухудшал откачку масла из картера.
Более лучшие результаты по сравнению с пеногасителем, при-
менявшемся на самолёте Пе-2, показал другой отечественный пе-
ногаситель, тоже центробежного
типа, но несколько иной конструк-
ции (рис. 90). У этого пеногаси-
теля, устанавливавшегося в баке,
масло выводилось не из сверле-
ний в трубке, а из конца её, выве-
денного кверху над цилиндриче-
ским сетчатым фильтром, причём
на выходе из трубки струя масла
сильно закручивалась.
Пеногаситель этот применял-
ся на отечественных самолётах с
моторами АШ-82, обладал хоро-
шей воздухоотделительной спо-
собностью и оказывал небольшое
сопротивление маслу, откачивае-
мому из картера, но наличие цир-
куляционного колодца, в котором
обычно устанавливался такой пе-
ногаситель, заметно снижало эф-
фективность действия последнего.
На некоторых типах самолё-
тов в системе смазки применялись
два пеногасителя: один — основ-
ной, помещался в маслобаке, а
второй — дополнительный, уста-
навливался в так называемом мас-
лосборном бачке. (О назначении
маслосборного бачка будет ска-
зано ниже.) Для примера можно
привести маслосборный бачок с
установленным в нём пеногасите-
лем, применявшийся в системе
смазки на немецких самолётах
Дорнье Do-217K с моторами
EMW-801A2.
Рис. 89. Центробежный пеногаситель
(воздухоотделитель), устанавливав-
шийся на самолёте Пе-2 с моторами
ВК-105:
1 — сетчатый фильтр; 2 — отверстия в трубке
пеногасителя; 3— спиральная трубка пенога-
сителя; 4 — штуцер подвода масла
Пеногаситель (рис. 91) представлял собой набор нескольких
слоёв металлических дисков конической формы, имеющих на своей
поверхности сквозные насечки (перфорацию). Принцип пеногашения
оставался тем же, т. е. происходило раздробление пузырьков ма-
сляной пены, содержащих пары масла и воздух, при прохождении
их сквозь металлическую решётку. Несовпадение насечек (отвер-
стий) на дисках, обеспечиваемое при сборке воздухоотделителя,
заставляло масляную пену много раз (по количеству имеющихся
дисков) проходить через металлическую' решётку, что довольно
тщательно очищало масло от паров его и воздуха.
155
Штуцер для присоединения сусрлеркой
трубки, идущей к картеру мотора (РПД)
Масляный (циркуля-
ционный) колодец
Трубка
пеногасителя
Поступление вспе-
ненного люсла из
мотора
Поступление масла
в мотор
Рис. 90. Схема действия центробежного
пеногасителя с верхним выводом масла
/Дополнительное пос-
тупление непрогре-
того лгаслп в масля-
ный колодец
Рис. 91. Схема установки пеногасителя
на самолёте Дорнье Do-217K с моторами
BMW-801A2:
1 — маслобак; 2 — малосборный бачок (маслоулови-
тель), 3 — металлические диски; 4 — откачивающий
маслонасос; 5 — отстойник картера мотора
На первый взгляд может показаться, что значительным увели-
чением числа перфорированных дисков можно обеспечить полное
отделение от масла воздуха, находящегося во взвешенном состоя-
нии. На самом- же деле этого достигнуть не удаётся, так как со-
противление откачивающей магистрали, вызванное увеличением
числа дисков пеногасителя, резко ухудшает откачку масла из кар-
тера, что способствует ценообразованию. Кроме того, увели-
чение давления в откачи-
вающей магистрали вызывает
уменьшение величины пузырь-
ков воздуха, что также затруд-
няет их отделение от масла.
Для иллюстрации зависимо-
сти количества воздуха в мас-
ле, поступающем из маслобака
в мотор, от величины давле-
ния на выходе из откачиваю-
щего насоса на рис. 92 приве-
дены результаты специальных
исследований, проведённых в
США. Испытания проводились
при сохранении постоянными
температуры масла, величины
прокачки и числа оборотов на-
соса.
Заканчивая рассмотрение
применяемых способов пенога-
шения, следует указать, что
борьба с пенообразованием
может вестись двумя путями:
— устранением уже воз-
Рис. 92. Зависимость количества воздуха
в масле, выходящем из маслобака, от
противодавления откачивающего насоса
и количества (уровня) масла в баке:
1 — при количестве масла 87 л\ 2 — при коли-
честве 64 л\ 3 — при количестве 41 л
никшего вспенивания;
— недопущением возникновения вспенивания (пеногашением в
самом моторе или же применением масел, не подверженных вспени-
ванию).
Второй путь более желательный, так как обеспечивает наибо-
лее рациональное решение вопроса.
О попытках уменьшения вспениваемости масла путём добавле-
ния к нему особых противопенных присадок уже было сказано вы-
ше. Следует добавить, что фирмой Норт-Америкен были проведены
специальные испытания для решения этого вопроса, а именно — бы-
ла исследована воздухоотделительная способность одного и того
же маслобака при работе мотора на масле с противопенной при-
садкой и без неё.
Результаты исследований, показанные на рис. 93, позволили им
сделать вывод, что противопенные присадки могут дать значи-
тельный эффект в смысле уменьшения количества воздуха, нахо-
дящегося в масле во взвешенном состоянии (но не растворённого
в нём). По утверждению фирмы, присадки могут оказаться
полезными при полётах на больших высотах и особенно в тех слу-
157
чаях, когда производительность нагнетающих насосов недоста-
точна или же слишком велики гидравлические потери в магистра-
ли, соединяющей маслобак с насосом.
Значение Et, указанное на графике, представляет собой относи-
тельную величину, полученную по формуле
С прапиоспетой присадкой
— - — - Без противопенной присадки
Рис. 93. Влияние противопенной при-
садки на воздухоотделительную способ-
ность маслобака
р . РЕ~РГ.
Pl ’
где Ре — процент воздуха в
масле, поступаю-
щем в маслобак (по
объёму);
Pl — процент воздуха в
масле, выходящем
из маслобака (по
объёму).
Пенообразование в системе
смазки зависит в очень боль-
шой мере от конструктивного
оформления многих деталей
системы. Например, при пере-
пуске масла через редукцион-
ный клапан в картер, что при-
меняется на некоторых типах
английских моторов («Мерлин»
XX и др.), увеличивается коли-
чество масла, откачиваемого
насосом из картера, а это не-
избежно приводит к увеличе-
нию количества воздуха в
масле, особенно при полётах-
на больших высотах.
Специальные исследования, проведённые в самое последнее
время, показали, что наиболее эффективно осуществляется воз-
духоотделение в маслоотстойнике картера мотора. Это объяс-
няется двумя причинами.
Во-первых, температура масла в отстойнике более высокая.
при повышении же температуры масла воздух легче отделяется
от масла, так как в этом случае уменьшаются силы поверхност-
ного натяжения у масляной плёнки воздушных пузырьков.
Во-вторых, воздушные пузырьки, заключённые в масле, нахо-
дящемся в маслоотстойнике, легче отделить от масла, так как
они более крупные по своим размерам. После же прохождения
масла через откачивающие насосы воздушные пузырьки размель-
чаются и их труднее становится отделить от масла.
Одним из наиболее эффективных способов борьбы с засасы-
ванием воздуха откачивающими маслонасосами из отстойников-
картера служит применение схемы маслопитания, при которой
приёмный !конец маелозаборной трубки погружён в масло при
всех режимах работы мотора. Такая схема маслопитания приме-
25»
йена, например, на моторе «Геркулес» 100 английской фирмы
Бристоль. Подобная система носит название системы смазки с мае-
лоотстойнпком (кор|ытом) постоянного уровня.
Работа такой системы обеспечивается поплавком, установлен-
ным в маслоотстойнике или корыте картера. В случае понижения
уровня масла в отстойнике ниже нормального поплавок при
помощи золотника открывает особое отверстие и перепускает
часть масла обратно в маслоотстойник. Такая система, обеспечи-
вая постоянный уровень масла в отстойнике, не допускает попа-
дания масляной пены из маслоотстойника в маслобак.
3. Выбрасывание масла из системы и способы борьбы с этим.
В процессе эксплоатации самолётов было обнаружено, что при
определённой высоте полёта, не одинаковой для различных типов
самолётов, нередко начинало происходить выбрасывание масла
через суфлёры, сопровождающееся падением давления в системе
маслопитания.
У невысотных самолётов, выбрасывание масла через дренажные
трубы происходило только при ненормальной заправке маслобака
(больше 0,9 ёмкости его). На современных же высотных самолё-
тах, даже при нормальной заправке бака, при увеличении высоты
полёта, перегреве мотора и при некоторых других условиях может
начать происходить выбрасывание масла из картера мотора и масло-
бака. При этом, если лётчик не принимает соответствующих мер,
сводящихся к дросселированию мотора и снижению высоты полёта,
выбрасывание масла иногда продолжается до полного опустоше-
ния маслобака.
Какие же причины способствуют возникновению этого явле-
ния?
Выбрасывание масла из системы смазки мотора может быть
вызвано многими причинами. Укажем главнейшие из них.
1. Недостаточная производительность откачи-
вающих насосов. Все современные авиационные моторы ра-
ботают по схеме «сухого» картера. При наличии такой схемы во вре-
мя работы мотора масло должно полностью откачиваться из карте-
ра, для чего производительность откачивающего маслонасоса вы-
бирается значительно большей, чем производительность нагнетаю-
щего насоса. При выборе соотношения между нагнетающим и
откачивающим маслонасосами принимается во внимание увеличе-
ние объёма откачиваемого из мотора масла, которое происходит
вследствие повышения температуры масла и вспенивания его при
работе мотора.
Обычно у авиационных моторов откачивающий и нагнетающий
маслонасосы конструктивно оформляются в виде общего агрегата
насосов, имеющего отдельные ступени для откачивания и нагнета-
ния масла.
Производительность откачивающей ступени маслонасоса, в за-
висимости от пипа двигателя, иа 50—60%, у некоторых на 100%,
а у отдельных двигателей даже на 200% больше, чем у нагнетаю-
щего насоса.
150
Интересно отметить, что соотношение между нагнетающей и
откачивающей ступенями маслонасоса у реактивных двигателей
примерно такое же, как у поршневых.
Например, у реактивного двигателя J-40 (американской фир-
мы Дженерал-Электрик), установленного на истребителе Лок-
хид Р-80 «Шутинг Стар», при работе на номинальном режиме про-
изводительность откачивающей ступени маслонасоса превышает
производительность нагнетающей ступени ровно в три раза. На-
ряду с этим имеются реактивные двигатели, у которых произво-
дительность откачивающей ступени в 1,5—2 раза больше произ-
водительности нагнетающей ступени. Нужно подчеркнуть, что это
относится к реактивным двигателям, работающим по схеме «су-
хого» картера, так как имеются и такие реактивные двигатели,
у которых масло при работе их всегда находится в картере, куда
оно заливается перед началом работы двигателя. (Английский
турбореактивный двигатель Гоблин фирмы Де-Хэвилленд, устано-
вленный на самолёте «Вампир».)
Несмотря на то что производительность откачивающих масло-
насосов всегда значительно больше, чем производительность нагне-
тающих насосов, у некоторых типов моторов не исключена возмож-
ность накапливания масла в отдельных, так называемых «мёртвых»
полостях картера. Это может произойти вследствие затруднённого
стока масла в отстойники, недостаточного диаметра сточных отвер-
стий, наличия глухих карманов, неудовлетворительного выбора мест
забора откачиваемого масла и взаимного расположения отдельных
агрегатов системы смазки, а также от многих других причин кон-
структивного порядка.
При чрезмерном накоплении масла в картере мотора и особенно
при увеличении высоты полёта масло неизбежно будет выбрасы-
ваться через суфлёры, так как газы, частично прорывающиеся в
картер мотора из камеры сгорания и направляющиеся через суф-
лёры в атмосферу, будут увлекать за собой масло, находящееся
в картере.
Таким образом, слишком большая производительность откачи-
вающих маслонасосов способствует усилению пенообразования,
а недостаточная их производительность приводит к накоплению
масла в картере и выбрасыванию его в атмосферу.
Следовательно, для обеспечения нормальной работы системы
смазки мотора необходимо, чтобы соотношение между нагнетаю-
щей и откачивающей ступенями маслонасоса было строго опреде-
лённым и при этом соответствовало выбранной высотности масло-
системы, В случае выбора излишне большой высотности масло-
системы, при полётах самолёта на малых высотах, вследствие
чрезмерного запаса производительности откачивающих насосов
(по отношению к количеству масла, подаваемому в мотор) коли-
чество воздуха, засасываемого откачивающими маслонасосами,
может резко увеличиться.
При выборе соотношения между производительностью нагне-
тающей и откачивающей ступеней маслонасоса принимается во
внимание ещё одно очень важное обстоятельство, а именно: воз-
160
ложность ухода масла из бака в картер при длительной работе мо-
тора на малых оборотах.
Это явление наблюдалось, например, на моторах АШ-82 и
объясняется оно следующими причинами. Вследствие того что про-
изводительность откачивающей ступени маслонасоса очень сильно
зависит от числа оборотов, на режимах малого газа насос может
откачать только небольшое количество масла. Наряду с этим про-
изводительность нагнетающей ступени маслонасоса почти не зави-
сит от числа оборотов, так как редукционный клапан, имеющийся
в нагнетающей магистрали, позволяет сохранить давление в ней и
подачу масла к трущимся деталям почти постоянными при изме-
нении режима работы мотора. Таким образом, если при подборе
производительности нагнетающей и откачивающей ступеней не
учесть соотношения между ними при работе мотора на малом га-
зе, переполнение картера маслом может произойти даже при
непродолжительной работе на малых числах оборотов.
По мере подъёма самолёта на высоту уход масла в картер на-
чинает происходить при более повышенных оборотах. Причина
этого заключается в том, что с увеличением высоты про-
изводительность откачивающих насосов уменьшается и поэтому
они не в состоянии откачать из картера всё масло, поступающее
в мо гор, при том числе оборотов, при котором им удавалось это
выполнить на меньших высотах.
2. Неудовлетворительная схема суфлирования.
Примером того, какое важное значение для работы системы смазки
имеет схема суфлирования, могут послужить самолёты типа Як,
снабжённые моторами ВК-105. У этих самолётов из-за неудовле-
творительного суфлирования выбрасывание масла происходило уже
на высотах 5 000—6 000 м. У других типов самолётов с более ра-
ционально выбранной схемой суфлирования удавалось избегнуть
выбрасывания масла даже при полётах на высотах больше 10 000 м.
Ниже указано несколько примеров неудовлетворительного кон-
структивного оформления отдельных деталей системы смазки, ко-
торые ухудшают суфлирование мотора.
а) Размещение'вращающихся деталей в суфлёрной полости мо-
тора, что вызывает усиленный барботаж масла, имеющегося в ней
(например, установка суфлёра в картере редуктора).
б) Слив масла в ту полость (отсек), через которую суфлируется
картер, что способствует выбрасыванию масла через суфлёры.
в) Отсутствие специальной суфлёрной полости в картере мотора
(например, непосредственное суфлирование картера через носок ко-
ленчатого вала).
г) Малый объём суфлёрной полости, что ухудшает пеногашение,
так как при попадании вспененного масла в пространство небольшого
объёма скорость его уменьшается незначительно и, следовательно,
эффект отделения воздуха от масла тоже будет незначительным.
д) Неудачное расположение суфлёрной полости, при которой
суфлируемые газы на своём пути к суфлёрам проходят полости,
заполненные вспененным маслом или пеной.
, 11—334
161
е) Скопление пли прохождение суфлируемых газов вблизи ма-
слозаборных трубок откачивающих насосов.
Очень большое значение имеет также правильность размещении
выводных отверстий дренажных труб маслосистемы на самолёте и
моторе.
У каждого типа самолёта, как правило, в различных точках
имеются различные давления. Если вывод суфлёра картера мотора
помещён в зоне разрежения (пониженного давления), это вызовет
падение давления в картере, накопление масла в нём и выбрасыва-
ние масла в атмосферу через дренажные трубы.
Накопление масла в картере и выбрасывание его из мотора
в данном случае объясняется следующей причиной.
Падение давления в картере вызывает ухудшение работы отка-
чивающих насосов, а следовательно, накопление масла в картере;
одновременно с этим при уменьшении давления в картере увеличи-
вается объёмное количество газов, прорывающихся в картер из
цилиндров двигателя, что способствует усилению пенообразованпя
и выбрасыванию масла из суфлёров.
Вывод суфлёров в зону повышенного давления также не допу-
скается, так как это может заметно повысить давление в картере,
что вызовет течь масла в местах сочленений картера.
3. Усиленное вспенивание масла в картере.
Вспенивание масла в картере также приводит к увеличению давле-
ния в картере со всеми вытекающими отсюда вредными послед-
ствиями (течь масла и выбрасывание его через суфлёры картера).
Это объясняется тем, что при усиленном вспенивании масла суф-
лирующие каналы и дренажные трубы заполняются масляной пеной
и эмульсией (смесью масла с большим количеством мелких пузырь-
ков воздуха), что затрудняет удаление из картера суфлируемых
паров и газов. Но так как поступление в картер газов, прорываю-
щихся из цилиндров мотора, происходит непрерывно, то давление
в картере неизбежно возрастёт, вследствие чего пары и газы
начнут выбрасываться через суфлёр, увлекая за собой масло, ско-
пляющееся в картере.
Следует указать, что правильный выбор места расположения
пеногасителя в системе смазки нередко тоже может предотвра-
тить выбрасывание масла. Например, удачное размещение центро-
бежного пеногасителя в системе смазки самолёта Дуглас А-20
привело к тому, что на этом самолёте не происходило выбрасыва-
ние масла через дренажные трубы даже при заполнении масло-
бака на 90—92% его ёмкости. У других же типов самолётов пре
дельное количество масла, заливаемого в маслобаки, иногда не
превышало 60—75% их ёмкости. Неудачное размещение пеногаси-
теля в системе смазки или неправильный подвод масла из пено-
гасителя в маслобак может, наоборот, ухудшить эффективность
использования объёма маслобака (снизить количество масла, пре-
дельно заправляемое в маслобак).
4. Неудовлетворительное состояние поршне-
вых колец. Выбрасывание масла может быть ещё вызвано пло-
162
хим прилеганием поршневых колец к стенкам цилиндров мотора*
износом колец или потерей ими упругости. Всё это приводит к про-
рыву значительного количества газов из цилиндров в картер, кото-
рые, выходя в атмосферу через суфлёры, увлекают за собой масло,
скопившееся в картере. Точно так же и перегрев двигателя, вызы-
вая потерю вязкости масла, находящегося в канавках поршневых
колец, способствует большему прорыву газов и выбрасыванию
масла из картера через суфлёры.
Рассмотрим, какие же способы предлагались для борьбы с вы-
брасыванием масла из системы.
1. Уменьшение количества масла, заливае-
мого в бак, от 0,9 до 0,6 полной ёмкости бака, т. е. создание
запаса на пенообразование. Подобное предложение, хотя при осу-
ществлении его увеличивалось надмасляное пространство в баке,
не могло быть принято по двум причинам. Во-первых, оно умень-
шало радиус действия самолёта и повышало температуру масла
в моторе, а во-вторых, вообще не могло привести к разрешению
вопроса, так как выбрасывание масла при определённых условиях
может происходить при любом количестве масла в баке.
2. Собирание выбрасываемого масла. Было пред-
ложено ввести внутреннее суфлирование маслобака, т. е. осуще-
ствить дренажирование бака через картер мотора. При внесении
этого предложения исходили из следующих соображений. Если по
тем или иным причинам нельзя избежать выбрасывания масла че-
рез суфлёр маслобака, то можно всё же избежать потерь масла
(выбрасывания в атмосферу), собирая выбрасываемое масло
в картер мотора. Из картера масло сможет полностью откачи-
ваться насосом, так как производительность его откачивающей
ступени значительно больше нагнетающей. Но практика эксплоата-
ции моторов показала, что только одно введение такой схемы суф-
лирования не избавляло от чрезмерного скопления масла в отдель-
ных полостях картера, а следовательно, и от выбрасывания его че-
рез суфлёры картера мотора. Кроме того, при введении внутрен-
него суфлирования, осуществляемого через носок коленчатого вала
(моторы Райт «Циклон» R-2600), возникала большая вероятность
частичной или даже полной закупорки сетки суфлёра (установлен-
ной в носке коленчатого вала), что приводило к дымлению мотора'
и выбрасыванию масла в выхлопные патрубки, а иногда даже
к разрыву маслобака. Такие случаи наблюдались при эксплоата-
ции отдельных типов самолётов, имеющих маслобаки, суфлируемые
через носок коленчатого вала.
При первых попытках разрешения проблемы борьбы с выбра-
сыванием масла конструкторы руководствовались соображением —
сохранить масло, выбрасываемое из мотора. Например, йа само-
лёте ЛАГГ-З (мотор ВК-Ю5П), в настоящее время снятом с экс-
илоагации, на пути суфлирования мотора устанавливался специ-
альный маслосборный бачок, сообщённый с атмосферой трубкой,
выведённой к верхнему днищу бачка (рис. 94). Таким образом,,,
мотор суфлировался через маслосборный бачок, который поэтому
11* 163
называли также суфлёрным бачком. Маслобаки имели свою
отдельную трубу для сообщения с атмосферой и с маслосборным
бачком связаны не были.
Рис. 94. Маслосборный
(суфлёрный) бачок:
/ — штуцер для присоединения к
суфлёру картера мотора; 2 — дре-
нажная труба; 3 ~ вывод дренаж-
ной трубы в атмосферу; 4 — слив-
ной кран
Бачок, установленный на суфлёре кар-
тера мотора, в основном предназначался
для собирания масла, 'выбрасываемого
по тем или иным причинам через суфлёр
картера, но он частично выполнял и пено-
гашение, поэтому его иногда называли
пеногасительным бачком.
Увеличение размеров бачка, т. е. уве-
личение объёма полости, через которую
суфлировался мотор, улучшало пеногаше-
ние В том случае, если внутри бачка
устанавливался пеногаситель, эффект от-
деления воздуха от масла в бачке был
ещё более значительным.
Установка маслосборных бачков при-
меняется и в настоящее время на многих
типах современных самолётов, но нужно
отметить, что это мероприятие не может
радикально разрешить проблемы борьбы
с выбрасыванием масла. Хотя при полё-
тах на средних высотах иногда добива-
ются более или менее удовлетворитель-
ных результатов, но при значительном
увеличении высоты полёта масло начи-
нает выбрасываться в атмосферу из мас-
лосборного бачка.
Таким образом, попытки введения мас-
лосборных бачков можно объяснить тем,
что в первое время явление выбрасывания масла было мало иссле-
довано и конструкторы пытались отыскать способы сохранения
выбрасываемого из мотора и бака масла, что, несомненно, не
могло радикально разрешить поставленную задачу. В то же время
необходимо указать, что имеются конструкции моторов, у кото-
рых при установке суфлёрного бачка удаётся обеспечить нормаль-
ную работу системы смазки (без выбрасывания масла в атмо-
сферу) до требуемых высот. Это достигается тем, что удаление
масла из суфлёрного бачка происходит на моторе непрерывно
и осуществляется не самотёком, а при помощи откачивающего
насоса, кроме того и суфлёрный бачок у таких моторов обычно
имеет достаточно большой объём.
Более радикальное решение вопроса борьбы с выбрасыванием
масла заключается в отыскании рациональных схем суфлирования
и внесении в конструкцию деталей мотора и системы маслопита-
ния таких конструктивных мероприятий, которые устраняли
бы причины самого возникновения выбрасывания масла и чрез-
мерного вспенивания его при работе мотора на больших высо-
тах.
164
3. Улучшение откачки масла из мотора. Улучите-
ние откачки масла, предотвращающее возможность накопления
масла в картере мотора, может быть обеспечено:
— выбором достаточной производительности откачивающих
маслонасосов, но в строгом соответствии с производительностью
нагнетающих маслонасосов;
- — правильным выбором мест забора откачиваемого масла;
— обеспечением надёжного слива из всех полостей картера
(отсутствием глухих полостей и карманов).
С точки зрения улучшения откачки масла хорошим мероприя-
тием служит установка внутри картера особых масляных дефлек-
торов или маслоуловителей, представляющих собой щитки иногда
с заострёнными и слегка загнутыми кромками, направленными на-
встречу движению масла, вызван-
ному барботажем.
Для примера можно привести
мотор «Мерлин» XX, у которого
в масляном поддоне картера был
установлен дефлектор (маслоотра-
жатель) оригинальной конструк-
ции, расположенный выше масло-
заборной трубки (рис. 95). Дефлек-
тор этот в значительной мере
улучшал откачку масла из кар-
тера, а кроме того, эффективно
уменьшал пенообразование.
Специально проведённые ис-
следования показали, что уста-
новка подобных дефлекторов при-
водит не только к улучшению
и к понижению температуры масла, уменьшению расхода его
и даже к некоторому повышению мощности мотора за счёт сни-
жения гидравлических потерь внутри картера.
Другим эффективным средством, улучшающим откачку масла
из картера мотора, может служить установка откачиваюшего на-
соса в картере, что, например, сделано у моторов «Мерлин» XX,
Нэппр «Сейбр» и др. В этом случае увеличивается коэфициент напол-
нения насоса и значительно уменьшается сопротивление на входе
в него, так как насос расположен в самой нижней точке картера.
4. Улучшение системы суфлирования. Правильно
выбранная схема суфлирования обеспечивает: улучшение откачки
масла из картера, эффективное выравнивание давлений во всех
полостях (отсеках) картера при.работе мотора и правильное разме-
щение выводных точек суфлирования.
Наличие у картера мотора полостей с повышенным давлением
заставляет применять несколько суфлёров (американские моторы
Алиссон и Паккард).
Для дренажирования применяются трубопроводы минимальной
(по возможности) длины, с достаточной величиной внутреннего
765
Дегрлентор
\. X У—Поддон
\ “аР™Ра
V<j> У
Маслозаборная
трубка
Рис. 95. Установка масляного дефлек-
тора в полтоне картера мотора
«Мерлин» XX (поперечное сечение
картера)
откачки масла из каптера, но
диаметра (25—30 мм) и не имеющие колен и острых углов, увели-
чивающих гидравлическое сопротивление дренажных труб.
Полость картера, через которую суфлируется мотор, стараются
сделать по возможности большей, что способствует лучшему отде-
лению паров и газов от масла. Не допускают также, чтобы
эта полость использовалась для собирания сливающегося масла
или чтобы в ней размещались вращающиеся детали мотора. В слу-
чае отсутствия специальной суфлёрной полости в системе смазки
мотора установка маслосборного бачка является обязательной.
Таким образом, нами рассмотрены основные причины, вызываю-
щие выбрасывание масла через суфлёры, и конструктивные сред-
ства, применяемые для предотвращения этого явления.
Способы борьбы с пенообразованием и конструкции применяе-
мых пеногасителей были уже рассмотрены выше, а неудовлетвори-
тельное состояние поршневых колец является дефектом мотора,
который не следует допускать при эксплоатации.
4. Падение давления масла в системе. Из всех нарушений, кото-
рые возникают в системе смазки мотора при увеличении высоты
полёта, наиболее важное значение имеет падение давления масла.
Это объясняется тем, что, во-первых, падение давления оказывает
решающее влияние на работу системы смазки, а во-вторых, сохра-
нение необходимого давления в системе при полёте на больших
высотах трудно обеспечить.
Рассмотрим, чем объясняется падение давления в системе смаз-
ки, неизбежно возникающее при увеличении высоты полёта.
Надёжная работа системы смазки мотора и высотность си-
стемы зависят от величины давления во всасывающей линии
маслопитания (на входе в насос), которое при увеличении высоты
полёта непрерывно уменьшается.
Для того чтобы установить причину падения давления на входе
в маслонасос при увеличении высоты полёта, рассмотрим, отчего
зависит это давление.
Величина давления во всасывающей линии насоса зависит от:
— высоты столба масла в баке;
— превышения маслобака по отношению к маслонасосу (раз-
ность уровней);
— величины потерь давления в маслопроводах (потери напора);
— величины атмосферного давления, так как у современных
типов самолётов маслобак обычно непосредственно сообщён с атмо-
сферой.
Первые два фактора оказывают незначительное влияние на вы-
сотность маслосистемы. Например, превышение маслобака по отно-
шению к маслонасосу на 0,1 м может увеличить высотность си-
стемы смазки на 140—150 м.
Потери напора или гидравлические потери в системе маслопита-
ния зависят в основном от конструктивного оформления системы.
Для снижения гидравлических потерь (уменьшения сопротивле-
ния трубопроводов) обычно применяют следующие мероприятия:
1. Увеличение внутреннего диаметра трубопроводов откачиваю-
щей и нагнетающей магистрали (до 35—40 мм).
166
Для иллюстрации влияния диаметра трубопроводов (если он
выбран недостаточным для данной системы маслопитания) можно
привести результаты специальных исследований, проведённых в
лаборатории американской моторостроительной фирмы Аллисон.
При увеличении диаметра трубопровода нагнетающей магистрали
от 2Ь до 38 мм предельная высота надёжной работы системы
маслопитания повышалась на 2 000 м.
Однако аналогично тому, как об этом указывалось при рас-
смотрении диаметров топливных трубопроводов, чрезмерное увели-
чение диаметра маслопроводов (больше чем это необходимо для
данной системы) никакого увеличения высотности системы масло-
питания не даёт.
Рис 96. Зависимость высотности маслонасоса
от величины потерь в маслопроводах
2. Уменьшение (по возможности) длины откачивающих и нагне-
тающих трубопроводов и обеспечение плавных переходов в местах
изгибов их; наружный радиус изгиба не должен быть менее 21/4
наружных диаметров Трубопровода.
3. Применение арматуры, фильтров и пеногасителей, обладаю-
щих минимальным гидравлическим сопротивлением.
Для самолётов, у которых система смазки достаточно хорошо
конструктивно оформлена, гидравлические потери обычно не пре-
вышают 18—20 мм рт. ст. и не могут оказать заметного влияния
на высотность системы. Это подтверждается специальными иссле-
дованиями, проведёнными в ЦИАМ, при которых было установлено,
что для снижения высотности маслонасоса на 1 000 м необходимо,
чтобы потери напора достигали 40—Ь0 мм рт. ст. (рис. 96).
Таким образом, величина давления на входе в маслонасос, а
следовательно, и высотность системы смазки для конкретно выбран-
ного типа мотора зависят главным образом от величины атмосфер-
ного давления. При подъёме самолёта на высоту под влиянием
понижения давления окружающей среды уменьшается давление в
маслобаке. Падение давления в маслобаке вызывает соответствую-
167
щее падение давления на входе в нагнетающий насос, в резуль-
тате чего падает производительность насоса и величина давления
в нагнетающей магистрали.
В случае уменьшения давления на входе в маслонасос ниже
определённой критической величины, зависящей от особенностей
конструкции насоса и всей маслосистемы, сорта применяемого ма-
сла и режима работы двигателя, наступает резкое усиление цено-
образования, т. е. энергичное выделение воздуха и паров из масла.
Выделившиеся газы заполняют трубопроводы, вызывая разрыв,
струи масла, что приводит к резкому (скачкообразному) падению
давления в нагнетающей магистрали (явление кавитации).
Кавитация обычно со-
провождается повыше-
нием температуры масла
вследствие значительного
ухудшения теплоотдачи
сильно вспененного ма-
сла. Возникновение кави-
тации более вероятно при
перегреве двигателя (экс
плоатация на повышен-
ных режимах работы), а
также при большом со-
противлении откачиваю-
щей магистрали.
Кривая, выражающая
зависимость подачи масла
от величины давления на
входе в нагнетающий ма-
слонасос, аналогично, как
и у топливных насосов,
называется кавитацион-
Вследствие того что давле-
установки зависит в основ-
О I г з ь 5 в 7 в 9 ю
Высота в тысячах метров —=»-
Рис. S7. Зависимость давления в системе
смазки от высоты полёта (кавитационная ха-
рактеристика маслонасоса мотора АМ-35А)
ной характеристикой насоса (рис. 97).
ние на входе в насос для конкретной
ном от высоты полёта, кавитационная характеристика масло-
насоса может служить его высотной характеристикой. Для этого
нужно ниже шкалы давлений перед насосом нанести высоты,
соответствующие этим давлениям.
Так как высотность системы смазки в основном определяется
высотностью маслонасоса, то кавитационная характеристика на-
соса может служить также высотной характеристикой системы
смазки вообще. Таким образом, наличие кавитационной характери-
стики маслонасоса позволяет судить о предельно допустимой
высоте полёта самолёта, при которой система смазки работает
нормально.
Кавитационная характеристика насоса, установленного на мо-
торе АМ-35А (рис. 97), показывает, что при увеличении высоты
полёта до 5 000 м давление в нагнетающей магистрали начинает
резко падать, — это и служит основной причиной нарушения нор-
мальной работы системы смазки.
168
Все усовершенствования, применяемые для улучшения работьз
системы смазки, которые рассматривались выше, являются необ-
ходимыми, но недостаточными, так как они не Могут разрешить-
задачу обеспечения достаточной высотности системы. Основным
средством обеспечения работы системы смазки в высотных
условиях служит введение в систему таких конструктивных меро-
приятий, которое позволяют получить более пологую кавитацион
ную характеристику и тем самым увеличить предельную высоту
полёта. Рассмотрим способы, применяющиеся для этой цели.
3. Способы обеспечения работы системы смазки
при полётах на больших высотах
Так как нарушение нормальной работы системы смазки пропс- '
ходит в основном вследствие падения давления в системе, которое
в свою очередь вызывается падением давления на входе в нагне-
тающий маслонасос, то для обеспечения работы системы смазки
в высотных условиях применяется одно основное средство — повы-
шение давления на входе в маслонасос.
Для повышения давления на входе в нагнетающий маслонасос
используются следующие способы:
1. Применение закрытой системы смазки.
2. Установка дополнительного (подкачивающего) насоса перед
основным.
3. Другие способы.
1. Применение закрытой системы смазки. В случае применения
закрытой системы смазки маслобак сообщается с атмосферой не
непосредственно, а через редукционный клапан, поддерживающий
автоматически определённое давление в маслобаке, аналогично
тому, как это осуществляется у закрытых систем охлаждения.
Введение закрытой системы смазки требует более тщательной
герметизации картера, т. е. более плотного сочленения его деталей,
так как при наличии картера обычной конструкции неизбежно бу-
дет происходить выбрасывание масла из сочленений картера.
Закрытая система смазки. применялась на некоторых типах само-
лётов, например на первых сериях английских высотных истреби-
телей «Спитфайр», у которых в систему дренажа включался клапан
двойного действия, поддерживающий в маслобаке избыточное да-
вление 2,5 фунт./дюйм2 (0,18 кг/см?). Эксплоатационные неудоб-
ства, возникшие при введении закрытой системы смазки, привели
к тому, что на последующих сериях данного типа самолёта эта
система уже не применялась.
На отечественных самолётах, на которых устанавливались даль-
нейшие модификации мотора ВК-105, в целях борьбы с падением
давления тоже сначала попытались установить в маслобаке редук-
ционный клапан, регулируя последний на давление 0,35-—0,40 кг/см2.
Несколько позже на самолётах с такими моторами тоже отказались
от закрытой системы смазки, применив вместо неё установку до-
полнительного насоса для повышения давления на входе в нагне-
тающие насосы.
169
2. Установка дополнительного насоса перед основным. Одним
из эффективных средств борьбы с падением давления в системе
смазки является создание подпора (повышение давления) на входе
в нагнетающий маслонасос. Для этого д системе смазки мотора
устанавливаются два насоса — основной и дополнительный, вклю-
чённые в масломагистраль последовательно один за другим.
Рассмотрим несколько характерных установок с дополнитель-
ным маслонасосом, применявшихся на отдельных конструкциях
серийных моторов.
Например, на моторах
Рис. 98. Узел приводов насосов мотора
BK-I05:
1 — топливный насос; 2 — дополнительный
(нагнетающий маслонасос (насос подкачки)
'В К-105 отечественной кон-
струкции в нагнетающей маги-
страли были установлены по-
следовательно два маслона-
соса коловратного типа. Кон-
структивно это было выпол-
нено так, что в маслоприёмник
масло поступало не из масля-
ного бака, как было сделано
на предыдущих модификациях
того же мотора, а из добавоч-
ного коловратного насоса
(рис. 98), установленного на
одном из фланцев корпуса
приводов агрегатов, предна-
значенном для установки топ-
ливного насоса. При этом пи-
тание мотора топливом осу-
ществлялось только одним
насосом типа БНК-Ю (см.
рис. 98). Оба маслонасоса
были невыключающиеся и соз-
давали давление в системе смазки 8,5—9,0 кг/см2 при работе мотора
на земле, причём дополнительный насос повышал давление масла,
поступающего в основной насос, до 1,5 кг/см2. Однако и при нали-
чии на моторе двух нагнетающих маслонасосов на высотах 8 000—
9000 м давление масла также падало до 2,0—2,5 кг/см2, что было,
недостаточно для нормальной работы мотора.
В то же время на моторах АМ-34НБ (с турбокомпрессором) два
последовательно включённых маслонасоса обеспечивали нормаль-
ное давление в главной масломагистрали (в пределах 7—
7,5 кг!км?) даже на высоте 11 000 м. Такое значительное отклоне-
ние результатов при использовании одного и того же средства
у двух указанных моторов объяснялось, по всей вероятности, тем,
что схема суфлирования и само пеногашение у моторов ВК-Ю5
были выполнены неудовлетворительно.
На дальнейших модификациях мотора ВК-105, в целях обеспе-
чения работы системы смазки при высотных полётах, число масло-
насосов на моторе было увеличено до пяти. Для этого в зад-
ней части нижнего картера было расточено пять гнёзд (вместо ранее
170
имевшихся трёх гнёзд), в которых монтировались 3 откачивающих
и 2 нагнетающих насоса. Все насосы были коловратного типа.
При практических полётах было обнаружено, что необходимое
минимальное давление в системе смазки (4 кг/см2) поддерживалось
в этом случае только до высоты 4 000—5 000 м.
Вначале, как об этом было указано выше, для борьбы с паде-
нием давления в системе смазки у моторов типа ВК-105 применяли
закрытую систему смазки. На моторах более поздних серий
стали устанавливать дополнительный (третий) нагнетающий масло-
насос шестерёнчатого типа, забирающий масло из бака и подаю-
щий его под давлением 0,7—1,4 кг/см2 в основные нагнетающие
насосы. В данном случае необходимое давление в нагнетающей
масломагистрали поддерживалось до потолка самолёта, на кото-
ром устанавливался указанный мотор, причём при работе на земле
давление не превышало 9 кг/см2.
Дополнительный маслонасос устанавливался на одном из двух
фланцев, предназначенных для крепления топливных насосов, и
следовательно, в этом случае для питания мотора топливом исполь-
зовался только один насос.
Применяемые в США подкачивающие маслонасосы обычно цен-
тробежного типа и точно так же, как насосы подкачки топлива, не-
зависимо от конструкции, называются бустер-насоеами. Они чаще
всего устанавливаются в днищах баков, так что оказываются
всегда погружёнными в масло. Размещение насоса подкачки не-
посредственно на моторе нерационально, так как вызывает необхо-
димость установки трубопровода, связывающего насос подкачки
с маслобаком, а неизбежные гидравлические потери в этом трубо-
проводе вызывают понижение давления, создаваемого насосом.
Довольно интересной с точки зрения обеспечения сохранения
давления масла при подъёме самолёта на высоту является схема
смазки, применявшаяся на немецком моторе воздушного
охлаждения BMW-801А (двухрядная четырнадцатицилиндровая
звезда), устанавливавшемся на бомбардировочных самолётах типа
Дорнье Do-217E1 и Фокке-Вульф «Кондор».
В этой схеме (рис. 99) было применено одновременно несколько
средств, способствующих сохранению давления в системе смазки:
1. Были приняты меры, обеспечивающие работу мотора при «су-
хом» картере, для чего на моторе установили четыре насоса, эффек-
тивно откачивающих масло из всех полостей картера, где оно могло
скапливаться при работе мотора.
2. Маслорадиаторы были изъяты из откачивающей магистрали,
где они устанавливались при обычной системе смазки (на участке
откачивающий насос — маслобак), и перенесены в нагнетающую
магистраль, что было сделано для уменьшения сопротивления от-
качки масла. Установка маслорадиаторов в нагнетающей маги-
страли в значительной мере улучшила откачку масла в бак, так как
радиаторы представляли собой довольно значительное сопротивле-
ние для прохождения масла.
Уменьшение сопротивления откачки, как об этом уже было ука-
зано выше, заметно снижает количество воздуха, заключённого
171
в масле. Кроме того, в случае установки маслорадиаторов в нагне-
тающей магистрали горячее вспененное масло не попадало сразу
в радиатор, а предварительно освобождалось от пены в маслобаке,
что повышало эффективность использования радиаторов и, следо-
вательно, позволяло уменьшить их размеры. Помимо этого' посту-
пление в маслобак горячего, не охлаждённого в радиаторе масла
оказывалось полезным И в другом отношении, а именно: из более
горячего масла легче выделялся воздух.
С мотор К еакуумнососу Н термометру В мотор
- -^-Поступление маслаиз бана
- —- Слое масла в маслоотстойнин
—*- Откачивающая магистраль
— > Линия подпора е нагнетающей магистрали
Нагнетающая магистраль /пиния повышенного давления)
Рис. 99. Система смазки мотора BMW-801 А:
1 и 2 — маслорадияторы; 3 — маслоотстойник; 4—самоочищающийся фильтр (типа ' Ку но);
5 и 6 — нагнетающие насосы: 7, 8, 9 и 10 — откачивающие нссосы; 11— редукционный клапан
с ^термостатом; 12 — перепускной клапан; 75, 74, 15 и 16— соех инь тельные муфты для прогрева
£ мотора горячим маслом (снабжённые самоуплотняющимся устройством)
3. Масло к нагнетающему насосу 5 (основному) поступало под
давлением, создаваемым маслонасосом 6 (рис. 99), который, по-
мимо повышения давления на входе в основной Маслонасос, пред-
назначался для прокачки масла через радиаторы.
Поступление масла в нагнетающий маслонасос под давлением
увеличивало коэфициент наполнения его, особенно на больших вы
сотах, что заметно улучшало работу насоса.
4. У отдельных типов самолётов эта схема дополнялась воздухо-
отделителями, значительно улучшающими' работу системы смазки
на высоте и повышающими эффективность охлаждения за счёт
устранения скопления воздуха в каналах маслорадиаторов.
3. Другие способы повышения давления в системе смазки. Повы-
шения давления в системе смазки можно достигнуть и другими спо-
собами. Например, на моторах АМ-35А применяли особое приспо-
собление для высотной компенсации, смонтированное на самом ре-
дукционном клапане маслонасоса. Разрез такого высотного клапана
показан на рис. 100.
172
Рассмотрим схему действия приспособления высотной компен-
сации у подобного клапана.
При работе мотора, в случае чрезмерного повышения давления
масла в нагнетающей магистрали клапан 2 несколько отходит
вправо и, в зависимости от режима работы мотора (числа оборотов
насоса), перепускает некоторое количество масла из полости нагне-
тания 18 в полость всасывания 17, поддерживая всё время в маги-
страли постоянное давление.
Рис. 100. Высотный редукционный клапан маслонасоса мотора АМ-35А:
/ — корпус клапана; 2 — клапан; 3 — золотник; 4— пружина золотника; 5 — корпус насоса;
6 — регулировочный винт с гайкой; 7 — пружина клапана; 8 — внутренний колпачок; 9 — наруж-
ный^колпачок; 10, 11, 12, 13 и 15 —отверстия; 14 — кольцевая камера; 16 — камера; 17—полость
\ ^всасывания; 18— полость нагнетания; 19 — полость над клапаном
Таким образом, эта часть высотного клапана выполняет работу
обычного редукционного клапана. Величина давления масла, под-
держиваемого в магистрали, зависит от предварительной регули-
ровки клапана (силы сжатия пружины клапана).
Одновременно с воздействием на редукционный клапан давле-
ние масла в нагнетающей магистрали 'передаётся через отверстие 10
на золотник 3, отодвигая его вправо до момента уравновешивания
силы давления на золотник с силой упругости пружины золотника 4.
При таком положении равновесия отверстие 11 почти не сообщается
с отверстием 12 и поэтому немного масла из нагнетающей маги-
страли поступает в полость 19 над клапаном.
Отверстие же 13 сообщается полностью с кольцевой камерой 14,
поэтому всё масло, поступающее из нагнетающей магистрали через
отверстие 10, уходит через камеру 14, отверстия 13 и 15 и ка-
меру 16 в полость всасывания 17.
Если по какой-либо причине (например, при подъёме самолёта
на высоту) упадёт давление в нагнетающей магистрали, то золотник
под действием своей пружины 4 переместится влево, в результате
чего отверстие 12 совпадёт с отверстием 11; одновременно' нару-
шится совпадение отверстия 13 с кольцевой камерой 14, т. е. резко
уменьшится сечение в этом месте.
\ 173
Начиная с этого момента, большая часть масла начнёт посту-
пать не в полость всасывания 17, а в полость 19 над клапаном
тем самым повышая давление в ней до давления, имеющегося
в нагнетающей магистрали.
Так как площадь поверхности над клапаном, на которую воздей
ствует поступающее из нагнетающей магистрали масло, больше,
чем поверхность клапана, обращённая к нагнетающей магистрали,
то сила избыточного давления добавится к основной силе упругости
пружины редукционного клапана, т. е. произойдёт дополнительное
надавливание клапана, вследствие чего давление в нагнетающей
магистрали повысится.
4
Рис. 101. Шестерёнчатый насос с внутренним зацеплением:
/ —поступление масла к зубьям; 2—рабочая полость; 3—.вход
масла в насос 4 — выход масла из насоса
Высотный редукционный клапан маслонасоса мотора АМ.-35А
практически тоже не обеспечивал сохранение постоянного давле-
ния в системе маслопитания, подтверждением чего может служить
кавитационная характеристика маслонасоса, приведённая выше (см.
рис. 97).
Всё же наличие такого клапана позволяло сохранить в главной
магистрали мотора минимально допустимое давление масла —
5 кг/см2 до высоты 8 000—9 000 м. Замена же высотного золотни-
кового клапана редукционным тарельчатым клапаном обычной
конструкции, осуществлённая позже у дальнейших модификаций
мотора АМ-35, привела к тому, что падение давления масла в глав-
ной магистрали до минимально допустимой величины (5 кг/см1}-
происходило уже на высоте 6 000—7 000 м.
Нужно ещё отметить интересную Попытку обеспечения высотно-
сти системы маслопитания, предпринятую в самое последнее время
американской фирмой Gulf Research г nd Development С°.
Попытка эта заключалась в том, чтобы за счёт придания основ-
ному насосу высокой производительности и других качеств, обеспе-
чивающих получение хорошей высотной характеристики, обойтись
без применения насоса высотной подкачки. Для этого был создан
насос, оригинальный по своей конструкции,— шестерёнчатого типа
с внутренним зацеплением (рис. 101).
174
Выход масла
Рис. 102. Обратная подача масла
при работе шестерёнчатого насоса
Внутреннее зацепление было выбрано потому, что силы, воз-
никающие в жидкости при вращательном движении её в шесте-
рёнчатых насосах с наружным зацеплением, не способствуют по-
ступлению жидкости в насос, как это происходит у центробежных
насосов, а противодействуют поступлению её, увеличивая тем
самым потери в насосе. Кроме того, вследствие наличия довольно
больших зазоров в зубьях шестерён при работе шестерёнчатого на-
соса с наружным зацепле-
нием происходит обратное
перетекание масла на вход в
насос (обратная подача),
что заметно снижает произ-
водительность насоса.
Перетекание масла из
полости нагнетания в по-
лость всасывания маслона-
соса вызывается следующей
причиной. При вращении
шестерён со стороны, обрат-
ной сопряженным поверх-
ностям зубьев, образуется
свободный объём (рис. 102),
в который подсасывается
масло, перетекающее затем
в полость всасывания (путь
масла Показан пунктирной
стрелкой).
У насосов с внутренним
зацеплением засасывание
масла происходит по направлению от центра валика к периферии,
т. е. точно так же, как у насосов центробежного типа, и поэтому
внутренние потери в насосе получаются небольшими.
По утверждению фирмы, испытания насоса дали положительные
результаты: внутренние потери в насосе уменьшились, по сравнению-
с шестерёнчатыми насосами с наружным зацеплением, больше чем
в 1,5 раза и стали почти такими же, как у насосов центробежного
типа. При испытаниях в высотных условиях насос обеспечивал ра-
боту мотора без применения дополнительного насоса высотной под-
качки.
Для обеспечения работы системы смазки в высотных условиях
могут применяться ещё многоступенчатые насосы. Для примера на
рис. 103 показан один из таких насосов отечественной конструкции,
имеющий одну нагнетающую и четыре откачивающие ступени, смон-
тированные в одном общем корпусе.
Удачная компоновка всех деталей насоса обеспечила, при незна-
чительном увеличении веса насоса по сравнению с насосом МШ-5,
значительное улучшение работы его. Схема работы насоса приве-
дена на рис. 104.
175
Рис. 1СЗ. Многоступенчатый
маслонасос
Откачивающие ступени
Рис. 104. Схема работы многоступенчатого маслонасоса
176
Высокая производительность нагнетающей и откачивающих
ступеней и правильно выбранное соотношение между ними позво-
лили получить достаточно хорошую высотную характеристику насоса
(рис. 105), обеспечивающую полёты самолёта на высотах более
12 00С м.
Рис. 105. Высотная характеристика
многоступенчатого маслонасоса
4. Правила эксплоатации системы смазки при высотных
полетах самолета
Вследствие того что при высотных полётах самолёта наруше-
ние нормальной работы системы смазки становится более вероят-
ным, от лётного и технического состава требуется большая внима-
гельность и умение грамотно эксплоатировать материальную часть.
При эксплоатации высотных самолётов нужно быть ещё более
требовательным к качеству применяемого масла и не допускать
присутствия в нём воды и легко испаряющихся примесей. Нельзя
также допускать смешивания разных сортов масел, особенно масел
различного происхождения (растительные с минеральными), и при-
менения грязного масла, так как всё это способствует пенообразо-
ванию, резко усиливающемуся при увеличении высоты полёта.
В процессе эксплоатации необходимо внимательно следить за
состоянием дренажной системы и чистотой выводных отверстий
дренажных груб. Пои подготовке самолёта к высотному полёту при-
менять продувку труб сжатым воздухом из баллона, редуцирован-
ным до 1,5а/п,или же от ручного насоса. Продувку осуществлять
из бака наружу, а не наоборот, чтобы не загрязнить масло, находя-
щееся в баке.
При эксплоатации моторов с цедить за тем, чтобы рабочая по-
верхность редукционного клапана маслонасоса тщательно приле-
гала к своему гнезду, так как недостаточно плотное прилегание
клапана способствует падению давления в системе смазки.
При наличии на дополнительном маслонаоосе (насосе подкачки)
редукционного клапана регулировку давления в системе смазки ни
в коем случае не производить за счёт изменения силы сжатия пру
12—334
177
жины редукционного клапана дополнительного маслонасоса, а ис-
пользовать для этой цели только регулировочный винт редукцион-
ного клапана основного маслонасоса.
При подготовке самолёта к полёту, следует строго соблюдать
нормы заправки масла в баки, так как излишне залитое масло не-
избежно вызывает выбрасывание его через суфлёры вследствие
увеличения его объёма и вспенивания при работе мотора.
При высотных полётах излишне залитое масло может привести
не только к выбрасыванию масла, но и к разрыву стенок бака, при-
чём особенно вероятны такие случаи у самолётов с внутренним
суфлированием маслобака.
Необходимо внимательно следить за герметичностью магистра-
лей системы смазки, так как при наличии даже незначительного
подсоса воздуха в масломагистраль при работе мотора может про-
исходить выбрасывание масла через суфлёры и падение давления
в системе.
Например, при эксплоатации дальнейших модификаций мотора
АМ-35 иногда наблюдались случаи резкого падения давления
масла от 7 кг/см~ до 4 кг/смт и ниже, при сохранении нормальной
температуры масла на входе. При изучении этого явления было
установлено, что причина неисправности заключалась в подсосе
воздуха во всасывающей линии нагнетающей масломагистрали.
После устранения подсоса воздуха давление снова поддерживалось
в нормальных пределах.
При подъёме самолёта на высоту влияние подсоса проявляется
в более значительной мере вследствие понижения атмосферного
давления. Нередки случаи, когда при работе мотора у земли не-
значительный подсос в откачивающих магистралях ничем- себя не
проявляет, а при подъёме самолёта на высоту начинает происхо-
дить энергичное выбрасывание масла через суфлёры из картера,
переполненного маслом, вследствие ухудшения работы откачиваю-
щего насоса.
Для борьбы с загустеванием смазки в маслопроводах на боль-
ших высотах при полёте на задросселированном моторе необхо-
димо заранее отеплить те трубопроводы, • которые имеют малый-
диаметр и незначительную циркуляцию в них масла.
Еще более желательно для обеспечения продолжительного пла-
нирования самолёта на больших высотах отеплить все маслопро-
воды и обеспечить герметичность (плотность прилегания) створок
маслораднатора, надёжно защитив его от струи встречного потока
воздуха.
Падение давления масла в системе смазки мотора может быть
вызвано не только причинами конструктивного характера, но и
неправильной эксплоатацией мотора. Например, в случае перегрева
мотора (несоблюдение температурного режима, установленного для
данного типа мотора) вследствие высокой температуры масла про-
исходит сильное разжижение его, которое вызывает падение давле-
ния в системе смазки.
Перегрев мотора может также вызвать сильное вспенивание и
выбрасывание масляной пены из суфлёра картера, а иногда и вы-
178
брасывание масла. Это объясняется тем, что резкое повышение ле-
дообразования, неизбежное при увеличении температуры выше нор-
мальной, вызывает замедление слива масла в отстойники, так как
каналы в моторе не успевают пропускать сильно увеличившееся
в объёме (вспененное) масло и, следовательно, оно будет накапли-
ваться в картере и выбрасываться через суфлёры.
Для борьбы с перегревом масла при механическом регулирова-
нии температуры масла необходимо:
1. При наборе высоты створки маслорадиатора и щели капотов
держать полностью открытыми.
2. Перегревание масла при наборе высоты устранять переходом
в режим горизонтального полёта (выполнение «площадок»).
При полётах на больших высотах лётчик должен выполнять
следующее:
1. В случае отсутствия автоматического управления системой
смазки вести неослабное наблюдение за показаниями термометров
масла (входа и выхода), особенно при наборе высоты, когда опас-
ность перегрева мотора весьма вероятна.
2. При длительном планировании обязательно держать пол-
ностью закрытыми створки маслорадиатора и щели капота, а также
непрерывно следить за температурой масла. В случае значитель-
ного понижения температуры нужно переходить на режим гори-
зонтального полёта или режим набора высоты со снятием полной
мощности мотора при малой скорости самолёта. При этом
никогда не следует допускать падения температуры масла ниже
40° П, так как загустевание масла в подводящих трубопроводах
становится в этом случае весьма вероятным. Загустевание масла
приводит к прекращению поступления, его в мотор и разрушению
коренных вкладышей (мочоры рядного типа) или заклиниванию
втулки главного шатуна (звездообразные моторы).
3. В полёте непрерывно следить за показаниями масляного ма-
нометра, не допуская падения давления масла ниже 4 кг! см2 (у мо-
дификаций мотора ВК-105 ниже 5,5 кг)см2), являющегося ниж-
ним пределом величины давления в системе смазки при полётах
на высотах больше 7 000 м. Это чрезвычайно важное правило необ-
ходимо выполнять потому, что при полёте на больших высотах за-
диры поршней могут происходить даже при незначительном умень-
шении давления в системе смазки по сравнению с нормальным. При
этом температура головок цилиндров по термопаре (у моторов воз-
душного охлаждения) совершенно не сигнализирует о начавшемся
задире поршней, так как наблюдаемое повышение температуры
очень незначительно (5—10еЦ).
В случае падения давления масла ниже допустимого необхо-
димо переходить на снижение.
4. Помнить, что на режиме выхода из пикирования может про-
изойти некоторое падение давления масла за счёт отлива его от
горловины трубы, идущей из бака к маслонасосу, вследствие дей-
ствия инерционных сил, развивающихся при выходе самолёта из
пикирования.
12*
179
Недостаточное количество масла в баке усугубляет эту причину
и может вызвать тяжёлые последствия для мотора (выплавление
подшипников, заклинивание мотора), поэтому при пикировании или
тотчас же после выхода из него не следует резко давать газ.
5. Помнить о том, что выбрасывание масла из суфлёра картера
мотора может произойти и при исправной системе смазки на ре-
жиме длительного набора высоты при большом угле подъёма и в
горизонтальном полёте на большой мощности мотора. В первом
случае масло, скопляющееся в картере мотора и отстойнике, не
успевает откачиваться насосом и начинает выбрасываться вместе
с нарами масла через суфлёр картера вследствие резко усиливаю-
щегося барботажа (разбрызгивание масла в картере вращающи-
мися деталями мотора). В этом случае единственной мерой борьбы
с выбрасыванием масла из суфлёров является периодическое вы-
полнение «площадок» (перевод самолёта в линию горизонтального
полёта) в процессе набора высоты
При выбрасывании масла через суфлёры в горизонтальном по-
лёте необходимо уменьшить число оборотов мотора; если это не по-
может,— перевести самолёт в планирование и, уменьшив высоту,
попытаться продолжать полёт. Учитывать, что если масло начнёт
выбрасываться из суфлёров, это может продолжаться до полного
опустошения маслобака, поэтому недостаточно быстрое принятие
решения в случае начавшегося выбрасывания масла через суфлёры
может привести к вынужденной посадке или даже к аварии само-
лёта.
ГЛАВА ПЯТАЯ
РАБОТА СИСТЕМЫ ЗАЖИГАНИЯ
Изменение атмосферных условий при подъёме самолёта на вы-
соту оказывает! очень большое влияние и на работу системы зажи-
гания
Практические полёты показали, что уже на высотах 7 000—
8 000 м в работе мотора возникали перебои в результате наруше-
ния искрообразования между электродами свечей в цилиндрах
двигателя.
При изучении этого явления было установлено, что основная
причина, вызывающая расстройство работы системы зажигания при
значительном увеличении высоты полёта, заключается в уменьше-
нии плотности окружающей среды.
1. Зависимость работы системы зажигания от высоты
полёта и трудности обеспечения нормальной работы
системы при полётах на больших высотах
Рассмотрим несколько более подробно, чем вызывается и в чём
конкретно проявляется нарушение нормальной работы системы за-
жигания при значительном увеличении высоты полёта.
1. Падение атмосферного давления и высотность системы за-
жигания. Известно, что для воспламенения смеси в цилиндрах дви-
гателей лёгкого топлива используются электрические системы зажи-
гания, в которые входят: магнето, свечи и электропровода. Высокое
напряжение, вырабатываемое' во вторичной обмотке магнето, пере-
даётся при помощи бегунка, распределителя и проводов к свечам,
между электродами которых происходит электрический разряд.
Величина пробивного напряжения, т. е напряжения, необходи-
мого для осуществления разряда между электродами свечи,
в основном зависит от плотности среды в цилиндре в момент раз-
ряда и величины зазора между электродами (закон Пашена -).
1 Необходимое пробивное напряжение зависит от произведения расстояния
между электродами свечи на давление газовой среды, окружающей электподы.
181
Для определённого, уже выбранного типа свечи другие кон-
структивные параметры её (форма электродов, материал их и т. и.)
остаются постоянными и поэтому могут не учитываться
Таким образом, надёжность работы системы зажигания зависит
от величины напряжения, которое сможет развить магнето, и вели-
чины напряжения, необходимого для искрообразования между элек-
тродами свечи в цилиндре двигателя. Напряжение, необходимое для
искрообразования в свечах, зависит в свою очередь от состояния
среды, окружающей электроды в момент разряда, и от расстояния
между электродами.
При подъёме самолёта на высоту эти характеристики, за исклю
чением зазора между электродами, не остаются постоянными и из-
меняются не в одинаковой мере, поэтому, для того чтобы судить
о влиянии высоты полёта на работу системы заживания, нужно
проанализировать, какова зависимость каждой из указанных харак-
теристик от высоты.
Прежде всего рассмотрим, как изменяется при увеличении вы-
соты полёта величина напряжения, которое может поступить к элек
тродам свечей.
Известно, что система зажигания, применяемая на авиационных
моторах, обычно однопрэводная и вторым проводом служит масса
мотора. Поэтому между любой высоковольтной токонесущей де-
талью системы зажигания и массой мотора имеется значительная
разность потенциалов и для предотвращения разрядов электриче-
ского тока на массу мотора все токонесущие детали должны иметь
изоляцию высокого качества.
Для некоторых неизолированных (оголённых) деталей высоко-
вольтной цепи магнето изоляцией служит только воздушная про-
слойка, отделяющая эти детали от массы магнето
Воздух вообще является плохим проводником электрического
тока, т. е. обладает значительной электрической прочностью \ но
при уменьшении плотности воздуха сопротивление его уменьшается,
а так как при увеличении высоты полёта плотность воздуха резко
снижается, то соответственно этому уменьшается и электрическая
прочность воздуха.
Таким образом, если воздушная прослойка между какой-либо
оголённой токонесущей деталью магнето и массой его достаточно
велика, т. е. обладает значительным сопротивлением, то на уровне
моря даже при максимальном напряжении, которое способно раз-
вить магнето, обычно возможность разрядов на массу полностью
исключена.
По мере же увеличения высоты полёта сопротивление воздуш-
ной прослойки уменьшается и на определённой высоте становится
недостаточным для того, чтобы при том напряжении, которое раз-
вивает магнето, не допустить электрических разрядов на массу.
1 Электрической прочностью изолятора ^воздуха) называется величина на-
пряжения, необходимого для пробоя слоя изолятора толщиной 1 см; измеряется
она в киловольтах на 1 см.
182
Следовательно, на этой высоте к электродам свечей не может
быть подведено то напряжение, которое поступало к ним на уповне
моря. Для каждой высоты существует свое допустимое напряже-
ние, превышение которого
вызывает разряд на массу в самом маг-
нето вместо нормального
Чем больше высота
полёта, тем меньше ста-
новится сопротивление
всех воздушных про-
межутков, отделяющих
детали высоковольтной
цепи магнето от массы,
и, следовательно, тем
меньше напряжение, ко-
торое может быть под-
ведено к свечам.
На рис. 106 показа-
на кривая зависимости
величины напряжения
одного из невысотных
типов магнето (тип БС,
широко распространён-
ный у нас раньше) от
высоты полёта. Эта
кривая называется вы-
сотной характеристикой
магнето. Для всякой
разряда между электродами свечи.
ТОЧКИ, лежащей выше Рис. 106. Высотные характеристики иевысот-
этой Кривой (увеличе- ного и высотных магнето
ние высоты полёта или
повышение напряжения магнето), неизбежны разряды на массу
внутри магнето и возникновение перебоев в искрообразовании
между электродами свечи, т. е. нарушение нормальной работы си-
стемы зажигания.
Для сравнения на том же рисунке показаны высотные характе-
ристики двух современных типов высотных магнето (фирмы Бош
ZM-14DR-13 и фирмы Дженерал-Электрик S18LG-P1A
Теперь рассмотрим, как изменяется при увеличении высоты по-
лёта величина напояжения, необходимого для осуществления раз-
ряда между электродами свечи. Для того чтобы установить зави-
симость необходимого пробивного напряжения свечи от высоты
полёта, необходимо прежде всего вспомнить, что оно зависит от
плотности среды в цилиндре двигателя в момент жирообразования
(закон Пашена), которая в свою очередь у конкретного типа двига-
теля зависит от режима его работы и высоты полёта.
У высотных двигателей, сохраняющих до расчётной высоты
постоянное давление наддува, плотность среды в цилиндре двига-
теля, начиная от земли и до расчётной высоты, непрерывно увели-
чивается, хотя давление наддува сохраняется постоянным (из-за
понижения температуры окружающей среды). После расчетной
183
высоты плотность воздуха в цилиндре начинает непрерывно умень-
шаться вследствие падения давления окружающей среды, вызы-
вающего соответствующее уменьшение давления наддува.
Как уже было сказано выше, при увеличении высоты полёта не-
обходимое пробивное напряжение свечи будет изменяться в точном
соответствии с изменением плотности среды в цилиндре двигателя
в момент искрообразования.
Для того чтобы отыскать графическую зависимость необходи-
мого пробивного напряжения свечи от высоты полёта, поступают
следующим образом. Зная основные параметры двигателя и исполь-
зуя данные теплового расчёта его, определяют графически от-
дельно зависимости температуры и давления среды в цилиндре
двигателя в такте сжатия (для момента искрообразования) от
высоты полёта. После этого, используя полученные графические
зависимости, строят один общий график зависимости относительной
тн
плотности среды в цилиндре двигателя — (отношение плотности
среды в цилиндре на высоте к плотности среды в цилиндре на
уровне моря) от высоты полёта. Затем, воспользовавшись графиком
зависимости пробивного напряжения свечи от величины относи-
тельной плотности среды в цилиндре, полученным практическим
или аналитическим способом, и имея график зависимости плотности
среды в цилиндре двигателя от высоты полёта, полученный ранее,
строят график зависимости необходимого пробивного напряжения
свечи от высоты полёта.
При построении графика зависимости пробивного напряжения
свечи от величины относительной плотности среды в цилиндре дви-
гателя обязательно применяется такой тип свечи, который исполь-
зуется на данном двигателе.
Для примера на рис. 107 показан подобный график, построенный
для двигателя с небольшой высотностью (// = 2 000 м) со свечами
фирмы BG (тип ЗВ2) с искровым промежутком 8 = 0,35 мм.
На этом графике видно, как изменяется напряжение, потребное
для бесперебойного искрообразования между электродами свечи,
при изменении высоты полёта.
Если на рисунок 107 (показано пунктиром) перенести высотную
характеристику невысотного магнето, показанную на рис. 106, то
можно обнаружить, что обе эти кривые пересекутся в точке, соот-
ветствующей высоте /7~ 11 000 м. Это показывает, что в случае
установки указанных магнето и свечей на данный тип двигателя
высотность системы зажигания будет равна 11 000 м, а на всех вы-
сотах, больших чем 11 000 м, напряжение, потребное для искрооб-
разования между электродами свечи, превышает величину напря-
жения, которое может поступить к свечам, и, следовательно, си-
стема зажигания нормально работать не будет.
Таким образом, при увеличении высоты полёта на определён-
ной высоте, зависящей от конструкции деталей системы зажигания,
типа двигателя и режима его работы, неизбежно нарушается нор-
мальное искрообразование между электродами свечей и возникают
184
перебои в работе двигателя. Эта высота возникновения перебоев
называется высотностью системы зажигания.
Чем больше высотность двигателя, т. е. чем больше расчётная
высота, до которой двигатель способен поддерживать постоянное
(номинальное) давление наддува, и чем больше величина наддува,
тем больше необходимое
пробивное напряжение для
свечей и, ' следовательно,
тем труднее обеспечить ра-
боту системы зажигания. В
этом и заключается одна из
основных трудностей обес-
печения работы системы за-
жигания у высотных самолё-
тов, снабжённых, как пра-
вило, моторами с большой
высотностью
2. Электрические разря-
ды внутри магнето и поверх-
ностные разряды у свечей.
При увеличении высоты по-
лёта, как это было устано-
влено выше, могут возник-
нуть перебои в работе дви-
Рис. 107. Зависимость необходимого про-
бивного напряжения для свечи от высоты
полёта
гателя, вызванные электри-
ческими разрядами на массу
магнето. Нарушение нор-
мального искрообразования
в цилиндрах двигателя может произойти и по другой причине, вслед-
ствие разрядов с рабочего электрода бегунка на электроды распре-
делителя магнето, смежные тому электроду, на который должна
проскочить искра согласно требуемому порядку чередования
искр.
Рассмотрим это явление на каком-либо моторе, взяв для при-
мера четырнадцатицилиндровый американский мотор воздушного
охлаждения типа Райт «Циклон» R-2600. На моторах этого типа
проводник от электрода № 1 на распределителе магнето отводится
к свече цилиндра № 1 (верхний цилиндр задней звезды), от элек-
трода № 2 — к свече цилиндра № 10, от электрода № 3 — к свече
цилиндра № 5 и т. д. согласно порядку работы цилиндров мотора
(рис. 108).
Обозначим воздушный промежуток между рабочим электродом
бегунка и электродом № 1 распределителя буквой между рабо-
чим электродом бегунка и электродом № 2 распределителя — 82,
между рабочим электродом бегунка и электродом № 3 распреде-
лителя —• 83.
Предположим, что искрообр'азование происходит в цилиндре № 1,
т. е. рабочий электрод бегунка установлен против электрода № 1
распределителя магнето (положение бегунка отмечено пунктиром,
см. рис. 108).
185
Полагая, что момент подачи искры происходит в такте сжатия
за 20° (по коленчатому валу) до ВМТ, и зная, что очередная
вспышка должна произойти согласно порядку работы мотора в ци-
720°
линдре № 10 (т. е. от электрода № 2) через 14~ ~51° поворота
коленчатого вала, анализируем, какие давления будут в цилин-
драх № 1, № 10 и № 5 и какой путь будет обладать наименьшим
сопротивлением в тот момент, когда рабочий электрод бегунка ста-
нет против электрода № 2 распределителя магнето, т. е. займёт
положение, соответствующее искрообразованию в цилиндре № 10.
Порлдок работы цилиндров
J-IO-6-1^-9^-13-8-3 12 7-2 11-6
0 Цилиндры задней звезды
0 Цилиндры передней звезды
Рис. 108. Схема зажигания двухрядного звездо-
образного двигателя (вид со стороны вннта)
Положение поршня в указанный момент, т. е. после поворота
коленчатого вала на 51°, будет следующее:
для цилиндра № 1 — поршень переместится из положения
20° до ВМТ в такте сжатия в положение 51° — 20° = 31° после
ВМТ в такте рабочего хода;
для цилиндра №10 — поршень переместится из положения
71° до ВМТ в такте сжатия в положение 71°— 51° = 20° до ВМТ
в том же такте;
д л я -ц и л и н д р а № 5 — поршень переместится из положения
122° до ВМТ в такте сжатия в положение 122°—51°=71° до ВМТ
в том же такте.
Из индикаторной диаграммы условного двигателя (рис. 109)
легко можно обнаружить, что давление в цилиндре № 10 (рю) в мо-
мент подачи искры будет значительно больше, чем давление в ци-
линдре № 5 (р5). Учитывая же, что контакты распределителя на-
ходятся в слишком разрежённой среде (большая высота полёта),
легко сделать • вывод, что разрядное напряжение, необходимое для
пробоя воздушного промежутка 83 и искрового промежутка' свечи
цилиндра № 5, может оказаться ниже, чем разрядное напряжение,
потребное для пробоя воздушного промежутка 83 и искрового за-
зора свечи цилиндра № 10.
186
В этом случае не исключена возможность, что разряд произой-
дёт между электродами свечи цилиндра № 5, а не между электро-
дами свечи цилиндра № 10, как это должно было бы произойти, и,
следовательно, нормальный порядок чередования искр в цилиндрах
двигателя нарушится, Более вероятно всё же проскакивание искры
внутри распределителя на предыдущий электрод, т. е. с рабочего
электрода бегунка на электрод № 1 распределителя магнето (рас-
стояние &i). Хотя из индикаторной диаграммы видно, что давле-
ние pi значительно больше, чем давление рю, но при наличии малых
Рис. 109. Индикаторная диаграмма условного двигателя
зазоров между соседними электродами распределителя магнето и
значительной высоте полёта иокрообразование может произойти в
том же цилиндре, в котором уже только что происходило.
Такое явление можно объяснить следующими обстоятельствами:
среда в цилиндре № 1 тотчас же после искрообразования имеет до-
вольно высокую температуру, что резко снижает величину разряд-
ного напряжения, необходимого для пробоя воздушного проме-
жутка электродам!» свечи.
Затем нужно отметить, что большинство магнето имеют регу-
лировку опережения зажигания с изменяемым абрисом \ и поэтому
в момент искрообразования в свече цилиндра двигателя рабочий
электрод бегунка не располагается непосредственно под электро-
дом распределителя. При раннем зажигании рабочий электрод бе-
гунка несколько не доходит до соответствующего электрода рас-
1 Под абрисом понимают угол отклонения полюсов магнита от нейтраль-
ного‘их положения, соответствующий моменту разрыва первичной цепи магнето»
т. е. моменту максимального значения тока в короткозамкнутой первичной цепи.
187
лределителя, а при позднем — несколько переходит этот электрод.
Таким образом, само положение рабочего электрода в момент, со-
ответствующий искрообразованию между электродами свечи — не
строго против соответствующего электрода распределителя, а не-
сколько в сторону предыдущего электрода, тоже способствует на-
рушению нормального" искрообразования в цилиндрах двигателя.
Кроме того, непосредственно после искрообразования среда во-
круг электродов сильно ионизирована, что в значительной мере так-
же способствует протеканию электрического тока. Всё это может
привести к тому, что очередной разряд между электродами свечи
произойдёт снова в том же самом цилиндре, в' котором он произо-
шёл до этого.
Для выяснения возможности возникновения разрядов с рабо-
чего электрода бегунка на электроды распределителя, смежные
тому электроду, на который должна проскочить искра согласно
требуемому порядку чередования искр, в ЦП AM были проведены
специальные испытания одного из отечественных магнето типа БСМ.
Испытания проводились в лаборатории, причём магнето помеща-
лось в специальную высотную камеру, в которой имитировались вы-
сотные условия; разряды, соответствующие разрядам между элек-
тродами свечи у двигателя, фиксировались на трёхэлектродном раз-
ряднике.
Испытания показали, что при пробивном напряжении на разряд-
нике около 9 000 в уже на «высоте» 7 000—8 000 м искра проскаки-
вала с рабочего электрода бегунка на предыдущий электрод рас-
пределителя, а не на тот, на Который она должна была проскочить
согласно требуемому порядку чередования искр. Такое проскаки-
вание искры при испытаниях на разряднике для действительного
мотора соответствует тому, что искрообразование происходит
в том же самом цилиндре, в котором оно происходило до этого.
Испытания проводились дю «высоты» 12 500 м, и разряды на по-
следующий (очередной) электрод распределителя не возникали.
При полёте самолёта на большой высоте электрические разряды
могут происходить также с рабочего электрода бегунка распреде-
лителя на пусковой электрод, который соединён с массой через
вторичную обмотку пусковой катушки или пускового магнето. Та-
кие разряды вызываются опять же понижением электрической проч-
ности воздуха с подъёмом на высоту и уменьшением сопротивления
воздушного промежутка между рабочим и пусковым электродами
бегунка; наличие ионизированной среды вокруг рабочего электрода
способствует возникновению этого явления.
На рис. 110 показана схема включения электрической цепи пуско-
вого приспособления в общую схему зажигания и пунктиром указан
путь тока при разряде на массу через обмотку пусковой, катушки.
Подытоживая всё сказанное, можно вывести заключение, что
при полёте на большой высоте разряды внутри магнето могут про-
исходить:
1) с рабочего электрода бегунка непосредственно на массу маг-
нето;
2) с рабочего электрода бегунка на пусковой электрод;
188
3) с электрода распределителя на массу;
4) с рабочего электрода бегунка на электрод распределителя»
не соответствующий требуемому порядку чередования искр.
Рис. 110. Схема электрической цепи пусковой
системы:
1 — распределитель; 2 — пусковое кольцо бегунка; 3— пуско-
вая кнопка; 4 — вторичная обмотка пусковой катушки;
5 — аккумулятор; 6 — прерыватель; 7 — конденсатор; 8 — пер-
вичная обмотка трансформатора магнето; 9 — вторичная
обмотка трансформатора магнето; 10— свечи
Какой из указанных разрядов начнёт происходить раньше в
в каком именно месте — это зависит только от конструктивного
оформления данного магнето и качества изоляционных материалов,
применённых для его изготовления Например, у магнето типа Б®
разряды происходили обычно -в следующих местах:
1) между рабочим электродом бегунка и крышкой корпуса маг-
нето (расстояние 15 мм);
Рис. 111. Минимальные расстояния между токо-
несущими деталями и массой у магнето типа БС
2) между рабочим электродом бегунка и выступающей головкой
винта, крепящего пертинаксовую (изоляционную) пластинку на кор-
пусе магнето; в этом месте расстояние 8 (рис. 111, а) достигав
всего только 14 мм; .
3) между нижним обрезом клеммы вывода высокого напряже-
ния трансформатора и корпусом магнето; это расстояние 8 (рис.
111,6) составляло около 20 мм.
189'
При конструировании отечественного магнето типа БСМ эти не-
достатки (магнето типа БС) были учтены и высотность магнето была
увеличена в значительной степени за счёт изменения конструкции
вывода высокого напряжения из трансформатора (перенесение
клеммы вывода высокого напряжения на новое место и введение
стабилитового козырька над местом вывода). Но всё же и у магнето
БСМ при увеличении высоты полёта более 7 000—8 000 м были воз-
можны электрические разряды между токонесущими деталями и
массой магнето, например, между центральным контактом транс-
форматора (вывод высокого напряжения) и верхней крышкой маг-
нето (см. рис. 112, справа).
Таким образом, стабилитовый козырёк, расположенный над цен-
тральным контактом трансформатора и введённый для защиты от
электрического разряда на массу магнето, при полётах на боль-
ших высотах не выполнял своего назначения. Обеспечения беспе-
ребойной работы магнето при значительном увеличении высоты
полёта можно было достигнуть удлинением . стабилитового ко-
зырька соответственно длине верхней крышки или же таким изме-
нением формы крышки, которое способствовало увеличению воз-
душного промежутка, опасного в отношении разряда.
У магнето БСМ возможен также разряд с рабочего электрода
«бегунка на пусковой (рис. 112, слева) и, кроме того, не исключена
возможность разряда с рабочего электрода бегунка на болты креп-
ления магнето (массу) в моменты наибольшего приближения рабо-
чего электрода к болтам при вращении бегунка. Положения бегунка
для этих моментов указаны пунктиром на рис. 112, слева.
Увеличение высоты полёта и связанное с ним понижение элек-
трической прочности окружающего воздуха может вызвать ещё
поверхностные разряды у свечей.
Разряды эти происходят:
— у неэкранированной свечи (рис. 113) между контактной го-,
ловкой и корпусом свечи (массой);
— у экранированной свечи между контактной головкой и экра-
ном (рис. 114).
3. Потери электрической энергии при передаче её к свечам и
явление короны. Экранирование системы зажигания, применяемое
на всех современных самолётах, значительно снижает напряжение,
развиваемое магнето. Снижение напряжения в этом случае про-
исходит вследствие того, что экранированная цепь системы зажи-
гания представляет собой своеобразный конденсатор (рис. 115),
у которого медная жила внутри провода отделена слоем изоляции
(резины) от металлического экрана, являющегося как бы второй
обкладкой конденсатора.
При прохождении электрического тока по проводу экранирован-
ная цепь заряжается подобно конденсатору, на что затрачивается,
некоторая доля электрической энергии, вырабатываемой магнето.
Вследствие того что цепь системы зажигания имеет значитель-.
ную длину, ёмкость экрана также довольно велика и, следова-
тельно, при экранировании системы зажигания напряжение, разви-
ваемое магнето, заметно снижается.
190
Рис. 112с Минимальные расстояния между токонесущими деталями и массой у магнето типа БСМ
(возможные разряды на массу)
Помимо потерь напряжения, вызванных экранированием системы
зажигания за счёт увеличения ёмкости цепи, имеются ещё дополни-
тельные потери напряжения вследствие утечки электрической энер-
гии по паразитным путям. При прохождении электрического тока
Рис. 113.
Электрический разряд
с контактной головки на
корпус у неэкранированной
свечи
Рис. 114. Электриче-
ский разряд между
контактной головкой
и массой (экраном)
у экранированной
свечи
по проводам при всяких условиях работы происходит некоторая
утечка (потеря) энергии с жилы провода на металлическую оплётку
провода или экранирующий коллектор.
feuwsna оболочка
(изолятор
убашка экрана
/металл)
Рис. 115. Схематический разрез
экранированного проводника
Кроме того, утечка энергии происходит по следующим путям:
— с витков вторичной обмотки трансформатора на массу;
— с токонесущих высоковольтных оголённых деталей (электро-
дов) внешней цепи трансформ1атора на массу;
— с центрального электрода свечи на массу.
В случае увеличения температуры деталей системы зажигания,
а особенно при повышении влажности воздуха, утечка энергии в зна-
чительной мере возрастает. При увеличении высоты полёта потери
энергии вследствие утечки тоже сильно растут, что объясняется
192
уменьшением плотности воздуха, способствующим возникновению
так называемой короны.
Во всяком электрическом, разряде можно отличить три стадии,
характерно различающиеся между собой:
— стадия тихого разряда;
—: корона;
— переход короны (Й искру.
Обычно эти стадии быстро следуют одна за другой, и отличить
их не представляется возможным, но в отдельных случаях время
между ними бывает довольно велико.
При наличии достаточной разности потенциалов у двух отдель-
ных деталей системы зажигания воздушная прослойка, находя-
щаяся между нймк, начинает терять свои изоляционные свойства и
ионизироваться, в результате чего возникает первая стадия раз-
ряда, характеризующаяся лёгким шумом (тихим шорг хом). Затем
наступает следующая стадия, называемая короной и характеризую-
щаяся лёгким свечением пространства, окружающего проводник с
током И наконец, усиление ионизации воздуха, которое сопрово-
ждается дальнейшим уменьшением сопротивления воздушной про-
слойки между деталями, приводит к переходу короны в искру
и вольтову дугу.
Корона появляется не только на проводах, но она часто пред-
шествует электрическим разрядам внутри распределителя магнето
или в экранирующих камерах свечей; возникновение короны способ-
ствует появлению озона, окисляющего и разрушающего резину про-
водов.
Влияние высоты полёта на появление короны заключается в том,
что уменьшение плотности воздуха вызывает снижение того на-
чального напряжения, при котором возникаем явление короны
4. Ухудшение теплоотдачи деталей системы зажигания и способы
борьбы с этим. Задача улучшения отвода тепла от деталей системы
зажигания возникла задолго до конструипования высотных магнето
и свечей. Введение экранирования системы зажигания на самолётах,
затруднив доступ воздуха к магнето и свечам, ещё более ухуд-
шило отвод тепла.
Необходимость эффективного отвода тепла от деталей системы
зажигания даже у невысотного самолёта диктуется следующими
обстоятельствами. Обычно в процессе работы мотора во внутренней
полости магнето выделяется значительное количество тепла (джоу-
левы потери и нагрев от токов Фуко). Поэтому в корпусе магнето и
распределителя иногда просверливали ряд мелких отверстий для
вентиляции и частичного охлаждения магнето в полёте (рис. 116).
Эти отверстия служили также для удаления ионизированного воз-
духа и озона, которые образуются при работе мотора во внутренней
полости магнето в момент проскакивания искры между рабочим
электродом бегунка и высоковольтными электродами распредели-
теля.
Нужно отметить, что такой способ осуществления вентиляции
внутренней полости магнето для современных высотных типов маг
вето не может быть использован. Это объясняется тем, что, во-
13-334
193
первых, он мало эффективен и не может, обеспечить должного
отвода тепла и, во-вторых, он является вообще неприемлемым
с точки зрения обеспечения защиты магнето от попадания внутрь
его влаги, отработанного масла и загрязнений, что крайне важно
для высотных типов магнето. Но этот вопрос будет разобран более
подробно несколько ниже, в разделе 2 «Способы обеспечения ра-
боты системы зажигания при высотных полётах самолёта».
Рис. 116. Магнетс типа Вольтекс ROD-14BCAE (слева) и магнето
Сцинтилла GN-12 (справа). Стрелки показывают путь воздуха че-
рез вентиляционные отверстия магнето
Неизбежное уменьшение плотности воздуха с увеличением вы-
соты полёта резко ухудшает отвод тепла из внутренней полости
магнето и вызывает ряд нежелательных явлений, из которых необ-
ходимо указать главнейшие:
1) вследствие повышения температуры воздуха внутри распре-
делителя магнето величина напряжения, необходимого для разряда
на массу, снижается из-за уменьшения электрической прочности
воздуха, что приводит к уменьшению высотности магнето;
2) повышение температуры трансформатора может привести к
значительному снижению изоляционных свойств его вторичной об-
мотки, что в свою очередь может вызвать электричес кий разряд с
обмотки на массу и отказ в работе магнето, даже при полёте на ма-
лых высотах.
На рис. 117 приведены результаты проведённых в ЦИАМ испы-
таний сдвоенного магнето Бош ZM-12CR8 при различных темпе-
ратурах воздуха внутри магнето.
Из графика видно, что в случае повышения температуры воз-
духа от 10 до 60° Ц высотность магнето уменьшается примерно на
10—11%. Поэтому, согласно американским нормам; температура
воздуха в пространстве, окружающем магнето, а также внутри
распределителя высотного магнето ни в коем случае не должна
превышать 55—60° Ц.
Сохранение температуры в указанных пределах может быть
обеспечено либо соответствующим расположением магнето на мо-
торе, т. е. так, чтобы оно обдувалось воздушным потоком при пе-
194
лёте самолёта, либо применением принудительного охлаждения маг-
нето путём введения ряда дополнительных мероприятий, из которых
можно указать следующие:
1) установка специальных де-
флекторов и использование дефлек-
торов, уже имеющихся на моторе;
2) специальный подвод воздуха
с использованием скоростного на-
пора встречного потока; при этом
необходимая скорость потока воз-
духа довольно велика и достигает
примерно 20—25 м/сек.
Попытки осуществления допол-
нительного обдува магнето приме-
нялись и ранее на некоторых мото-
рах воздушного охлаждения (Райт
«Циклон» GR-1820), у которых маг-
нето не находилось в струе воз-
душного потока. Такое же меро-
приятие применялось и позже на
Рис. 117. зависимость высотности
МНОГИХ моторах, установленных на магнето Бош ZM-12CR8 от темпе-
американских самолётах, например, ратуры воздуха внутри магнето
на тяжёлых бомбардировщиках типа
«Летающая крепость» В-29 (военный вариант стратосферного са-
молёта Боинг 307В, рис. 118), на которых устанавливались магнето
Бсндикс-Сцинтилла SF-14L-4, охлаждаемые подводимым по трубе
воздухом.
Рис. 118. Тяжёлый бомбардировщик типа „Летающая крепость*
I (США)
Для улучшения охлаждения магнето этого типа корпус магнето
был покрыт рёбрами; кроме того, снизу при помощи винтов был
прикреплён дефлектор со штуцером для подвода воздуха сбоку
(рис. 119); дефлектор направлял воздух к оребрённой части кор-
пуса. Для охлаждения использовался встречный поток воздуха,
13*
795
который по специальной трубе (диаметр 23 мм) с приемником
раструбом (диаметр 50 мм), выведенным впереди переднего ряда
цилиндров, поступал к корпусу магнето.
Следует отметить, что установка магнето в передней части мо-
тора позволяет легко обеспечить хороший отвод тепла от магнето.
Кроме того, при таком распо-
ложении магнето и коллекторов
проводов достигается значитель-
ное уменьшение длины экраниро-
ванных проводов, а следова
тельно, и их ёмкости, что сни-
жает потери электрической энер-
гии.
Как пример переднего распо-
ложения магнето на моторе можно
привести оригинальный по своей
конструкции американский мотор
воздушного охлаждения Пратт
Уитни «Уосп Мейджер» R-4360,
устанавливаемый на самолёте В-44
(дальнейшая модификация само-
лёта «Летающая крепость» В-29).
У этого мотора, представляющего
собой четырёхрядную звезду, по
семь цилиндров в каждом ряду,
в носовой части мотора устано-
влено семь магнето, из которых
Рис. 119. Магнето Бендикс-Сцинти л ла
типа SF-14L-4 (США):
I — штуцер подвода воздуха для охлаждения
магнето; 2 —дефлектор корпуса магнею;
3 — винты крепления дефлектора
каждое магнето питает по четыре цилиндра из разных рядов
Отвод тепла от свечей тоже имеет большое значение, так как для
обеспечения работы системы зажигания необходимо, чтобы темпе-
ратура свечей в полёте поддерживалась в определённых пределах.
Это вызвано тем, что искрообразование между электродами свечи
зависит от степени нагрева свечи, и поэтому при работе мотора
необходимо, чтобы нижняя внутренняя часть свечи всегда имела
определённую температуру (700—750° Ц), называемую темпера-
турой самоочищения, при которой на поверхности нижнего конуса
свечи не образуется нагара из несгоревшего, топлива и масла, со-
здающего дополнительные пути для утечки тока.
Таким образом, конструкция свечи должна строго соответство-
вать температурной напряжённости мотора, т. е. к каждому типу мо-
тора должен быть подобран определённый тип свечи. Чем больше
температурный режим мотора, тем меньше должна быть степень на-
грева свечи в цилиндре, так как только в этом случае температура
свечи не превысит температуры самоочищения.
Изменяя размеры нижней конусной части свечи, форму вну-
тренней камеры её, длину центрального электрода, теплопровод-
ность материалов и т. д., можно получить тот или иной тип
свечи.
Если свеча плохо подобрана к мотору, например, установлена
слишком холодная свеча, — это приведёт к тому, что температура
196
внутренней части свечи при работе мотора будет ниже температуры
самоочищения. В этом случае свеча будет склонна к загрязнению,
т. е. на поверхности изолятора внутри свечи будет быстро образо-
вываться нагар, что неизбежно приведёт к нарушению нормаль-
ного искрообразования между электродами свечи. Если же, на-
оборот, свеча установлена слишком горячая, — температура вну-
тренней части свечи будет значительно выше температуры само-
очищения, и это может привести к возникновению преждевременных
вспышек — воспламенению смеси от чрезмерно нагретых деталей
свечи (калильное зажигание), т. е. тоже к нарушению нормальной
работы мотора.
Чем больше наддув мотора и число оборотов, т. е. чем выше
температурный режим мотора, тем более холодная свеча необхо-
дима для двигателя и, наоборот, чем менее термически напряжён
мотор, тем менее холодная свеча может быть на нём установлена.
Но при подборе свечи к мотору конструктор не может руковод-
ствоваться только термической напряжённостью мотора при работе
его на крейсерских режимах, а вынужден обычно итти на компро-
мисс, т. е. применять такие свечи, которые смогут обеспечить ра-
боту мотора в широких диапазонах использования его мощности
(и на малом газе и на крейсерских режимах). Такие компро-
миссные свечи не вполне соответствуют мотору для работы его на
крейсерских режимах и поэтому несколько снижают мощность мо-
тора.
Германские электротехнические фирмы для классифицирования
свечей по их тепловым характеристикам применяли особый тепло-
вой коэфициент или так называемое калильное число. Чем больше
калильное число свечи, тем больше времени понадобится для того,
чтобы при работе мотора привести свечу в калильное состояние и,
следовательно, тем на более термически напряжённый мотор она
может быть установлена.
Таким образом, чем больше был наддув и число оборотов мо-
тора, тем большее калильное число должна была иметь свеча, уста-
навливаемая на мотор. Для моторов, термически менее напряжён-
ных, применялись свечи с меньшим, калильным числом.
Для иллюстрации того, насколько большое влияние оказывает
изменение температуры окружающей среды на работу свечи, можно
привести такой пример. Согласно сообщениям в заграничной печати,
при подготовке к установлению мировых рекордов на самолёте
нередко запасали два типа свечей: на случай тёплбй солнечной
погоды и пасмурной. Если в день рекордного полёта погода была
пасмурной, то устанавливали свечи с меньшим калильным числом
(более горячую свечу), так как установка свечей, предназначен-
ных для работы в солнечную погоду, вызывала некоторое снижение
мощности мотора и могла привести к невыполнению, установления
намечавшегося рекорда.
Отвод тепла от верхней части свечи обеспечивает не только
поддержание температуры нижней конусной части её в диапазоне
температур самоочищения, но не допускает и излишнего повышё-
ния температуры в экранирующей камере, которое облегчает воз-
никновение разрядов с центрального электрода на корпус или
экран свечи.
Экранирование свечей, применяемое на всех авиационных дви-
гателях (рис. 120), подобно тому как это происходит при экраниро-
вании магнето, затрудняет отвод тепла и заставляет, особенно на
высотных самолётах, применять какие-либо средства, позволяющие
поддерживать температуру свечей в определённых пределах.
Рис. 120. Детали экранированной
свечи:
1 — корпус свечи; 2 — медная прокладка;
3 — центральный электрод; 4 — слюдяные
шайбы; 5 — экран с изолятором внутри;
6 — контактная пружина; 7 — шайба;
8 — изоляционная втулка; 9 — резиновая
шайба; 10—гайка экрана; 11— угольник;,
12— резиновая конусная шайба; 13— провод;
14 — футерка; 15— гайка; 16 — экранирую-
щий шланг
Испытания, проведённые в ЦИАМ, показали, что наиболее же-
лательная температура воздуха внутри экрана свечи лежит в тех же
пределах, что и для магнето, а именно 55—60° Ц.
На рис. 121 приведена зависимость высоты, на которой возни-
кают перебои в искрообразовании между электродами свечи, от ве-
личины пробивного напряжения при различных температурах воз-
духа во внутренней полости экрана отечественной свечи ВГ-12
(сплошной линией для t =60° Ц и пунктирной для t =140° Ц). Из
графика видно, что при повышении температуры воздуха
внутри экрана свечи до 140° Ц высотность её понижается при-
мерно на 2 000—2 200 м\ при увеличении температуры выше
указанной свеча начинает работать с перебоями уже на средних
высотах.
198
Значительное перегревание свечи вызывает перебои даже при
работе мотора на земле, как об этом уже отмечалось в главе 3
«Работа системы охлаждения». Такое положение заставляет кон-
структоров для улучшения охлаждения свечи применять дополни-
тельные меры, из которых можно указать следующие:
1) применение ребристого экрана или корпуса свечи;
2) дополнительный обдув свечей струёй холодного воздуха,
обеспечиваемый установкой специальных заборников воздуха и
дефлекторов для свечей или же использованием дефлекторов, уже
имеющихся на цилиндрах двигателя;
Рис. 121. Высотные характеристики
отечественной свечи ВГ-12
3) изменение конструкции корпуса свечи, особенно её внутрен-
ней полости, обеспечивающей отвод тепла от свечи, и применение
материалов с лучшей теплопроводностью.
Попытка применения свечей с ребристым экраном (рис. 122) не
.дала положительных результатов.
Практика показала, что подобные свечи имели существенный
недостаток, заключающийся в том, что при длительном планирова-
нии самолёта они переохлаждались, вследствие чего нарушалось
нормальное искрообразование между их электродами. Поэтому при
уходе на второй круг или при взлёте тотчас же после посадки мотор
плохо переходил с режима малого газа на полный газ, что могло
привести к аварии самолёта. Кроме того, только одно применение
ребристого экрана без обдува свечей оказывалось недостаточным
для поддержания температуры свечей в нормальных пределах.
199
Попытки улучшения охлаждения свечей за счёт рёбер наблюда-
ются и в настоящее время.
Например, у современных английских свечей типа АС «Сфинкс»
(мотор «Центавр» Бристоль с гильзовым распределением) корпус
покрыт рёбрами.
Рис. 122. Свеча с ребристым экраном:
1 — корпус; 2 — боковые электроды; 3 — центральный электрод;
4 — изоляционный слой сердечника свечи (зинтеркорунд); 5 — ре-
бристый экран; 6 — резьба для навёртывания ниппельной гайки
экрана; 7 — собранная свеча
Дополнительный обдув и установка дефлекторов для свечей
применяются на всех современных моторах воздушного охлажде-
ния, особенно для задних свечей, условия работы которых более
тяжёлые. , ,
Обдув свечей нередко применяется и на моторах жидкостного
охлаждения, особенно если они сильно форсированы. Например, у
моторов Даймлер-Бенц DB-605A1, устанавливавшихся на самолё-
тах Мессершмитт Me-109, на капотах помещались специальные
заборники для воздуха, поступающего затем к свечам. Точно
’.о же выполнялось на некоторых американских самолётах, снаб-
жённых моторами Аллисон типа V-17I0.
Практические замеры температуры свечей на моторе воздуш-
ного охлаждения показали, что даже при полётах на малых высо-
тах при отсутствии дефлекторов у свечей температуры последних
могут достигать: у задней свечи 180—200°Ц и передней свечи 120—
140° Ц. Поэтому для полётов на больших высотах обязательно при-
меняется дополнительный обдув свечей.
Насколько эффективно обеспечивается отвод тепла от свечей
при помощи дефлекторов и использовании встречного потока воз-
духа, можно видеть на примере специальных исследований, прове-
дённых в США на самолёте «Тандерболт» с мотором Пратт-Уитни
R-2800-59. После установки дефлекторов свечей температура
угольников задних свечей при полёте на малых высотах не превы-
шала 50° Ц, а при подъёме на большую высоту даже достигала
отрицательных значений вследствие чрезмерного отвода тепла от
свечей.
200
При конструировании высотных свечей нередко возникают за-
труднения с отводом тепла из внутренней части их, так как при той
толщине слоя слюды, которая диктуется условиями обеспечения
необходимой электрической прочности свечи, не удаётся получить,
требуемый отвод тепла из-за сравнительно низкой теплопроводно-
сти слюды. По этой причине1, а также вследствие потребности при-
менения материалов с более высокими изоляционными свойствами,
в последнее время слюду начинают заменять особыми керамиче-
скими материалами (зинтеркорунд, циркорунд, корундит и др.).
2. Способы обеспечения работы системы зажигания
при высотных полётах самолёта. Высокочастотная
система зажигания
Для обеспечения бесперебойной работы системы зажигания на
больших высотах применяется два различных способа:
1. Герметизация системы зажигания путём изолирования её от
атмосферы и создания в ней давления, повышенного по сравнению
с окружающей средой.
2. Конструирование специальных высотных агрегатов системы
зажигания (магнето, свечи и т. д.), обеспечивающих работу мотора
при малой плотности воздуха.
1. Герметичные (наддувные) системы зажигания. Герметичная
система зажигания была впервые применена во Франции на стра-
топлане Фарман. Этим же способом воспользовался выдающийся
американский лётчик В. Пост при подготовке своего рекордного вы-
сотного полёта в 1934 г. на самолёте Локхид «Вега» (достигнутая
высота 14 450 м).
На этом самолёте все агрегаты системы зажигания: магнето,
свечи и электропроводка, были заключены в особый металлический
кожух, к которому подводилось давление, создаваемое нагнетате-
лем. С помощью особого редукционного клапана давление в герме-
тичной системе зажигания поддерживалось постоянным и равным
приблизительно 0,7 кг/см2.
Такая конструкция системы зажигания хорошо обеспечивала
работу мотора на больших высотах, но основной её недостаток —
громоздкость и неудобства в эксплоатации. Несмотря на указанный
недостаток, такой способ обеспечения системы зажигания приме
няется и в настоящее время. Для примера можно привести кон-
струкцию герметичной системы зажигания, запатентованную англий-
ской фирмой ВТН (Br.tis’h Thomson Houston).
В этой конструкции для создания повышенного (по отношению
к окружающей среде) давления во всех элементах системы зажи-
гания используется не нагнетатель мотора, а специальный насос
диафрагменного типа, смонтированный на корпусе магнето (рис. 123k
Приведение в действие насоса осуществляется с помощью ку-
лачка 6, укреплённого на валике ротора магнето 5.
Перед поступлением в герметичную систему зажигания воздух,
засасываемый из атмосферы, отфильтровывается в достаточной
201
мере специальным фильтром 3 насоса. При рабочем ходе насоса под
действием сжатия воздуха, производимого диафрагмой, её клапан 2
открывается и перепускает воздух во внутреннюю полость маг-
нето.
Рис. 123. Высотное магнето ВТН с герметичным
корпусом:
1 — нзсос диафрагменного типа; 2 — клапан в диафрагме; 3 — фильтр;
4 — обратный кльпан; 5 — валик ротора магнето; 6 — кулачок;
7—герметичный коллектор электропроводов; 8 — электропровода
Наличие клапана 2 в диафрагме и обратного автоматического
клапана 4, расположенного под диафрагмой, предохраняет от утечки
воздуха из полости диафрагменного насоса в атмосферу и даёт воз-
можность создать повышенное давление желаемой величины
внутри герметичной системы зажигания.
Давление внутри современных наддувных магнето (и распре-
делителей) поддерживается в пределах 400—450 мм рт. ст., что
соответствует примерно высоте 4—5 км (см. табл. MCA).
Уплотнение проводов, выходящих из распределителя, может
осуществляться либо при помощи помещения их в общий металли-
ческий трубопровод, герметически присоединённый к кожуху над-
дувного магнето (рис. 123), либо при помощи эластичных резино-
вых шайб, плотно обхватывающих каждый провод в отдельности
при выходе их из крышки распределителя.
202
При установке на мотор* магнето наддувного типа и особенно в
тех случаях, когда в магнето поступает воздух из нагнетателя или
турбокомпрессора, возникает необходимость понижения темпера-
туры воздуха до 45—50° Ц и тщательного очищения (фильтрации)
его от паров топлива, влаги, масла и других загрязнений. Материа-
лом для фильтров может служить мелкая металлическая стружка
(из нержавеющей стали) и фетр.
Необходимость применения фильтров диктуется тем, что в слу-
чае загрязнения воздуха или слишком высокой температуры его
отказ в работе магнето наступает значительно раньше (на мень-
шей высоте), чем это произошло бы при отсутствии наддува
магнето.
Точно так же необходим обратный клапан в трубопроводе, под-
водящем воздух из нагнетателя к магнето, автоматически откры-
вающийся в случае падения давления внутри магнето ниже давле-
ния окружающей среды. Требование это вызвано тем, что при экс-
плоатации самолётов не исключена возможность работы мотора на
таких режимах, при которых давление воздуха, поступающего из
нагнетателя, будет меньше давления окружающей среды. Возник-
новение разрежения внутри магнето приведёт к снижению его вы-
сотности, а неизбежное при этом засасывание масла внутрь ма-
гнето (по валику привода магнето) вызовет загрязнение магнето
и ещё большее уменьшение высотности его.
Наддувные магнето обычно не делают абсолютно герметичными
и, даже наоборот, при конструировании их предусматривают неко-
торую утечку (расход) воздуха, так как только в этом случае
можно обеспечить необходимую вентиляцию внутренних полостей
магнето и, что особенно важно, полости распределителя (удаление
нагретого и ионизированного воздуха).
При этом допускается только такой расход воздуха, чтобы дав-
ление внутри магнето ни при каких обстоятельствах не уменьшалось
ниже допустимого. При значительных расходах воздуха, кроме
чрезмерного снижения давления в системе, увеличивается количе-
ство вредных отложений (влага, масло), которые всё же могут
проникать внутрь магнето вместе с поступающим воздухом, не-
смотря на применение специальных фильтров.
Для лучшей вентиляции полости распределителя выход воздуха
обычно располагают вблизи этой полости; выход воздуха в месте
вывода ротора из фланца магнето будет способствовать резкому
ухудшению условий работы коренного подшипника вследствие вы
дувания смазки. Место вывода ротора, наоборот, стараются как
можно лучше уплотнить при помощи специальных кожаных шайб,
пропитанных густой смазкой.
Иногда для наддува системы зажигания применяют вместо
воздуха углекислый газ, азот или другой инертный газ (газооб-
разный диэлектрик).
У некоторых серий американских моторов Аллисон (с удлинён-
ным коленчатым валом) применяется частичная герметичность
(наддув) системы зажигания, т. е. не всей системы в целом, а от-
203
дельных её деталей (магнето и распределителей), для чего также
используется система наддува мотора.
Система зажигания моторов Аллисон типа V 1710 обслужи-
вается одним сдвоенным магнето Сцинтилла типа DF с отдельно
расположенными распределителями высокого напряжения.
Система наддува мотора Аллисон V-1710-93 состоит из двух,
установленных последовательно один за другим, нагнетателей: до-
полнительного, в котором происходит предварительное сжатие воз-
духа, и основного, где этот воздух смешивается с топливом, впрыс-
нутым в нагнетатель через форсунку инжекторного карбюратора,,
поджимается вторично, после чего уже направляется в цилиндры
двигателя.
Для создания наддува отдельных деталей системы зажигания
используется чистый воздух, поджатый в дополнительном нагнета-
теле. Для этого при работе 'мотора часть воздуха из улитки нагнета-
теля отводится по трубопроводу к герметичному кожуху магнето,
а затем по переходным трубка-м направляется к отдельно располо-
женным распределителям высокого напряжения системы зажигания
мотора, внутрь головок распределителей
На пути из нагнетателя к кожуху магнето устанавливается спе-
циальный селекторный клапан, с помощью которого обеспечиваете?
регулирование поступления воздуха либо из нагнетателя, либо из
атмосферы. Поступление воздуха из атмосферы происходит в том
случае, если Давление, создаваемое нагнетателем, меньше атмосфео-
ного, что вызывается значительным дросселированием мотора.
На моторе Аллисон V-1710-93 используется и вентилирование
коллекторов электр эпроводки, которое применялось на прежних мо-
дификациях этого мотора, имевших негерметичную систему зажи-
гания (без наддува). Система вентилирования не связана с системой
наддува и обеспечивает непрерывную циркуляцию воздуха внутри
экранированных деталей системы зажигания, главным образом в
коллекторах электропроводки.
Вентилирование позволяет удалить влагу, осаждающуюся на де-
талях системы зажигания при полётах самолёта, и тем самым зна-
чительно повышает их электрическую прочность.
Для вентилирования используется сухой воздух, протекающий
по широкому трубопроводу (диаметр 45 мм) охлаждения свечей; по
специальной перепускной трубке воздух поступает к герметичным
кожухам-коллекторам электропроводки, расположенным со стороны
выхлопа у обоих блоков мотора. Пройдя вдоль каждого кожуха,
воздух попадает в кожухи распределителей высокого напряжения,
а затем уже в коллекторы электропроводки. расположенные со сто-
роны всасывания, из которых выходит в атмосферу через отверстия,
имеющиеся в коллекторах. Отверстия просверлены в нижней части
коллекторов, так как в этих местах наиболее вероятно скапливание
влаги.
У систем зажигания без наддува вентиляционный воздух прохо-
дил также и внутрь головок распределителей, для чет о у них в этом
случае делались специальные каналы, сообщающие их с внутрен-
ними полостями кожухов распределителей.
404
Создание электропроводки для высотной системы зажигания
тоже требует разрешения многих трудностей. Например, в случае
применения герметичных трубопроводов для электропроводки не-
избежная утечка газов из цилиндров работающего мотора через
сочленения (резьбу) свечи загрязняет и увлажняет воздух, находя-
щийся внутри герметичной трубопроводки, что в свою очередь
вызывает уменьшение высотности системы зажигания.
Известно, что американская моторостроительная фирма Пратт-
Уитни и др. ведут работы в этой области и применяют заполнение
всех трубопроводов, в1 которых расположены электропровода, изо-
ляционной пластической массой. Цель этого мероприятия заклю-
чается в удалении воздуха из пространства, окружающего элек-
тропровода, но по существу получается просто значительное утол-
щение изоляционного слоя проводов.
Имеются попытки отдельных американских фирм применить
непрерывную (принудительную) продувку воздухом или каким-либо
инертным газом внутренностей трубопроводов, в которых заклю-
чена электропроводка. Этот способ обычно сопровождается под-
держанием в трубопроводах давления, повышенного по сравнению
с атмосферным. Постоянное давление желаемой величины обеспе-
чивается с помощью редукционного клапана, установленного
в трубопроводе.
Согласно утверждениям фирм, применявших этот способ, он
позволит полностью разрешить вопрос создания высотной электро-
проводки. Кроме того, при таком способе обеспечения высотности
электропроводки достигается возможность полного избавления
от вредного влияния газов, просочившихся из цилиндров мотора
через * свечи, вследствие того что внутренняя полость трубо-
проводов непрерывно вентилируется свежим воздухом. Установка
фильтров для осушки (удаления водяных паров) и очистки от паров
масла обеспечивает необходимую чистоту воздуха, поступающего
в трубопроводы.
Нужно признать, что такой способ обеспечения высотности
электропроводки довольно сложен в осуществлении и громоздок
в эксплоатации, и в случае применения его на самолётах неизбежно
выявится следующий характерный недостаток: усиленная вибрация
проводов, которая приведёт к быстрому износу их вследствие тре-
ния один о другой и о кожух, в который они заключены. Кроме того,
способ этот даже в случае применения специальных фильтров для
очистки просочившихся через свечи газов не даёт пока больших
преимуществ по сравнению с применением герметичных трубопро-
водов, в которых нет непрерывной циркуляции воздуха, а поддер-
живается с помощью редукционного клапана давление определён-
ной величины.
В случае размещения коллектора электропроводки в непосред-
ственной близости от выхлопных патрубков он должен быть до-
статочно хорошо защищён от нагрева (надёжным слоем тепловой
изоляции или подводом струи холодного воздуха для обдува кол-
лектора снаружи).
205
2. Негерметичные магнето высотных систем зажигания. Вопрос
о необходимости обеспечения высотности для всех деталей системы
зажигания возник впервые после рекордного полёта самолёта Кап-
рони Са-114А с девятицилиндровым мотором Бристоль «Пегас»,,
на котором в 1935 г. был поставлен мировой рекорд высоты
14 300 м.
Мотор был снабжён высотными свечами, испытанными в лабо-
ратории в специальной камере, в которой создавалось большое раз-
режение, но в то же время на моторе были установлены обычные
магнето. При выполнении полёта на высоте 13 000—14 000 м мотор
давал перебои по вине системы зажигания.
Это нарушение нормальной работы мотора объяснялось только
непригодностью обычного магнето, имеющего слишком малые рас-
стояния между соседними электродами распределителя, недоста-
точные для эксплоатации на больших высотах. Поэтому при подго-
товке рекордного полёта на самолёте Бристоль-138 с мотором Бри-
столь «Пегас» (1936 г., достигнутая высота 15 200 л/) на мотор были
установлены и высотные свечи и специальные высотные магнето с
удлинёнными расстояниями между смежными электродами распре-
делителей.
При конструировании высотных магнето, помимо увеличения
расстояния между электродами распределителя, стремятся повы-
сить и угол между осями рабочего и пускового электродов бегунка
распределителя. С точки зрения увеличения электрической проч-
ности бегунка (предотвращение разрядов на массу через пусковую
систему зажигания) увеличение угла развала между осями электро-
дов ца бегунке, несомненно, выгодно, но при углах больше 35° замет-
но ухудшается запуск мотора, так как искра при этом подаётся
слишком поздно (50—55° после ВМТ).
Справедливость этого положения легко может быть выведена из
следующих рассуждений. Предположим, что угол опережения за-
жигания на моторе составляет 30° (по коленчатому валу), а диапа-
зон автомата опережения зажигания 25° (по ротору магнето), что
для четырнадцатицилиндрового двигателя с четырёхискровым маг-
нето будет соответствовать приблизительно 14,5J по коленчатому
валу (так как ротор магнето вращается со скоростью в 1-^ раза
большей, чем коленчатый вал). При этих условиях в начале работы
мотора (пока не вступает в работу автомат) искрообразование
в цилиндрах двигателя от рабочего магнето происходит за
30°—14,5°=15,5° до ВМТ (позднее зажигание). Пусть угол раз-
вала между осями рабочего и пускового электродов бегунка со
ставляет 35°, что по коленчатому валу соответствует 70° (так
как скорость вращения бегунка в два раза меньше скорости вра-
щения коленчатого вала). На столько градусов пусковой электрод
бегунка отстаёт от рабочего, следовательно, при запуске мотора
от пускового магнето пусковой электрод бегунка совпадает с со-
ответствующим электродом на распределителе при положении ко-
ленчатого вала 70°—15,5°=54,5° после ВМТ.
Если принять во внимание, что время, необходимое для сгорания
206
смеси, займёт тоже примерно 40—45° поворота коленчатого вала,
то может получиться, что импульс от сгорания топлива окажется
недостаточным для приведения во вращение коленчатого вала в мо-
мент запуска мотора. Поэтому угол развала между осями электро-
дов на бегунке выбирают обычно не больше 30—35° и при этом по-
лучается расстояние межцу электродами 18—22 мм.
В табл. 3 указаны для некоторых типов магнето главнейшие па-
раметры, влияющие на высотность.
Приведённое в таблице сдвоенное магнето ZM-12CR8 Бош
устанавливалось на моторе Даймлер-Бенц DB-601EA, а магнето
GE-12 Бош — на моторе Юмо-211С.
Из табл. 3 видно, что магнето БСМ-12 по своим данным
могло обеспечить большую высотность по сравнению с магнето
БСМ-14. Действительно, проверочные испытания высотности обоих
магнето в лабораторных условиях показали, что высотность ма-
гнето БСМ-12 значительно больше высотности магнето БСМ-14
(немодернизированного).
Таблица S
Тип магнето Расстояние между электро- дами распредели- теля в мм Минимальное расстояние между электродами рас- пределителя и массой магнето в мм Минимальное расстоя- ние между рабочим и пусковым электро- дами распределителя в мм
БС-12 13 15
БСМ-12 19 16 14,5
БСМ-14 15 16 12,5
БСМ-18 20 16 15,5
SF-14L-4 17 20 17,5
S18LG-P1A ...... 28 28 Пусковой элек-
трод отсутствует
Ротакс NSE ....... 22,5 22 22,5
Бош GE-12 17,5 20 18,5
Бош сдвоенное ZM-12CR8 . 18 21 Пусковой элек-
трод отсутствует
Бош сдвоенное ZM-14OR13 21,5 — То же
При искровом промежутке 8 — 4 мм иа стандартном трёхэлек
тродном разряднике «высота», на которой появлялись первые пере-
бои в искрообразовании, составляла для магнето БСМ-14 5 500 м,
а для магнето БСМ-12 7 500 м.
У магнето БСМ 14 высотность лимитирует расстояние между
рабочим электродом бегунка и винтом, крепящим пусковой элек-
трод на распределителе (рис. 124) при положении бегунка в момент
подачи искры к цилиндрам № 13 или № 8 (электроды № 7 и Ns 8 на
распределителе). Это расстояние и указано в табл. 3.
При конструировании отечественных магнето БСМ из-за стре-
мления к обеспечению стандартизации и для облегчения процесса
производства диаметры распределителей различных типов магнето-
207
сначала выполнялись одинаковыми, а отсюда увеличение числа
электродов неизбежно вызывало уменьшение расстояния 8 между
двумя соседними электродами (рис. 124)
Таким образом получалось, что у магнето БСМ-9 это расстояние
составляло 24 мм, у БСМ-12—19 лш и у БСМ-14—15 мм.
При конструировании опытных магнето для 18 цилиндрового
мотора вынуждены были увеличить диаметр распределителя, чтобы
обеспечить расстояние между смежными электродами в 20 мм, но
и этого оказалось недостаточно для полётов на высотах1 12 00С—
13 000 м. Для современных конструкций высотных магнето это
расстояние выбирается равным 23 —30 мм.
Рабочие
электроды
~~~^Выточки
^оомодврни-
I зации
Выточки
после модер-
низации
'Винт крепления
пускового электрода
Рис. 124. Распределитель отечественного магнето
БСМ-12
Одновременно с увеличением1 расстояния между электродами
распределителя обычно стремятся также увеличить расстояния
между всеми токонесущими высоковольтными деталями магнето,
лишёнными изоляции, и массой магнето, чтобы обеспечить значи
ельную величину разрядного напряжения, необходимого для осу-
ществления разряда на массу.
В случае нежелания увеличивать расстояния из соображений
снижения габарита и веса магнето применяют прокладки, втулки,
щитки и т. п., изготовленные из высококачественного изоляцион-
ного материала, которые значительно повышают напряжение, ми-
нимально необходимое для разряда на массу внутри магнето.
На примере магнето отечественной конструкции типа БСМ-14
можно проследить направление конструкторской мысли по введению
мероприятий, способствующих увеличению высотности магнето.
Как уже было отмечено выше, магнето этого типа (до выполне-
ния модернизации) при проверке высотности показало не вполне
удовлетворительные результ аты.
208
После же выполнения модернизации, которая свелась в основном
к изменению конструкции бегунка распределителя, введению уг-
лубления (проточки) между смежными электродами распределителя
и созданию хорошего уплотнения в местах ввода проводов внутрь
распределителя, высотность магнето увеличилась на 35—40%. На-
пример, при снятии с мотора мощности 0,6 от номинальной высот-
ность увеличивалась с 8 750 до 12 000 м, что легкр видеть из гра-
фика, приведённого на рис. 125, где сплошной линией 1 показана
зависимость устойчивой работы мотора от высоты полёта для мо-
дернизированного магнето БСМ-14 и
пунктирной линией 2 — для того же
типа магнето до его модернизации.
При выполнении модернизации
магнето принималось во внимание
следующее обстоятельство: вслед-
ствие того что воздух обладает до-
вольно большим сопротивлением,
осуществление разряда с рабочего
электрода на пусковой обычно про-
исходит по наружной поверхности
изоляционного материала, из кото-
рого выполнен бегунок распредели-
теля. Это особенно вероятно в слу-
чае наличия на наружной поверхно-
сти бегунка следов влаги или уголь-
ной пыли, которые способствуют осу-
ществлению разряда. Поэтому со-
всем необязательно было увеличи-
вать расстояния (по воздуху) между
краями электродов, т. е. удалять ра-
бочий электрод бегунка от пуско-
вого за счёт увеличения угла разва-
ла между ними; можно было пойти
по пути увеличения действительных
(эффективных) расстояний между
ними (расстояний по поверхности),
которые представляют опасность в
смысле возникновения электриче-
Рис. 125. Зависимость устойчивой
работы магнето БСМ-14 от высоты
полета:
1 — для модернизированного магнето;
2 — для немодернизированного магнето
ского разряда на массу.
Такое мероприятие было применено ещё на немодернизирован-
ном магнето БСМ-14, у которого в изоляционном материале бе-
гунка между рабочим и пусковым электродами создавалось углуб-
ление (проточка). Создание такого углубления в бегунке приво-
дило к значительному увеличению действительного расстояния,
по которому осуществлялся разряд через пусковую систему
(рис. 126,6), а следовательно, и к увеличению высотности магнето.
По этому пути пошли и дальше при модернизации магнето
БСМ-14, заключив рабочий и пусковой электроды бегунка во
втулки. Втулки были выполнены за одно целое с бегунком из
того же материала — стабилита (твёрдой резины), при этом они
14—334
209
полностью закрывали электроды с боков, оставляя открытыми
только торцовые поверхности электродов, направленные к электро-
дам распределителя Наращённый материал бегунка (втулки), пока-
занный на рис. 126, в, ещё более удлинил эффективное расстояние,
опасное в отношении возникновения электрического разряда через
пусковую систему.
В процессе выполнения модернизации магнето был|и внесены не-
большие изменения и в, конструкцию распределителя, которые за-
ключались в том, что между каждыми двумя смежными электродами
——*-Луть тока при разряде с рабочего электрода
бегунка на пусковой
Рис. 126. Разряд между электродами бегунка распределителя магнето
в теле распределителя были сделаны более глубокие выточки (по-
казаны пунктиром на рис. 124), что также увеличило эффективное
расстояние между электродами распределителя.
При модернизации магнето БСМ-14 было учтено, что попадание
влаги и моторного масла во внутреннюю полость магнето и особенно
в полость распределителя резке снижает высотность магнето.
Поэтому было уделено большое внимание обеспечению надёж-
ного уплотнения во всех тех местах, которые вызывали опасения с
точки зрения попадания влаги и моторного масла внутрь магнето.
Кроме того, было улучшено уплотнение во всех местах ввода про-
водов в экран распределителя путём постановки резиновых шайб,
помещённых во внутренней полости экрана, а также у клеммы
низкого напряжения магнето (клеммы выключения).
Аналогичные мероприятия применила и американская фирма
Бендикс-Сцинтилла для увеличения высотности своих магнето.
Например, у восьмиискрового магнето SF-14L-4 (см. рис. 119),
устанавливавшегося на моторах Райт «Циклон» R-2600, было вы-
полнено следующее:
1. Между смежными электродами распределителя были вве-
дены особые барьеры, выполненные из стабилита в виде крепост-
ных валов и окружающие каждый из электродов распределителя
(рис. 127).
210
Такое мероприятие вызвало значительное увеличение действи-
тельного расстояния (по поверхности распределителя) между элек-
тродами, опасного в отношении разряда. Одновременно были
увеличены расстояния между токонесущими дета, гями и массой
магнето.
Рис. 12/. Распредели>ель магнето SF-14L-4 (США)
2. Была значительно усилена изоляция трансформатора за счёт
применения слюды в качестве изоляционного материала вместо по-
лотна или бумаги*. используемых в других типах магнето. Кроме то-
го, трансформатор был полностью заключён в герметическую ко-
робку из высококачественного' стабилита, что, помимо увеличения
высотности магнет о, повышало в значительной мере электрическую
прочность трансформатора.
3. Было предусмотрено охлаждение магнето за счёт обдува
оребрённой части его корпуса встречным потоком воздуха.
Негерметичные, но специально сконструированные магнето мо-
гут обеспечить работу мотора на больших высотах так же, как и
наддувные магнето.
Для примера можно привести магнето S18LG-P1A американ-
ской фирмы Дженерал-Электрик, устанавливаемое на моторах
Пратт-Уитни R-2800-59. Высотная характеристика этого магнето по-
казана на рис. 106. Магнето имеет высотность 16 000 м без примене-
ния наддува, чего удалось достигнуть за счёт значительного увели-
чения зазоров между электродами распределителя (ем. табл. 3), вве-
дения индивидуальных керамических изоляторов у них (рис. 128),
увеличения зазоров между электродами распределителя и массой
магнето, улучшения охлаждения магнето и некоторых других меро-
приятий.
Путь тока в распределителе этогс магнето (см. рис. 128) обыч-
ный, а именно: от вывода высокого напряжения 2 к контакту 4
в крышке распределителя, затем к центральному контакту 5
14*
211
в крышке,. пружинящему электроду 3 бегунка, его рабочему элек-
троду 6 и, наконец, к электродам распределителя.
Следует отметить, что указанное в табл. 3 1минймальное расстоя-
ние между электродами распределителя и массой магнето518БО-Р1 А
замерено по воздуху, а по поверхности изолятора оно достигает
38 лш.
Рис. 128. Распределитель магнето S18LG-P1A с керамиче-
сними изоляторами электродов:
7 — электроды распределителя: 2 — вывод высокого напряжения; 3 — пру-
жинящий (центральный) электрод бегунка; 4 — контакт в крышке распре-
делителя; 5 — центральный контакт в крышке распределителя; 6 — рабочий
электрод бегувка
Иногда при конструировании магнето используются все меро-
приятия, применяемые для увеличения высотности негерметичных
магнето, и в то же время его приспосабливают под наддув. Как
пример, можно указать на сдвоенное магнето Бош ZM-14DR13,
выполненное герметичным, но устанавливавшееся без применения
наддува на моторах BMW-8U1D2.
Высотная характеристика этого магнето, приведённая на рис. 106,
показывает, что оно может обеспечить пробивное напряжение
7 500 в до 12 000 м без применения наддува.
Чтобы устранить возможность разряда с рабочего электрода на
пусковой, в настоящее время часто применяют электрическую
схему, у которой пусковой электрод изъят с бегунка распределителя
(магнето Бендикс-Сцинтилла SF-14L-4, Бош ZM-14DR13, Джене-
рал-Электрик S18LG-P1A и др.).
Опыты, проведённые с целью проверки влияния пусковой цепи
на высотную характеристику магнето, показали, что в случае изъя-
тия (отключения) пусковой цепи величина напряжения, при которой
возникают перебои в искрообразовании, на стандартном трёхэлек-
тродном разряднике вырастает на 18—20% и можно считать, что
в этом случае на столько же процентов увеличивается высотность
магнето.
Для примера приведён график (рис. 129), наглядно иллюстри-
рующий влияние наличия пусковой цепи на высотность магнето. На
этом графике показана зависимость высоты, на которой возникают
перебои в искрообразовании (по вине магнето), от величины зазора
212
(пробивного промежутка) на трёхэлектродном стандартном разряд-
нике. Испытание проводилось на магнето Бендикс Сцинтилла
SF-14L-4; результаты испытаний при
подключённой пусковой цепи показаны
пунктирной .линией, при отключённой
цепи — сплошной линией.
Как видно из графика, в случае
отключения пусковой цепи у приведён
него типа магнето увеличение высот-
ности достигает 15—16%.
В системах зажигания, не имеющих
высоковольтной пусковой цепи, для
трансформации прерывистого тока низ-
кого напряжения, поступающего из
обмотки вибратора, соединённой с ак-
кумулятором, используется трансфор-
матор (первичная и вторичная обмот
ки) основного (рабочего) магнето По-
добная электрическая схема пускового
приспособления (рис. 130) обеспечи-
Рис. 129. Влияние пусковой
цепи на высотность магнето
вает ряд преимуществ:
1) уменьшает вес электрооборудования и значительно улучшает
эффективность запуска, так как при наличии такой схемы нет за-
паздывания в подаче искры, вызванного отставанием пускового
электрода от рабочего:
Рис. 130. Схема электрического запуска при
помощи рабочего магнето:
1— распределитель рабочего магнето; 2 — прерыватель;
3 — конденсатор; 4 — свечн; 5—первичная обмотка
трансформатора магнето; 6 — вторичная обмотка транс-
форматора магнето; 7 — пусковая кнопка; 8 — вибратор
(катушка с прерывателем и конденсатором); S — аккуму-
лятор; 10 — выключатель магнето
2) повышает надёжность запуска мотора, так как рабочее маг-
нето, как правило, способно создать более высокое напряжение по
сравнению с пусковым.
Кроме того, подобная схема, как об этом уже было сказано
выше, позволяет увеличить высотность магнето на несколько тысяч
метров вследствие устранения ещё одного возможного пути для
разряда на массу мотора.
213
Необходимо ещё отметить, что в современных конструкциях
магнето применяется новый метод регулировки опережения зажи-
гания. Ранее применявшийся способ изменения опережения зажига-
ния перемещением прерывательного механизма (прерывателя отно-
сительно кулачка или кулачка относительно прерывателя) отброшен
как устаревший, так как при нём резко ухудшается запуск двига-
теля из-за уменьшения напряжения, развиваемого магнето. Кроме
того, при таком способе регулирования опережения зажигания
уменьшается высотность магнето.
В современных конструкциях высотных магнето механизм опе-
режения зажигания либо переносится на валик привода магнето
(Бош ZM-14DR13), либо вовсе отсутствует (Дженерал-Электрик
S18LG-P1A).
В заключение следует сказать об эксплоатационных требова-
ниях, предъявляемых к высотному магнето. При конструировании
магнето предусматривается максимальная защита от попадания
внутрь его моторного масла, топлива, влаги или загрязнений, спо-
собствующих снижению высотности магнето. Поэтому во всех
местах ввода электропроводов в распределитель, а также в месте
сочленения ротора магнето с приводом от мотора обеспечивается
достаточно хорошее уплотнение путём постановки кожаных или
резиновых прокладок (втулок).
Поверхность у всех деталей магнето, выполненных из изоляци-
онных материалов, делается абсолютно гладкой, так как царапины,
выбоины и т. п. служат очагами скопления влаги, угольной пыли
и моторного масла, резко снижающими высотность магнето.
3. Свечи негерметичных высотных систем зажигания. Особен-
ности конструирования высотных свечей заключаются в том, что
выбором соответствующих параметров и материалов обеспечивают
предотвращение разрядов на массу при увеличении высоты полёта
и эффективный отвод тепла.
Для борьбы с разрядами на массу у экранированных свечей
обычно увеличивают расстояния:
1) между контактной головкой свечи и металлическим ободком
у верхнего обреза экрана, крепящим слюдяную изоляцию;
2) между контактной головкой и корпусом свечи (высоту изо-
лятора верхней части сердечника).
Способ этот мало эффективен и может дать некоторые резуль-
таты, если увеличение высоты изолятора верхней части стержня
центрального электрода сочетается с соответствующим увеличе-
нием толщины изолятора, так как только в этом случае достигается
увеличение электрической прочности свечи.
При эксплоатации свежей разряды на массу могут происходить
также и в радиальном направлении со стержня центрального элек-
трода свечи на её экран. Для предотвращения таких разрядов при-
меняют обычно утолщение слоя изоляции или изоляцию более вы-
сокого качества. Например, у американской свечи Champion
(«Чемпион») применена вместо слюдяной керамическая изоляция
экрана и центрального электрода.
214
отдельные электротех-
полость экрана свечи
Этот способ эффективен, но увеличение толщины слоя слюды
или улучшение качества изолятора могут увеличивать высотность
свечи только до определённого предела. Самый лучший способ,
обеспечивающий значительное увеличение высотности свечи, за-
ключается в герметизации полости её экрана.
Для увеличения высотности свечи
нические фирмы пытались заполнять
(рис. 131) специальной изоляционной массой (диэлектриком),
имеющей высокую температуру плавления. Цель
такого мероприятия заключалась в том, чтобы гер-
метически закупорить полость вокруг внешней части
изолятора свечи, т. е. тем самым изолировать её от
атмосферы. Такой способ хорбших результатов не
Рис. 132. Свеча
Champion в
разрезе (США)
Рис. 131. Свеча с
полостью экрана,
заполненной изо-
ляционной массой
давал, так как резкое ухудшение отвода тепла от свечи, возникаю-
щее в результате закупорки полости экрана, сильно повышало тем-'
пературу изоляционной массы, вследствие чего- она плавилась и вы-
текала из полости жрана.
В настоящее время американская самолётостроительная фирма
Боинг пытается всё же использовать этот способ, испытывая в своих
лабораториях свечи с камерами экранов, заполненными изоляцион-
ной массой, и проводами, наглухо присоединёнными к головкам
свечей; последнее с точки зрения эксплоатации нельзя признать
удачным, так как заменять свечу в этом случае можно только вме-
сте с проводом.
Вопрос о герметизации полости, окружающей верхнюю часть
изолятора свечи, без применения дополнительной изоляционной
массы довольно просто был разрешён у американских свечей типа
BG или Champion. У свечей этих типов при их изготовлении
верхняя часть изолятора стержня центрального электрода свечи
плотно подгонялась к слюдяному или керамическому слою внутри
экрана (рис. 132). Поэтому падение атмосферного- давления при
увеличении высоты полёта не снижало электрической прочности
215
свечи в отношении разрядов в радиальном направлении со стержня
центрального электрода свечи на её экран.
У свечи Champion, кроме применения керамической изоля-
ции экрана и центрального электрода, расстояние между контакт-
ной головкой свечи и верхним обрезом её экрана было довольно
большим и достигало 27 мм. Несмотря на это, свеча Champion по
своей высотной характеристике (рис. 133) особенно не выделяется
пр сравнению с другими современными свечами.
Пробивное напряжение в киловольтах
Рис.
133. Высотная характеристика свечи
Champion (тип C-34S)
удачным приме-
свечей этого ти-
моторах Пратт-
R-2800-59 (са-
«Тандерболт»),
При пробивном на-
пряжении 8 500 в вы-
сотность свечи не пре-
вышает 12 000/4. Сле-
довательно, нельзя при-
знать
некие
па на
Уитни
молёт
на которых устанавли-
ваются магнето S18LG-
Р1А, имеющие значи-
тельно большую высот-
ность.
Для обеспечения
бесперебойной работы
свечей в высотных ус-
ловиях достаточно гер-
метизировать полости
экранов свечей и под-
держивать в них давление примерно 500—600 /4/4 рт. ст.
Специальные научно-исследовательские работы, проведённые
в последнее время, показали, что это может быть обеспечено про-
стыми средствами. Оказалось, что если хорошо герметизировать
внутреннюю полость экрана свечи в месте ввода в неё электро-
провода, то давление, имеющееся в ней на земле, при увеличении
высоты полёта уменьшается незначительно.
В этом случае удаётся во внутренних полостях экранов свечей
сохранить до больших высот то давление, которое необходимо для
обеспечения работы свечей.
Герметизация свечей осуществляется при помощи специальных
уплотнительных шайб, устанавливаемых в свечные угольники экра-
нов. Для этого резиновые конусные шайбы, обычно применяемые
в угольниках экранов (см. рис. 120), изымаются и вместо них
устанавливаются особые цилиндрические или конусные с цилин-
дрическим пояском шайбы, выполненные из эластичной резины.
Шайбы устанавливаются на обоих концах угольника экрана
в цилиндрических выточках, строго соответствующих наружной по-
верхности1 эластичных шайб. Внутренние отверстия шайб несколько
меньше, чем диаметр проводника, проходящего сквозь шайбы, благо-
даря чему обеспечивается плотное прилегание проводника к шайбам.
216
Таким образом, установка эластичных шайб в угольниках экра-
нов свечей (если она выполнена правильно) позволяет надёжно
защитить внутренние полости экранов от попадания в них грязи
и влаги, а также сохранить! в них давление, необходимое для ра-
боты свечей в высотных условиях.
Свеча с уплотнением угольника экрана резиновыми шайбами
показана на рис. 134.
Закапчивая обзор свечей с точки зрения их высотности, необхо-
димо указать, что у всех типов разборных свечей имеется ещё одна
особенность, оказывающая
влияние на их высотность.
Особенность эта заключает-
ся в их разборности. Кон-
структоры, стремясь облег-
чить условия производства
свечи, эксплоатации её, ре-
монта и ухода за ней, вы-
полняют свечу разборной,
что создаёт возможность
некоторой утечки газов из
цилиндров при работе мото-
ра вследствие неплотности в
резьбовом сочленении свечи.
Просочившиеся газы при-
носят значительный вред:
1) повышают температу-
ру внутри экрана свечи и,
следовательно, уменьшают
её высотность;
2) загрязняют и увлажня-
ют поверхность изоляцион-
ной втулки экрана, что ве-
дёт к снижению изоляцион-
ных свойств и способствует
возникновению разрядов на
массу, т. е. тоже уменьшает
Рис. 134. Уплотнение угольника экрана
свечи резиновыми шайбами
высотность свечи;
3) проникая через экраны свечей в коллекторы с электропро-
водкой, загрязняют провода, ухудшают изоляционные свойства и
вызывают разрушение их.
Применение натяга при сборке свечей (ввёртывание экрана
в предварительно подогретый корпус свечи) несколько улучшает
положение, создавая большую плотность в резьбе, и является в то
же время хорошим средством борьбы с самоотвёртыванием экранов
при эксплоатации свечей, но более лучшими в этом отношении
являются неразборные свечи, у которых сочленение отдельных
деталей может быть выполнено более герметично.
Таким образом, неразборные свечи позволяют несколько уве-
личить высотность, но они менее удобны при эксплоатации и ре-
монте.
217
I
4. Высокочастотная система зажигания. В самое послед ее время
появилась новая система зажигания, получившая название 'высоко-
частотной.
Основное преимущество этой системы зажигания заключается
в том, что она позволяет добиться довольно большой высотности
применением сравнительно лёгких доступных средств.
Отличительная особенность этой системы зажигания состоит
в том, что у магнето изъята вторичная цепь (цепь высокого напря-
жения), а высоковольтная электропроводка от распределителя маг-
нето до свечей заменена низковольтной. Таким образом, в случае
применения высокочастотной системы зажигания магнето и почти
вся электропроводка системы работают под низким напряжением
(порядка 1 000—1 200 в), которое трансформируется в высокое на-
пряжение (10 000—11 000 в) только в самих свечах при помощи
миниатюрных трансформаторов, герметично вмонтированных в кор-
пусы свечей.
Резкое снижение напряжения в электрической цепи, связываю-
щей распределитель магнето со свечами, избавляет от необходи-
мости применения высокой изоляции электропроводов и полностью
устраняет для них опасность электрического разряда на массу.
Такая система зажигания получила название высокочастотной
потому, что энергия низкой частоты, вырабатываемая магнето,
-преобразуется в коллекторе системы в энергию высокой частоты
(порядка 3 миллионов герц) при помощи частотного преобразова-
теля импульсного типа. Это высокочастотное низкое напряжение,
подведённое по экранированным проводникам к трансформатору
"(имеющемуся в каждой свече), преобразуется в последнем в высо-
кое напряжение, необходимое- для создания искры между электро-
дами свечи.
Согласно утверждениям американских фирм Дженерал-Элек-
трик и Меллори, проводившим большие научно-исследовательские
работы по применению высокочастотной системы зажигания, послед-
няя легко позволяет обеспечить работу мотора до высоты 17 000—
18 000 м. Кроме того, по сравнению с обычными системами зажи-
гания она обладает следующими преимуществами.
1) Позволяет значительно облегчить вес всех агрегатов системы
зажигания.
2) Увеличивает срок службы свечи, резко уменьшая эрозию
-(разъедание) электродов свечи (об эрозии электродов подробнее
см. ниже, в разделе 3 «Особенности эксплоатации и ухода за высот-
кой системой зажигания»).
3) Значительно уменьшает радиопомехи, а также ёмкость вто-
ричной цепи, что заметно улучшает все электрические характери-
стики агрегатов системы зажигания, а самое главное — позволяет
уменьшить потери напряжения в экранированных проводах (кол-
лекторе).
4) Обеспечивает работу мотора даже при сильно загрязнённых
свечах (замасленных или покрытых нагаром, окислами свинца).
Причина этого заключается в том, что искра, проскакивающая ме-
жду электродами свечей, при наличии высокочастотной энергии
218
обладает более повышенной способностью воспламенять рабочую
смесь.
5) Позволяет несколько повысить мощность мотора за счёт обес-
печения возможности более лучшего подбора типа свечи к мотору.
Это объясняется тем, что при обычной системе зажигания (невысо-
кочастотной) конструктор при подборе свечи к мотору вынужден
очень часто применять компромиссные свечи, не вполне соответ-
ствующие мотору для работы его на крейсерских режимах, что
неизбежно приводит к некоторому снижению мощности мотора. Вы-
сокочастотная же система зажигания избавляет конструктора от
необходимости устанавливать на мотор компромиссные свечи, поз-
воляя применять более холодные свечи, т. е. такие, которые как раз
соответствуют мотору при работе его на крейсерских режимах и,
следовательно, не снижают мощность мотора
6) Полностью избавляет от необходимости так называемого
«прожига» свечей после длительной работы мотора на малом газе.
При обычной системе зажигания напряжение, развиваемое маг-
нето при малых числах оборотов мотора, недостаточно для беспере-
бойного искрообразования между электродами свечей. Кроме того,
при работе мотора на малом газе опережение зажигания слишком
велико и не соответствует оборотам мотора, что также ухудшает
искрообразование.
Таким образом, при работе мотора на малом газе свечи работают
несистематически и загрязняются. При переводе мотора на боль-
шие обороты, например при взлёте самолёта, загрязнённые свечи
работают с перебоями, что легко может привести к аварии само-
лёта. Поэтому перед взлётом после длительной работы мотора на
малых числах оборотов или после руления обязательно необхо-
димо «прожечь» свечи. «Прожиг» свечей осуществляется плавным
переводом мотора с режима малого газа па номинальный режим,
при котором убеждаются в бесперебойной работе свечей и нор-
мальных показаниях приборов.
У немецких моторов, устанавливавшихся на самолётах Ме-109,
Ме-110, Do-215 и др., «прожиг» свечей выполнялся при помощи
изменения опережения зажигания (переход на более позднее зажи-
гание); управление «прожитом» (изменением опережения зажигания)
было выведено в кабину пилота.
Как уже было выше указано, высокочастотная система зажига-
ния обеспечивает работу мотора даже при сильно загрязнённых
свечах, и поэтому при наличии такой системы зажигания «про-
жиг» свечей становится излишним.
3. Особенности эксплоатации и ухода за высотной
системой зажигания
К настоящему времени ещё не накопилось большого опыта экс-
плоатации высотных систем зажигания. Но всё же можно на осно-
вании анализа опыта уже эксплоатировавшихся высотных самолё-
тов, научных исследований и лабораторных экспериментов в этой
области указать те трудности и неполадки в системе зажигания,
219
с которыми неизбежно придётся встретиться при эксплоатации
высотных самолётов.
Обеспечение нормальной работы магнето при высотных полётах
самолёта в большой мере зависит от качества повседневного ухода
и технически грамотной эксплоатации мотора.
Неправильная эксплоатация мотора и отсутствие должного
ухода за системой зажигания могут способствовать возникновению
поверхностных разрядов, особенно при высотных полётах самолёта.
Низкое окружающее давление на больших высотах чрезвычайно об-
легчает возможность возникновения разрядов внутри распредели-
теля даже при незначительном покрытии его влагой, угольной
пылью или маслом, которое может содержать в себе частицы угле-
рода (во взвешенном состоянии), металлическую пыль и т. п. и, сле-
довательно, являться проводником электрического тока.
Детали магнето и особенно детали, выполненные из изоляцион-
ных материалов, необходимо оберегать от толчков и ударов. Точно
так же не следует допускать в аэродромных условиях шлифовку
(полировку) деталей наждачным полотном; или другими притироч-
ными средствами, так как всякие выбоины, царапины и даже мель-
чайшие риски будут служить очагами скопления влаги, угольной
пыли и моторного масла, резко снижающими высотные качества
магнето.
Учитывая, что охлаждение магнето оказывает значительное
влияние на его высотность, при обслуживании самолётов необхо-
димо повседневно следить за исправным состоянием дефлекторов,
воздухопроводам к магнето и других приспособлений, применяемых
на эксплоатируемом самолёте для осуществления нормального охла-
ждения магнето в полёте.
Индивидуальные шланги с проводами, идущими к свечам, не
следует располагать вблизи выхлопных патрубков или других сильно
нагретых деталей мотора, так как под влиянием высоких температур
происходит резкое ухудшение качества изоляции и её разрушение.
В процессе эксплоатации высотного самолёта не следует также
допускать ни при каких обстоятельствах свободной посадки прово-
дов в гнёздах распределителя магнето, добиваясь возможно более
плотного их прохождения. Для облегчения протаскивания проводов
при монтаже американские моторостроительные фирмы рекомендуют
применять тальк или порошок мелко истолчённой слюды. Необхо-
димо помнить, что наличие даже незначительных зазоров в местах
прохождения проводов неизбежно приводит к проникновению внутрь
распределителя моторного масла, влаги и грязи со всеми вытекаю-
щими отсюда последствиями.
Необходимо также внимательно следить за должной чистотой
деталей системы зажигания и исправным состоянием изоляции,
помня всегда о том, что чем выше приходится летать самолёту, тем
более вероятен отказ в работе мотора при недостаточно тщательном
уходе за системой зажигания и неудовлетворительной подготовке
самолёта к высотному полёту.
Экранирование системы зажигания, т. е. надевание металличе-
ских рубашек и трубопроводов на всю электропроводку к магнето,
220
затрудняет наблюдение за состоянием как самих шлангов экрани-
ровки (их внутренней поверхности), так и за электропроводами,
помещёнными внутри их. В то же время попадание влаги и грязи
внутрь экранировки вследствие имеющихся неплотностей в местах
сочленений у высотных самолётов будет протекать особенно интен-
сивно, так как резко меняющееся давление среды, окружающей
экран (быстрое снижение самолёта с больших высот), способствует
этому явлению. При выполнении высотного полёта давление внутри
металлических коллекторов системы зажигания, уменьшается;
в случае снижения самолёта, вместе с воздухом, устремляющимся
внутрь коллектора (вследствие имеющегося перепада давлений),
попадают частицы пыли и масла.
При наличии не± ерметичной системы все детали экранировки
должны быть легкосъёмными, чтобы обеспечить в аэродромных
условиях возможность выполнения регулярного просмотра их внут-
реннего состояния, а также состояния электропроводки.
Нормальная работ? авиационных свечей при высотных полётах
самолёта также в большой мере зависит от ухода за ними в про-
цессе повседневной эксплоатации. при этом поддержание требуемой
величины зазора между электродами свечи имеет особенно важное
значение. Уместно отметить, что при эксплоатации обычных типов
самолётов, с рабочими высотами полёта до 6 000—7 000 м, обслужи-
вающий технический состав часто не выполнял требований инструк-
ций о соблюдении зазора между электродами свечи в пределах
0,3—0,4 мм. Это объясняется тем, что у наших отечественных све-
чей увеличение зазора между электродами даже до 0,6—0,8 мм не
оказывало заметного влияния на работу мотора вследствие неболь-
шой высоты полёта и достаточного запаса мощности у применяемых
магнето. Поэтому очень часто техник, обслуживающий самолёт,
убедившись в бесперебойной работе мотора на земле после его опро-
бования и не получив жалоб от лётчика, возвратившегося с полёта,
о плохой работе свечей в воздухе, не считал нужным при подго-
товке самолёта к очередному полёту вывернуть свечи для проверки
зазоров между электродами, а все требования инструкций относил
к сугубой «теоретичности» их составителей и значительной пере-
страховке заводов-поставщиков.
Такая точка зрения неправильна, так как при наличии повышен-
ных зазоров у свечей (больше 0,4 мм) отказ в работе свечей при вне
сении дополнительных ухудшающих условий (загрязнение элек-
тродов, покрытие нагаром внутренней полости свечи и др.) стано-
вится более вероятным Для высотных же самолётов совершенно
недопустимо даже самое незначительное нарушение необходимого
зазора (0,30—0,35 мм) между электродами свечи.
Па рис. 135 показана примерная зависимость предельной высоты
работы свечей без' перебоев от величины зазора между электродами
свечи, полученная при испытании мстора жидкостного охлаждения
с магнето БСМ-12 при постоянном режиме работы мотора.
Из графика видно, что при увеличении зазора между электро-
дами свечи до 0,5 мм предельная высота полёта снижалась до
6 000 м.
221
Отсюда следует сделать вывод, что при подготовке самолёта к
высотному полёту необходимо всякий раз убеждаться в том, что
величина зазора между электродами свечей не выходит из пределов,
Н
Зазор между электродами свечи в мм —*-
Рис. 135. Зависимость устойчивой работы свечей
от высоты полёта и величины зазора между
электродами
указанных в инструкции по эксплоатации данного типа мотора (за-
мерять с помощью щупа). В противном случае, при наличии по-
вышенных зазоров между электродами свечей (больше 0,35 мм)
мотор,, работающий безукоризненно на земле (при пробе мотора),
при подъёме самолёта на высоту резко ухудшит свою работу.
Это требование имеет чрезвычайно важное значение, так как нужно
принять во внимание, что при работе современных авиационных
форсированных моторов большой мощности происходит довольно
быстрое самопроизвольное увеличение зазоров между электро-
дами свечей, которое в эксплоатации обычно называют обгоранием
электродов.
Увеличение зазоров между электродами происходит вследствие
эрозии (разъедания) их под влиянием ударного воздействия горячих
газов и высокого напряжения на электродах свечей в момент раз-
ряда.
Эрозия электродов значительно усиливается при:
— добавлении к топливу (для повышения октанового числа его)
антидетонаторов, включающих в себе, как правило, тетраэтиловый
свинец;
— увеличении длины экранированной цепи (ёмкостного сопро-
тивления);
— форсировании мотора.
Насколько быстро увеличиваются зазоры между электродами
свечей, установленных на авиационных моторах, можно видеть на
примере замеров, произведенных у отечественных свечей типа ЭМГ.
После непрерывной работы их в течение 26 часов на моторе, уста-
новленном на рекордном самолёте «Родина», зазор увеличился
от 0,3 до 0,5 мм.
222
Лабораторные испытания, проведённые с отечественной свечой
типа ВГ-12, применяемой на моторах, более форсированных по срав-
нению с теми, на которых устанавливались свечи типа ЭМГ, пока-
зали, что такое же увеличение зазора между электродами (от 0,3 до
0,5 мм) происходит у них ещё быстрее — после непрерывной работы
мотора в течение 20—22 час о».
В целях борьбы с эрозией электродов в последнее время на не-
которых типах иностранных свечей устанавливают дополнительное
омическое сопротивление, снижающее напряжение, подаваемое к.
электродам; монтируется это сопротивление в свечном угольнике
или экране свечи последовательно с центральным электродом. Для
высотных самолётов такое мероприятие нецелесообразно, так как.
оно снижает высотность системы зажигания.
Учитывая, что интенсивность разъедания электродов свечей на-
ходится в прямой зависимости от длины экранированной цепи, а
также и то, что при удлинении последней снижается напряжение, ко-
торое может поступить к свечам, а следовательно, и высотность си-
стемы зажигания, в процессе эксплоатации высотных самолётов-
нельзя допускать какого бы то ни было удлинения электропро-
водки.
Испытание свечей на приборе для проверки искрообразования,.
применяющееся в аэродромных условиях при эксплоатации обычных
типов самолётов, безусловно ещё более необходимо при эксплоата-
ции высотных самолётов, причём, помимо проверки искрообразова-
ния, необходимо проверять и герметичность свечей, замеряя по ма-
нометру спад давления за определённый промежуток времени.
Кроме того, в ремонтных мастерских необходимо проводить
электрические испытания свечей: проверку электрической прочности
изолятора и определение утечки тока с центрального электрода
свечи.
Разборку свечей для тщательного просмотра и ремонта можно
выполнять только в условиях мастерских. При этом следуе”’ учиты-
вать, что в целях борьбы с самоотвёртыванием экранов из корпусов
свечей в эксплоатации заводы иногда применяют незначительный
подогрев корпуса при сборке (создание натяга). Поэтому попытка
разборки такой свечи без предварительного подогрева её корщ са не
увенчается успехом, тем более что материал корпуса и экрана до-
вольно мягкий и применение значительных усилий будет вызывать
только смятие граней.
Требование внимательного наблюдения за состоянием всех дета-
лей системы зажигания и особенно за состоянием слюдяного слоя
внутренней полости экрана у свечей экранированного типа, являю-
щееся необходимым условием для обычной нормальной эксплоата-
ции мотора, цри высотных полётах самолёта приобретает исключи-
тельно важное значение.
Наличие на слюдяном слое даже незначительных царапин или
скопление влаги (конденсация водяных паров из воздуха) при
низком атмосферном давлении способно вызвать электрический
разряд на массу мотора. Отсыревание изолятора свечи и изоля-
ционного слоя экрана, которое может произойти в случае длитель-
223
него нахождения мотора в среде с повышенной влажностью, не-
избежно вызовет появление поверхностных разрядов при полётах
на больших высотах. Поэтому даже незначительно отсыревшие
свечи необходимо просушивать в сушильных шкафах при темпе-
ратуре НО—125° Ц в течение нескольких часов.
Нарушение целости слюдяного слоя во внутренней полости
экрана в большинстве случаев происходит в результате неаккурат-
ной заправки в полость экрана контактной пружины проводника при
монтаже электропроводки. С этой точки зрения следует признать
более целесообразным крепление контактной пружины не на провод-
нике, а на контактной головке свечи, так как в данном случае
пружина остаётся неподвижной и нри надевании и при съёмке со
свечи экранированного проводника.
Свечи с керамической изоляцией экрана и нейтрального элек-
трода получают в настоящее время широкое распространение. Эти
к свечи при эксплоатации нужно особенно оберегать от ударов и
толчков, вызывающих появление трещин в изоляционном слое
’«4 вследствие его хрупкости; наличие трещин в изоляционном слое
та свечи вызовет отказ в работе её даже при полётах на малых высотах.
При выполнении высотного полёта на одной и той же высоте и
одном и том же режиме работы мотора не исключена возможность
стабилизировавшейся работы мотора с перебоями, т. е. при опреде-
лённом режиме работы 'мотора перебои в искрообразовании (про-
пуски искр) не увеличиваются и не уменьшаются, а повторяются
периодически. Отсюда лётчик ни в коем случае не должен делать
вывод, что в этих условиях можно продолжать дальнейший полёт.
При возникновении даже самых редких перебоев в работе мотора
необходимо снизиться до такой высоты, на которой восстановится
нормальная работа мотора.
Это диктуется тем, что стабилизировавшиеся перебои в работе
мотора вызываются в большинстве случаев разрядами на массу
(искрением) внутри магнето, которые не только нарушают нор-
мальную работу мотора, но и способствуют возникновению плёнки
(слоя) азотных и азотистых кислот на поверхности изоляционного
материала. Эта плёнка, являясь хорошим проводником электриче-
ства, способствует усилению утечки тока, а сами кислоты разру-
шающе действуют на изоляцию, вызывая ухудшение работы си-
стемы зажигания. Кроме того, при наличии электрических разря-
дов во внутренней полости магнето происходит образование озона,
который тоже разрушающе действует на изоляцию; к этому нужно
ещё добавить тепловое воздействие на изоляцию, возникающее при
искрении.
Следовательно, если допустить длительное искрение (разряды)
вблизи трансформатора, не исключена возможность разрушения
его изоляции и полного прекращения работы магнето. Даже крат-
ковременная работа мотора с перебоями по вине системы зажига-
ния не проходит бесследно для мотора, а значительно ухудшает
качество деталей системы зажигания (понижает их изоляционные
свойства).
/
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В заключение необходимо подчеркнуть отличительную особен-
ность самолётов, предназначенных для полётов на больших высотах.
Эта особенность заключается в том, что все недостатки или недо-
делки в конструкции агрегатов самолёта или мотора, которые при
полете на малых высотах или вовсе не дают о себе знать или про-
являются в очень слабой степени, при полётах на больших высотах
обязательно вызывают нарушение нормальной работы мотора. Всё
это наглядно иллюстрировалось примерами, приведёнными в книге.
Точно так же повседневная эксплоатации и уход за самолётами,
предназначенными для полёта на больших высотах, требуют более
квалифицированного и подготовленного технического и лётного
состава.
В самом деле, если недостаточно внимательный уход за невы-
сотным самолётом в отдельных случаях может иногда п не привести
к лётному происшествию, то при тех же самых условиях полёт вы-
сотного самолёта обязательно закончится вынужденной посадкой
или, в лучшем случае, невыполнением задания и возвращением на
свой аэродром.
Полёт на большой высоте требует безукоризненной и тщательной
предварительной подготовки, а также безупречных знаний всех
правил высотной эксплоатации самолёта.
Учитывая, что в настоящее время полёты на больших высотах
становятся обычными полётами, а испытания на стенде не характе-
ризуют действительную работу мотора на этих высотах, при кон-
струировании мотора или его модифицировании не ограничиваются
испытаниями на стенде и проводят дополнительные высотные испы-
тания мотора. Испытания проводятся в специальных барокамерах, в
которых имитируются высотные условия работы и тем самым обес-
печивается получение характеристик работы мотора, близких к дей-
ствительным. При этом не ограничиваются только испытанием мо-
тора в высотных условиях, а проводят ещё испытания отдельных
агрегатов мотора (насосы, карбюраторы, магнето) порознь, чтобы
исключить их взаимное влияние одного на другой, а также вы-
явить, какой из агрегатов мотора вызывает нарушение нормальной
работы его при увеличении высоты полёта и на какой высоте.
15-334
225
Записи об испытаниях отдельных агрегатов мотора, проведённых
в заводских (лабораторных) условиях, должны обязательно зано-
ситься в формуляры (паспорты) агрегатов с указанием предельной
высоты полёта, до которой тот или иной агрегат способен обеспе-
чить нормальную работу мотора.
При конструировании высотных агрегатов мотора обычно учиты-
вается непрерывное развитие самолётов, направленное к увеличению
высоты полёта, поэтому выпускаемые агрегаты нередко имеют запас
высотности, т. е. могут работать на большей высоте по сравнению
с той высотой, на которой предполагаются полёты самолёта.
Например, некоторые иностранные электротехнические фирмы,
выпуская ненаддувные магнето с большой высотностью (порядка
15 000—16 000 м), делают их полностью герметичными, приспосо-
бленными под наддув, что позволяет в случае необходимости при-
менить подвод давления к внутренней полости магнето и тем са
мым намного увеличить его высотность.
ИСПОЛЬЗОВАННАЯ ЛИТЕРАТУРА
Животовский Л. С. Работа масляной помпы авиамотора на высоте,
ТВФ № 1, 1944 г.
Ж о в и нс кий Н. Е. Анализ высотности систем питания топливом.
Сборник научных трудов БРА им. Жуковского, т. 2, 1944 г.
Ж о в и н с к и й Н. Е. Оборудование моторных установок. Изд. ВВА
им. Жуковского, 1946 г.
Исаков и Косточкин В. В. Основные вопросы эксплоатации мас-
ляной системы самолётов, ВВФ № 13, 1942 г.
Косточкин В. В. Система водяного охлаждения авиамоторов, ВВФ
№ 9, 1942 г.
Комиссарчик Н. А. Работа авиационного магнето в высотных усло-
виях. Труды ЦИАМ № 45, Оборонгиз, 1943 г.
Комиссарчик Н. А Работа системы зажигания авиамотора в высот-
ных условиях, ТВФ № 4, 1944 г.
ЛевинВ. Р. и КушнерюкА. М. Исследование суфлирования авиа-
ционного мотора. Труды ЦИАМ № 77, Оборонгиз, 1945 г.
На вар кин В. А. Регулятор наполнения, Обзорный бюллетень авиамо-
торостроения № 10—И, 1946 г.
Новак Д. А. Особенности работы системы охлаждения высотного само-
лёта. ВВФ № 4, 1941 г.
П о л и к о в с к и й В. И. и Левин В. Р. К вопросу о балансе производи-
тельности откачивающей и нагнетав щей масляных помп авиационного мотора.
Труды ЦИАМ № 1)3, Оборонгиз, 1946 г.
Тихонов Н. И. Пути увеличения высотности бензосистем, ТВФ №2,1942 г.
Тюрчибаш П. Е. Работа магнето и запальных свечей при высотных
полётах, ТВФ № 11, 1939 г.
Труды всесоюзной конференции но изучению стратосферы, изд. Академии ,
наук, 1935 г.
Фролов С. П. и Ковале н ков А. И. Работа электрических установок
в высотных условиях, изд. ВВА им. Жуковского, 1939 г.
Aspeiin. High altitude fuel investigation. Air Corps Technical report № 4404,
Inly 1938 r.
Bridgeman О. C. Report of CFR Comitee on aviation vapor lock inves-
tigation, SAE Journal vo'. 48 № 6, 1941 r.
Campbell G. A. Oil aer ton and frothing, Flight, № 1805, 1943 r.
Campbell К Fan cooling ,,ups“ engine performance, Aviation № 7 и 8,1944 г.
Car о sell i H. Uberdrukkuhlung fur Flu jmotoren, L-ftwissen № 11, 1940 r.
Curtiss W., Curtiss R. Aitiude va >or formation on aircraft fuel systems,
SAE Journal vd. 52 № 10, 1944 r.
Demtchenko B. Considerations sur li tension des vapeurs de 1’essence
voir: L’alims1 tation en ccmbustLle res moteurs d’acronautique par le systeme,
A. M. p. 1. chap 1 Paris, <937 r.
Dolsr J. an J Karcher H. Alli-on Division of Gineral Motors Corp. Avia-
tion № 7, 1942 r.
Ь о Isa J. Correction of gro in I and altitule performance of oil system. До-
клад на съезде SAE. июнь 1942 г.
Schweitzer Р. Effect of aeration on gear-pump delivery and lubrication
cei.ing, Trans ASME, vol. 67 № 2 t94 > r.
Pigott R. D. Cil aeratii.n, S.AE, v 1. 152 № 3, 1944 r.
Wheeler W. Oil system pioblems at high altitude. Доклад на съезде SAE,
октябрь 1944 г.
15*
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр
От автора......................................................... 3
Введение. . . ............................................ 5
Глава первая. Работа системы топливопитания....................... 11
1. Подбор топлива для высотных полётов.......................... —
2. Работа системы топливопитания на больших высотах........... 18
3. Конструктивное осуществление системы топливопитания высот-
ною самолёта ........................,........................ 29
4. Способы борьбы с падением давления в. системе топливопитания
при, полётах на больших высотах............................... 35
Глава вторая. Работа системы карбюрации и впрыска................. 51
1. Высотное корректирование качества смеси..................... —
2. Способы конструктивного осуществления высотного корпектиро-
вания качества смеси........................................ ',53
3. Способы управления высотным корректором .................. '59
4. Высотное корректирование качес~ва смеси у беспоплавковых
карбюраторов и карбюраторов инжекторного типа................. 10
5. Висотное корректирование подачи топлив) у моторов с непо-
средственным впрыском......................................... 78
6. Высотное корректирование подачи топлива у воздушно-реактив-
ных двигателей................................ • - .........
7. Правила пользования высотным корректором .' ......... 91
8. Расположение карбюратора и нагнетателя у моторов, установлен-
ных на высотных самолётах, и способы охлаждения карбюриро-
ванной смеси (воздуха) после нагнетателя.............. ..... 94
Глава третья. Работа системы охлаждения ................... . 98
1, Факторы, влияющие на работу системы охлаждения...........
2. Закрытье системы охлаждения и дренажные клапаны........... 102
3. Выбор схемы жидкостного охлаждения для высотного самолёта
и конструктивт ые способы обеспечения работы системы охлажде-
ния на больших высотах................................. . . 112
4. Конструктивные способы улучшения воздушного охлаждения мо-
торов у высотных самолётов................................. 121
5. Способы осуществления управления системой охлаждения .... 127
б. Правила эксплоатации системы охлаждения высотного самолёта . 137
Глава четвёртая. Работа системы смазки.......................... 142
1. Подбор масла для высотных полётов . . . 143
2. Трудности обеспечения нормальной работы системы смазки у вы-
сотных самолётов............................................. 144
3. Способы обеспечения работы системы смазки при полётах на боль-
ших высотах.................................................. 169
4. Правила эксплоатации системы смазки при высотных полётах
самолёта.................................... . . . . - - 1'7
Глава пятая. Работа системы зажигания............................ 131
1. Зависимость работы системы зажигания от высоты полёта и труд-
ности обеспеченил нормальной работы системы при полётах на
больших высотах......................................... .
2. Способы обеспечения работы системы зажигания при высотных
полётах самолёта. Высокочастотная система зажигания ......... 201
3. Особенности эксплоатации и ухода за высотной системой зажи-
гания ...................................................... 219
Заключение . ............................................. ... 225
Использованная литература........................................ 227