Инженер-полковник кандидат технических наук, доцент Жовинский Н. Е. Силовые авиационные установки -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Жовинский Н. Е. Силовые авиационные установки. — М.: Воениздат МВС СССР, 1948. — 432 с. Цена 15 руб. Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) Аннотация издательства: В книге рассматриваются работа и особенности современных авиационных силовых установок, а также отдельные системы оборудования силовых установок на самолетах с поршневыми и реактивными двигателями. Книга предназначается в качестве учебного пособия для частей, училищ и школ ВВС. Книга в формате DjVu: Главы 1—4 — 3788 кб Главы 5—9 — 2948 кб Невыправленный текст в формате TXT — 714 кб ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие (стр. 3) Введение (стр. 5) Глава первая. Системы питания топливом поршневых двигателей § 1. Требования, предъявляемые к топливным системам (стр. 9) § 2. Количество топлива на самолете (стр. 11) § 3. Принципиальные схемы питания двигателей топливом (стр. 15) § 4. Баки для топлива (стр. 22) § 5. Конструкция и установка баков (стр. 28) § 6. Подвесные баки (стр. 44) § 7. Очистка топлива. Фильтры (стр. 46) § 8. Трубопроводы для топлива и их соединения (стр. 49) § 9. Краны (стр. 57) § 10. Ручные насосы (стр. 65) § 11. Аварийный слив топлива (стр. 66) § 12, Дренаж (стр. 69) § 13. Заполнение баков нейтральными газами (стр. 73) § 14. Гидравлика топливных систем (стр. 77) § 15. Особенности питания двигателей топливом на больших высотах (стр. 81) § 16. Высотность топливных систем (стр. 88) § 17. Пути повышения высотности топливных систем (стр. 91) § 18. Весовые данные топливных систем (стр. 101) § 19. Особенности эксплоатации топливной системы (стр. 101) Глава вторая. Топливные системы реактивных самолетов § 20. Особенности топливных систем реактивных самолетов (стр. 106) § 21. Количество топлива на самолете (стр. 115) § 22. Принципиальные и монтажные схемы топливных систем (стр. 119) § 23. Гидравлика топливных систем (стр. 150) § 24. Высотность топливной системы воздушно-реакивного двигателя (стр. 153) § 25. Топливная система жидкостно-реактивного двигателя (стр. 156) Глава третья. Масляные системы § 26. Системы внешней циркуляции масла (стр. 162) § 27. Емкость маслосистемы (стр. 166) § 28. Пенообразование и борьба с ним (стр. 169) § 29. Масляный бак (стр. 172) § 30. Очистка масла (стр. 177) § 31. Трубопроводы (стр. 180) § 32. Шунтовые устройства и клапаны (стр. 181) § 33. Система смазки под высоким давлением (стр. 182) § 34. Двухконтурное охлаждение (стр. 183) § 35. Маслосистема самолета Фокке-Вульф-190А4 (стр. 184) § 36. Маслосистема с расширительным баком, сепаратором и диффузором (стр. 187) § 37. Разжижение масла бензином (стр. 189) § 38. Гидравлика масляных систем (стр. 191) § 39. Кавитационные характеристики насосов (стр. 195) § 40. Высотность маслосистем (стр. 198) § 41. Контроль за работой и особенности эксплоатации маслосистемы (стр. 204) § 42. Маслосистемы турбокомпрессорных реактивных двигателей (стр. 206) § 43. Принципиальные схемы маслосистем турбокомпрессорных воздушно-реактивных двигателей (стр. 208) Глава четвертая. Жидкостное охлаждение авиационных двигателей § 44. Общие сведения (стр. 217) § 45. О схемах жидкостного охлаждения (стр. 219) § 46. Требования, предъявляемые к системам жидкостного охлаждения (стр. 222) § 47. Количество тепла, отводимое от двигателя (стр. 223) § 48. Принципиальные и монтажные схемы охлаждения (стр. 227) § 49. Элементы и агрегаты водяной системы (стр. 232) § 50. Гидравлика водяных систем (стр. 245) § 51. Особенности эксплоатации систем охлаждения (стр. 258) § 52. Весовые данные водяных систем (стр. 259) Глава пятая. Радиаторные установки § 53. Общие сведения (стр. 260) § 54. Радиаторы (стр. 261) § 55. Крепление радиаторов (стр. 266) § 56. Охлаждающая поверхность и лобовая площадь радиатора (стр. 267) § 57. Лобовое сопротивление радиаторной установки (стр. 275) § 58. Капоты на радиаторы (стр. 282) § 59. Воздухо-воздушные радиаторы (стр. 287) § 60. Система впрыска воды в двигатель (стр. 292) § 61. Масляные радиаторы (стр. 294) § 62. Устойчивость работы воздушно-масляных радиаторов (стр. 299) Глава шестая. Капоты на двигатели воздушного охлаждения § 63. Общие сведения , (стр. 304) § 64. Типы капотов : (стр. 307) § 65. Конструкция капота на двигатель воздушного охлаждения (стр. 312) § 66. Нагрузки, действующие на капот (стр. 314) § 67. Аэродинамика капота (стр. 316) § 68. Комбинированное и принудительное охлаждение двигателей (стр. 319) Глава седьмая. Всасывающие патрубки авиационных двигателей § 69. Конструкция всасывающих патрубков (стр. 322) § 70. Приращение высотности за счет скоростного наддува (стр. 326) § 71. Лобовое сопротивление всасывающего патрубка (стр. 328) § 72. Подогрев воздуха на всасывании (стр. 331) § 73. Пылефильтры (стр. 334) § 74. Всасывающие устройства реактивных двигателей (стр. 340) Глава восьмая. Выхлопные устройства § 75. Конструкция выхлопных патрубков (стр. 343) § 76. Расчет реактивного выхлопного патрубка (стр. 348) § 77. Сравнение выхлопных коллекторов с индивидуальными патрубками (стр. 353) § 78. Выхлопные каналы реактивных самолетов (стр. 355) Глава девятая. Автоматическое управление силовой установкой § 79. Назначение автоматического управления (стр. 355) § 80. Автоматический регулятор (стр. 361) § 81. Чувствительные элементы (стр. 364) § 82. Управляющие элементы (стр. 372) § 83. Сервопривод (стр. 373) § 84. Регулируемые и контролируемые параметры винтомоторной установки самолета (стр. 376) § 85. Объединенное управление винтом и газом (стр. 379) § 86. Регуляторы температуры, давления и вязкости масла. Шунтовые клапаны маслосистемы (стр. 388) § 87. Автоматическое управление охлаждением двигателя (стр. 396) § 83. Схемы гидравлического управления охлаждением (стр. 396) § 89. Схемы электрического управления охлаждением (стр. 401) § 90. Автоматическое управление двигателем от одного рычага (стр. 407) § 91. Регулятор числа оборотов турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя BMW-003 (стр. 415) § 92. Управление турбокомпрессором (стр. 418) § 93. Быстросменные силовые установки (стр. 421) Приложение. Таблица международной стандартной атмосферы (стр. 427) ПРЕДИСЛОВИЕ Развитие авиации, приводящее к росту скоростей полета и подъему потолка, предъявляет свои требования к силовым авиационным установкам, от которых зависит надежность полета. Применение автоматики на самолетах с винтомоторной группой и реактивными двигателями усложняет авиационную технику и вместе с тем упрощает эксплоатацию самолета в воздухе. Для правильной эксплоатации авиационной техники на земле и в воздухе необходимо хорошо разбираться в особенностях работы силовых авиационных установок, понимать работу различных систем и агрегатов оборудования двигателей, представлять себе влияние различных факторов на надежность работы силовой установки в различных условиях полета. Грамотная эксплоатация двигателя и самолета улучшает использование летных данных самолета и мощности двигателей, улучшает работу оборудования силовых установок в высотных полетах, а также увеличивает срок службы авиационной техники и повышает надежность и безопасность полета. Рассмотрению вопросов работы оборудования силовых установок на самолетах и посвящена данная книга. В книге разбираются вопросы работы различных систем и агрегатов, от которых зависит надежность работы авиационного двигателя на самолете. В нее вошли разделы топливных систем поршневых и реактивных двигателей, маслосистем, охлаждения двигателей, всасывающих и выхлопных устройств и автоматического управления силовых авиационных установок. В книге разбираются общие принципы работы и специфика современных самолетных систем и факторы, влияющие на надежность их работы. Воздушные винты входят в винтомоторную группу самолета, но являются самостоятельным устройством и поскольку в этом труде рассматривается только оборудование силовых установок, винты в ней не разбираются. Необходимо отметить большую роль в развитии силовых авиационных установок, которую сыграли работы наших научных организаций и учреждений. Военная воздушная инженерная академия им. проф. Жуковского — проф. Андреев Е. С. (оборудование винтомоторных групп). Центральный аэрогидродинамический институт — Николаенко В. Г., Лыткин С. Г., Ушаков К. А, и Лимонад Ю. Г. (аэродинамика и расчет капотов). Центральный институт авиационного моторостроения — Поликовский В. И. (нагнетатели, характеристики двигателей с учетом скоростного наддува, реактивные выхлопные патрубки), Шереметев Л. Г. (системы охлаждения), Литвинов Н. Я. (реактивные выхлопные патрубки), Королев П. П. (всасывающие патрубки). Летно-испытательный институт МАП — Герасимов М. И. (маслосистемы), Тихонов Н. И. (топливные системы), Косточкин В. В. (системы охлаждения и нейтрального газа), Марьямов Н. Б. (радиаторы). Государственный Краснознаменный научно-испытательный институт ВВС Вооруженных Сил Союза ССР. При составлении данной книги использованы труды ЦАГИ, ГК НИИ ВВС, ЛИИ МАП, ЦИАМ, работы автора по силовым установкам, периодическая советская и иностранная литература. Ввиду того, что читатели, работающие в частях. в большинстве случаев не имеют возможности ознакомиться с такой литературой, автор не приводит перечня ее, а ограничивается в некоторых случаях ссылкой на источники непосредственно в тексте. Книга должна помочь летному и техническому составу в освоении современной авиационной техники ВВС и подготовить читателей к правильному пониманию путей развития ее. В заключение автор считает своим долгом выразить благодарность инженеру Гухлернер Ф. М. за большую помощь, оказанную при подготовке этой книги к изданию. ========================================= Инженер-полковник ЖОВИНСКИЙ Н. Е. КАНДИДАТ ТЕХНИЧЕСКИХ НАУК, ДОЦЕНТ СИЛОВЫЕ АВИАЦИОННЫЕ УСТАНОВКИ ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ВООРУЖЕННЫХ СИЛ СОЮЗА ССР Москва 1948 Инженер-полковник Жовинский Н. Е. Силовые авиационные установки В книге рассматриваются работа и особенности современных авиационных силовых установок, а также отдельные системы оборудования силовых установок на самолетах с поршневыми и реактивными двигателями. Книга предназначается в качестве учебного пособия для частей, училищ и школ ВВС. ПРЕДИСЛОВИЕ Развитие авиации, приводящее к росту скоростей полета и подъему потолка, предъявляет свои требования к силовым авиационным установкам, от которых зависит надежность полета. Применение автоматики на самолетах с винтомоторной группой и реактивными двигателями усложняет авиационную технику и вместе с тем упрощает эксплоатацию самолета в воздухе. Для правильной эксплоатации авиационной техники на земле и в воздухе необходимо хорошо разбираться в особенностях работы силовых авиационных установок, понимать работу различных систем и агрегатов оборудования двигателей, представлять себе влияние различных факторов на надежность работы силовой установки в различных условиях полета. Грамотная эксплоатация двигателя и самолета улучшает использование летных данных самолета и мощности двигателей, улучшает работу оборудования силовых установок в высотных полетах, а также увеличивает срок службы авиационной техники и повышает надежность и безопасность полета. Рассмотрению вопросов работы оборудования силовых установок на самолетах и посвящена данная книга. В книге разбираются вопросы работы различных систем и агрегатов, от которых зависит надежность работы авиационного двигателя на самолете. В нее вошли разделы топливных систем поршневых и реактивных двигателей, маслосистем, охлаждения двигателей, всасывающих и выхлопных устройств и автоматического управления силовых авиационных установок. В книге разбираются общие принципы работы и специфика современных самолетных систем и факторы, влияющие на надежность их работы. Воздушные винты входят в винтомоторную группу самолета, но являются самостоятельным устройством и поскольку в этом труде рассматривается только оборудование силовых установок, винты в ней не разбираются. Необходимо отметить большую роль в развитии силовых авиационных установок, которую сыграли работы наших научных организаций и учреждений. Военная воздушная инженерная академия им. проф. Жуковского — проф. Андреев Е. С. (оборудование винтомоторных групп). Центральный аэрогидродинамический институт — Николаенко В. Г., Лыткин С. Г., Ушаков К. А, и Лимонад Ю. Г. (аэродинамика и расчет капотов). Центральный институт авиационного моторостроения — Поликовский В. И. (нагнетатели, характеристики двигателей с учетом скоростного наддува, реактивные выхлопные патрубки), Шереметев Л. Г. (системы охлаждения), Литвинов Н. Я. (реактивные выхлопные патрубки), Королев П. П. (всасывающие патрубки). Летно-испытательный институт МАП — Герасимов М. И. (маслосистемы), Тихонов Н. И. (топливные системы), Косточкин В. В. (системы охлаждения и нейтрального газа), Марьямов Н. Б. (радиаторы). Государственный Краснознаменный научно-испытательный институт ВВС Вооруженных Сил Союза ССР. При составлении данной книги использованы труды ЦАГИ, ГК НИИ ВВС, ЛИИ МАП, ЦИАМ, работы автора по силовым установкам, периодическая советская и иностранная литература. Ввиду того, что читатели, работающие в частях. в большинстве случаев не имеют возможности ознакомиться с такой литературой, автор не приводит перечня ее, а ограничивается в некоторых случаях ссылкой на источники непосредственно в тексте. Книга должна помочь летному и техническому составу в освоении современной авиационной техники ВВС и подготовить читателей к правильному пониманию путей развития ее. В заключение автор считает своим долгом выразить благодарность инженеру Гухлернер Ф. М. за большую помощь, оказанную при подготовке этой книги к изданию. ,'f ВВЕДЕНИЕ Силовые авиационные установки предназначены для создания тяги. Любая авиационная силовая установка является реактивной, так как тяга получается в результате отбрасывания масс воздуха или газа при любом типе авиационного двигателя. В винтомоторной силовой установке винт отбрасывает большие массы воздуха с небольшими скоростями, в воздушно-реактивном двигателе из сопла выбрасываются сравнительно небольшие массы газа со скоростями, блмзкими к скорости звука, в силовых установках с жидко-стно-реактивными двигателями совсем малые количества газа выбрасываются ;из сопла со скоростями 2500—2800 м/сек. Исходя из сказанного можно сделать заключение о том, какого типа силовые установки применяются или могут применяться на самолетах. Силовые авиационные установки с винтовой реакцией винтомоторная установка двигатели жидкостного охлаждения турбовинто- вые двигатели воз-душ ного охлаждения прямой реакции комбинированные * > г г ВРД ЖРД 1 -i г 1 > г i i | i прямоточные турбо-компрес-сорные мотокомпрессорные -' I 1 * N осевые компрессоры центробежные насосная подача баллонная подача Не приводя большей детализации силовых установок, отметим, что силовые установки могут отличаться не только по типу применяемых двигателей, но и по количеству их, расположению на самолете и по другим признакам. В любой силовой установке имеется камера сгорания, в которую необходимо подавать при помощи специальных систем топливо, окислитель и необходимо обеспечить горение топлива системой зажигания. Окислитель подается в камеру сгорания по специальным магистралям и устройствам в зависимости от типа применяемого двигателя. В винтомоторной установке окислитель забирается из атмосферы, в жидкостно-реактивном двигателе окислитель подается из резервуаров, расположенных на самолете. Для преобразования энергии, выделяющейся в камере сгорания, существует система образования тяги. В поршневом двигателе для этого устанавливается винт, в реактивных — используется реакция вытекающего из сопла газа. Камера сгорания должна опорожняться через систему выхлопа, причем энергия выхлопных газов может утилизироваться в турбокомпрессорах или других устройствах. Для обеспечения нормальной работы силовой установки необходимо иметь также циркуляционные системы: смазки трущихся деталей двигателя и охлаждения. Вся силовая установка должна крепиться к самолету при помощи специальных узлов: или подмоторных рам. Для нормальной экс-шюатации силовой установки необходимо иметь приборы контроля и органы управления всеми системами; наиболее про- nW4.-vS'i ГЛАВА ПЕРВАЯ f > СИСТЕМЫ ПИТАНИЯ ТОПЛИВОМ ПОРШНЕВЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ § I. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К ТОПЛИВНЫМ СИСТЕМАМ Для обеспечения необходимой дальности полета на самолете должно находиться определенное количество топлива, размещенного в баках. Одним из основных факторов надежной работы двигателя является топливная система. Самолет летает в различных атмосферных условиях, на разных высотах, выполняет сложные эволюции в воздухе, подвержен воздействию больших инерционных нагрузок, и во всех этих условиях полета двигатель должел четко и бесперебойно работать. Следовательно, топливная система должна обеспечивать подачу нужного количества топлива на всех режимах работы двигателя и полета. Топливная система должна удовлетворять следующим требованиям: 1. Обеспечивать питание двигателей топливом на всех режимах полета при любых атмосферных условиях и при любом положении самолета в воздухе. 2. Быть простой и надежной в эксплоатации на земле и в воздухе, безопасной в пожарном отношении, обладать большой живучестью в условиях воздушного боя, иметь минимальную поражаемую поверхность. 3. Допускать быструю смену и ремонт агрегатов в полевых условиях, для чего в системе должен быть обеспечен доступ ко всем агрегатам. Отдельные элементы топливной системы должны быть стандартны и взаимозаменяемы. Материал баков должен допускать ремонт их в полевых условиях. 4. Иметь небольшой вес, причем в вес топливной системы включается также топливо, которое не может быть выработано из баков в условиях нормальной эксплоатации. 5. Топливо из баков должно вырабатываться полностью; допускается остаток топлива, не превышающий 1—1,5% от емкости для основных баков и 3% для подвесных. '. . М* 6. Соединения и агрегаты системы должны быть прочны, герметичны, вибростойки и не должны допускать подсасывания топлива. В процессе эксплоатации в элементах системы не должно появляться трещин. 7. Должен быть обеспечен надежный контроль за работой системы, т. е. за давлением топлива после насоса и за количеством топлива, остающегося в баках. 8. Баки должны располагаться на самолете так, чтобы выработка топлива минимально сказывалась на изменении центровки самолета и центровка находилась бы в пределах, допустимых для данного самолета. 9. Топливо перед поступлением в насосы и карбюраторы должно очищаться от механических примесей, загрязнений и влаги. 10. Все металлические части топливной системы должны быть соединены между собой и с самолетом проводниками электричества (металлизация), а при стоянке — через самолет с землей для предотвращения воспламенения паров то-топлива от концентрации статического электричества. Невыполнение этого требования может привести к разрядам скопившегося электричества в местах обрыва металлизации и явиться причиной пожаров на самолете. Кроме указанных основных требований, имеется еще ряд дополнительных, вытекающих из конкретного типа самолета; например, для пикирующих самолетов в системе должно быть предусмотрено устройство, обеспечивающее питание при пикировании и т. д. В зависимости от типа самолета, от осуществления перечисленных требований компоновка топливной системы на самолете размещение и количество баков осуществляются по-разному, но при этом сохраняется основной принцип: топливо из баков поступает к фильтру-агрегату, обязательно устанавливаемому во всех системах, где происходит очистка топлива от механических примесей; из фильтра топливо поступает к насосу и далее нагнетается к карбюраторам или форсункам двигателя. На рис. 1 приведена схема, на которой показаны основные элементы топливной системы. Кроме указанных на схеме элементов в топливную систему может входить большое количество дополнительных элементов в виде соединений, кранов, дополнительных и ручных насосов и т. д. Все дополнительные элементы устанавливаются для обеспечения требований, предъявляемых к данному самолету. При выполнении некоторых фигур на самолет действуют ускорения, которые могут привести к падению давления в топливной системе, выделению в трубопроводах паров, газов и легких фракций топлива. В результате этого может 10 '-'-. . . " ' - •-• •':-.' • . ) ::.-':;''/: ухудшиться работа топливного насоса, что иногда приводит к полному прекращению подачи топлива к двигателю. Это обстоятельство может иметь большое значение при высотных полетах на маневренных самолетах типа истребителей. 4 5 L^ff f V Рис. 1. Принципиальная схема топливной системы: / — карбюратор; 2 — насос; 3 — фильтр; 4 — бак; 5 — дренаж; 6 — слив Поэтому обеспечению высотных полетов теперь уделяется большое внимание и предпринимается ряд мер для улучшения питания двигателей при полете на больших высотах или в условиях высоких температур наружного воздуха, при которых работа топливной системы ухудшается. § 2. КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ Дальность полета зависит от количества топлива, имеющегося на самолете, и километрового расхода топлива. Чем меньше километровый расход, тем большая дальность может быть получена при данном запасе топлива- Минимальные расходы 'получаются в двигателях тяжелого топлива — дизелях, работающих на керосине, газолине и других сортах топлив, называемых в отличие от бензинов «тяжелыми тошшвами». В двигателях тяжелого топлива удельный расход топлива составляет 170—180 г на одну лошадиную силу в час. В современном поршневом авиационном бензиновом двигателе большой высотности удельный расход топлива доходит до 280—300 г/л. с. ч. В воздушно-реактивных двигателях на скоростях полета до 700 км/час удельные расходы топлива вдвое превышают расходы в бензиновых двигателях. Однако на скоростях полета, превышающих 850—900 км/час, удельные расходы топлива в воздушно-реактивных двигателях меньше расходов в бензиновых двигателях. В жидкоетно-реактивных двигателях удельные расходы топлива значительно превышают расходы всех других типов двигателей на современных скоростях полета. *wij ' •• " ' •:";:••....... : - - ' '. ' ' U Для нескоростной дальней авиации с точки зрения расходов лучшим типом двигателя является двигатель тяжелого топлива. Все же, несмотря на небольшие расходы топлива, дизели в авиации не находят широкого применения из-за большого веса и малой литровой мощности их. Так, при равных мощностях вес дизеля примерно вдвое превышает вес бензинового двигателя. Конструктивные трудности в преодолении указанных недостатков задержали развитие двигателей тяжелого топлива. Современный самолет имеет сравнительно небольшую емкость, в которой может быть размещен запас топлива; ограничивается она центропланом и крыльями; при этом цен-ровка меняется незначительно. Располагать баки в хвостовой части фюзеляжа нельзя из-за большого влияния «а центровку при вырабатывании топлива, ухудшения маневренных данных и увеличения поражаемой поверхности самолета. Количество топлива для обеспечения заданной дальности полета складывается из топлива, расходуемого на опробование и прогрев двигателя, рулежку, взлет, подъем, полет «а заданной высоте для выполнения боевого задания и возвращения на свой аэродром. В основном количество топлива зависит от продолжительности нахождения самолета в воздухе и режима полета. Рассмотрим, как определяется количество топлива, расходуемого для полета на данном режиме. Если удельный расход топлива (в килограммах на 1 л. с. мощности, развиваемой двигателем за 1 час) обозначить через Се, а мощность (в лошадиных силах), потребную для данного режима полета, через Nn, то часовой расход топлива определяется как произведение удельного расхода на мощность Ch = Ce- -Vn кгiчас. При продолжительности полета в часах Т получаем суммарный расход топлива на определенном режиме полета- сг=с„.г. Продолжительность полета / ;, Г/_/ ^1Т_ _— V ' где L —дальность полета в км\ V — скорость полета в км/час. Обозначив скорость полета в долях от максимальной скорости v=a-vaa, получаем ?' , > О, -С. •"-•----$- max IU Если Ne— максимальная мощность на расчетной высоте, то мощность, потребная для данного режима полета, пропорциональна кубу отношения скоростей Л/п = Ne -J^ = Л/. max / а-\ Тогда GT = Ce.Ne. a* V. - L max Так как при переходе с режима полета Vmax на V меняются коэфициент полезного действия винта, лобовое сопротивление самолета и удельный расход топлива, что оказывает влияние на общий расход топлива, то для учета этого обстоятельства полученное количество топлива увеличивают на б—8%. Следует отметить, что полученные зависимости дают только приближенное значение расходуемого количества топлива на самолете, так как; 'они не учитывают ряда факторов, влияющих на расход топлива (атмосферные условия, режим работы двигателя и др.)- Для приближенного учета расхода топлива на самолетах разных типов и на разных режимах полета можно пользоваться следующей зависимостью: П — Ce'Ne __L__ UTЬ ' u ' max где Ъ — коэфициент, значения которого приведены в табл. I, Таблица 1 Значение коэфициента b Тип сямолетя У а — -,, ---- 09 0,8 07 V v max W,l ь 1,28 1,52 1,61 Бомбардировщик или штурмовик ..... b 1,27 1,48 1,54 Пример 1. Рассчитать количество топлива, которое израсходуется при полете одномоторного истребителя на скорости, составляющей 80 и 70% от максимальной, для следующих условий: Максимальная дальность полета . . . L =1 000 км Мощность мотора..........Ne =1 800 л. с. Максимальная скорость полета . . . Vmax = 750 км/час Удельный расход топлива......Се. = 0,28 кг/л. ел. Решение. Находим расход топлива при полете на заданную дальность. Из табл. 1 для истребителя при а -= 0,8; b = 1,52 по формуле определяем: GT = C.-N, V. max при а = 0,7; b - 1,61. 0,28.1800 1,52 ;•••>•.- >.'••;* • '. 1000 COQ . _ = 688 кг 13 В этом случае _ 0,28-1800 1000 _,Q G^-TbI-----75iT=648*2- Пример 2. Рассчитать, какое количество топлива израсходуется при полете двухмоторного бомбардировщика на скорости полета, составляющей 0,7 от максимальной при следующих данных: Дальность полета........ . . L =3 500 км Максимальная скорость.......У-nax = ^00 км/час Мощность мотора..........Ne = 2 000 л. с. Удельный расход топлива......Се = 0,3 кг/л. с.ч. Решение. По табл. 1 находим Ъ = 1,54. Так как на самолете имеется два мотора, то расход топлива удвоите» Г 0 Ce-Ne L • 0 0,3-2000 3500 ,ППЛ °Г=2.-^ .---_=2_------_ . _- в 3900 « . Предположим, что во втором примере дальность полета должна составить 1 500 км, тогда количество топлива, необходимое для полета на том же режиме, будет 1675 кг и разница в весе топлива может быть использована для другой полезной нагрузки. Расчеты по данному методу являются приближенными, но они дают довольно близкие значения к фактическим расходам, так как коэфициенты получены из данных летных испытаний. Часть топлива, расходуемая на рулежку, подъем и т. д.-задается в инструкциях по дальности полета. Зная необходимое количество топлива для данного полета, можно варьировать полезную нагрузку за счет топлива, в особенности на тяжелых самолетах. Для самолетов типа истребителей баки заправляются полностью вне зависимости от дальности, на которую предназначен данный полет, так как емкость топливных баков невелика и на истребителях полезная нагрузка не может существенно измениться за счет топлива. Следует также иметь в виду и то, что при полете на максимальную дальность необходимо выбирать обороты двигателя, исходя из режима, соответствующего минимальным часовым расходам топлива. Часовые расходы топлива при данной развиваемой двигателем мощности зависят от числа оборотов, и число оборотов должно выбираться тем ниже, чем ниже'потребная мощность полета, однако не пропорционально скорости, так как в этом случае можно получить большой перерасход топлива. Более подробно этот вопрос изложен в § 83. 14 ' '• ' - ' " '•; ' •• . •' ' ' • . ' ' ' V.'/ • • § 3. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ ПИТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ ТОПЛИВОМ Питание современных двигателей топливом осуществляется принудительно при помощи топливных насосов, расположенных на двигателях. Существует ряд способов питания двигателя, которые в различных вариантах используются в современных системах. Основными способами подачи топлива к двигателю являются: питание самотеком, сверхдавлением в баках и питание при помощи насосов. В современной топливной схеме самолета, с 'Низкорасположенными баками в крыльях или фюзеляже, питание самотеком не может быть обеспечено, так как в некоторых случаях карбюраторы расположены выше уровня топлива в баках. Все же топливо самотеком подается в нижнюю точку системы сборный коллектор или расходный бак, откуда оно засасывается насосом. Одно время систему подачи топлива для высотных самолетов предлагали осуществлять путем повышения давления в баках. В баки предполагалось нагнетать воздух и таким путем без помощи насосов обеспечивать питание на больших высотах. Однако этот способ в авиации не привился вследствие того, что повышенные давления приводят к утяжелению конструкции баков и, главное, потому что повреждения бака (пробоина, трещина) приводят к прекращению подачи топлива. Теперь повышение давления в баках используют в комбинации с питанием двигателя насосом, причем для безопасности в пожарном отношении в баки подается нейтральный газ, не поддерживающий горения, например, углекислый газ, азот, или отработанные газы. Чем проще схема топливной системы, тем надежнее она в эксплоатации, поэтому конструкторы стремятся к осуществлению наиболее•простой схемы, например, подобно схеме питания, изображенной на рис. 2. В данном случае схема питания топливом состоит из трех баков- Два верхних (передний и задний) подают топливо в нижний бак, из которого оно поступает к насосу. При наличии на самолете большого количества баков и если самолет предназначен для полета на больших высотах, система значительно усложняется. Появляется большое количество кранов, расходных баков, насосов подкачки и т. д. Разновидности схемы питания топливом зависят от: — количества баков и расположения их на самолете; — способа подвода топлива из баков к общей магистрали; — числа комбинаций питания из разных баков или групп их; — способа увеличения живучести и надежности системы питания. .,, ,,.,,,,,,........... . . . ,,. ,, .,, .,.,,. , ., .... •"•: > ' '"•' . ' ' '/: .... ." -.- ^'С''^ ••. ;:" • ' • 16 Рис. 2. Схема питания двигателя топливом на самолете: J — перелний бак; 2 — задний бак; 3 — нижний бак; 4 и 5 — гибкий шланг; 6 — дренаж нижнего'бака; 7 — отстойник; 8 — заборная труба; 9 — пожарный кран; 10—сливной кран; // — фильтр; 12 — топливный насос От этих факторов зависит установка дополнительных или ручных насосов, насосов подкачки топлива и системы кольцевания после насосов на многомоторных самолетах. Последовательность расположения агрегатов топливной системы по направлению движения топлива от баков к мотору изображается на принципиальной схеме. Компоновка и расположение агрегатов на самолете даются на монтажной схеме. В системах предусматривается установка кранов, прекращающих подачу топлива к двигателю в аварийных случаях, например, при возникновении пожара, при остановке или повреждении двигателя. При расположении большого количества баков на самолете желательной схемой выработки топлива является следующая: вначале вырабатывается топливо из дополнительных подвесных баков, затем питание переключают на группу наиболее удаленных баков в крыле и в последнюю очередь вырабатывается топливо из фюзеляжного бака. Однако это обеспечивается при наличии кранов, которыми можно регулировать выработку из разных баков. Кроме того, схема должна быть устроена так, чтобы исключить 'перетекание топлива из одной группы баков в дру- 16 :•:.: д'; •• .•. ',''—.: •""•".'•"" гую, за исключением случаев, когда питание двигателей осуществляется из всех баков одновременно или при питании через расходный бак. Таким образом, в схему топливной системы входят следующие элементы: 1. Баки для размещения в них необходимого количества топлива. 2. Магистраль от баков к двигателю, состоящая из трубопроводов, соединений и насосов. 3. Управление расходом топлива из разных баков или групп, в которое входят краны, проводка управления к ним и клапаны, устанавливаемые в системе. В частности, постановка обратных клапанов может предохранить от перетекания топлива из бака в бак и отключить бак или группу баков при их повреждении. 4. Контрольные приборы, контролирующие работу топливной системы: манометры давления топлива, сигнальные лампы или другие сигнальные приспособления, сигнализирующие о выработке топлива, и бензиномеры. 5. Фильтры и отстойники для очистки топлива и отделения влаги, имеющейся в топливе. 6. Дренажная система и система заполнения баков нейтральными газами. Дренажная система является существенной частью топливной системы, так как от ее устройства зависит надежность подачи топлива. Дренажная система должна предохранить топливную систему от разрежения в баках при выработке топлива. Дренажные трубки должны быть расположены на самолете так, чтобы при любых эволюциях его был обеспечен доступ воздуха в баки и топливо не выливалось из дренажных4 трубок. Для изображения принципиальных схем приняты условные обозначения отдельных элементов топливных систем (рис. 3). Баки, устанавливаемые в крыльях малой толщины, — плоские и длинные с незначительной высотой. Питание из таких баков на самолетах затруднительно, поэтому для обеспечения забора топлива при разных наклонах самолета применяют конструкции, схематически изображенные на рис. 4. Конструкция / — плоский бак с двумя штуцерами забора топлива из передней и задней частей бака, соединенных в общую магистраль, при этом тройник должен быть заполнен топливом. В случае, если не удается горизонтально расположить тройник, его опускают, образуя «нижнюю точку», что предохраняет систему от засасывания воздуха при наклоне самолета. На этом же рисунке показаны еще две схемы баков: конструкция 2 — бак с карманом и кладаном,. в котором 2-484 /' „ *-» ^Х^% 17 при наклоне самолета остается топливо, обеспечивающее выполнение маневра самолетом; конструкция 3—бак с перегородкой, за которой при наклоне самолета также остается топливо. Заливная горловина _~d бак Отстойник Слив Фильтр Фильтр-ручной некое бензиновый насос Ручной насос Бензопровод • Дренаж Соединение, запирающее трубопровод при разъеме Обратный клапан Двухсторонний нлопон Иран Коллектор дренажа Иран дистанционного управления Карбюратор /V ••»' Т Трехходовой кран Р и с. 3. Условные обозначения элементов топливных систем В баки некоторых самолетов устанавливают заборную трубку, укрепленную шарнирно на выходном штуцере; при наклонах самолета заборная трубка поворачивается, обеспечивая подачу топлива в систему. Однако установка подвижных элементов внутри бака уменьшает надежность работы 18 ..,- , ..- , 1 1 ±х" Рис. 4. Схемы топливных баков для маневренных и пикирующих самолетов: /— плоский бак с двумя штуцерами; 2 — бак с карманом и клапаном; 3 — бак с перегородкой системы, так как заедание их может вывести систему из строя. Как указывалось раньше, для забора топлива из баков и подачи к двигателю в системе топливопитания устанавливаются насосы. При большом удалении баков от насоса, низком расположении баков и при наличии большого количества арматуры и вспомогательных агрегатов насос для засасывания топлива должен создавать разрежение и подавать топливо под давлением к карбюраторам или форсункам авиационного двигателя. Следовательно, топливную систему можно рассматривать как систему, состоящую из двух магистралей: магистрали всасывания — от бака до насоса и нагнетающей магистрали — от насоса до двигателя. Движение топлива вызывает потери напора — гидравлические потери. При большом гидравлическом сопротивлении линии всасывания, т. е. сопротивлении, вызванном трением и потерями напора в агрегатах, насос для забора топлива должен создать большое разрежение. Большие гидравлические сопротивления в топливной системе не допустимы, так как они приводят к нарушению подачи топлива, в особенности на больших высотах. Этот вопрос будет рассмотрен нами ниже. 2* 19 Воздух(Рк) * Для питания двигателей применяются специальные топливные насосы различных типов: шестеренчатые, поршневые, мембранные, лопастные- (коловратные) и др. Насос является неотъемлемым агрегатом двигателя. Насосы шестеренчатого типа имеют большие зазоры между корпусом и шестеренками, в результате чего они не могут создавать большого разрежения для забора топлива из низко расположенных баков. На современных двигателях такие насосы применяются в том случае, если пе-' ред ними обеспечивается да-гление и магистраль заполнена топливом. На отечественных двигателях большое распространение получили лопастные насосы (их называют коловратными, однако следует иметь в виду, что и шестеренчатые насосы тоже относятся к семейству коловратных). 'Из системы «Лопастные насосы (коло- К карбюратору Рис. 5. Схема лопастного насоса: / — мембрана; 2 — редукционный клапан; 3 — обратный клапан вратные), имея небольшие зазоры между лопастями и корпусом, могут создавать достаточно большое разрежение и при нормальном давлении перед «асосом засасывают топливо на большую высоту. Принципиальная схема лопастного топливного насоса показана на рис. 5. Работа насоса ясна из схемы. Топливо, поступающее к насосу из системы, захватывается вращающимися лопастями и нагнетается в магистраль. В том случае, когда производительность насоса превышает расход топлива в двигателе, сопротивление возрастает из-за перекрытия клапана в поплавковой камере карбюратора, редукционный клапан отжимается и часть топлива перепускается в линию всасывания насоса. Для исключения влияния наружного давления на работу редукционного клапана (до расчетной высоты двигателя) в полость над клапаном подается давление от нагнетателя. Производительность насоса (если пренебречь утечками из-за неплотностей между лопастями и корпусом) в случае 20 нормального давления на входе зависит от геометрических размеров качающего узла и от числа оборотов. Производительность лопастного насоса определяется по следующей формуле: W = е ~ IOD — ZS) см*/сек, «5U где W— производительность насоса в см3/сек; е — эксцентриситет насоса в см\ п— число оборотов в минуту; •- . /— длина ротора в см; D — диаметр втулки в см; • Z— число лопастей; 6"— толщина лопастей в см. Расход топлива зависит не только от числа оборотов, но и от высоты полета и режима работы двигателя. Так как на данном числе оборотов производительность насоса остается постоянной, а потребный расход двигателя может изменяться, то получается несоответствие между производительностью насоса и расходом топлива. Д.пя устранения этого несоответствия, так как производительность насоса превышает максимальный расход, излишки топлива перепускаются в линию всасывания насоса. Напор, создаваемый насосом, зависит от сопротивления магистрали, в которую нагнетается топливо, и от давления перед насосом. Обычно производительность насоса превышает вдвое максимальный расход топлива. Это используют в аварийных случаях на двухмоторных самолетах при выходе из строя насоса на одном из двигателей. Система кольцевания дает возможность обеспечить питание двух двигателей одним насосом. На рис. 6 показана схема питания топливом двигателя с непосредственным впрыском на истребителе с тремя баками для топлива. В основном принципиальная схема питания двигателя топливом остается такой же, как и для любого поршневого двигателя, только здесь добавляется еще один фильтр и насос для подачи топлива к форсункам. В центральном баке имеется карман для обеспечения питания двигателя при пикировании. В систему включен ручной насос, обеспечивающий заливку и создание давления в магистрали питания двигателя. Топливные системы многомоторных самолетов мало отличаются от приведенной схемы, за исключением разве того, что ряд топливных баков объединяется в группы и магистраль после насоса соединяется с такой же магистралью другого двигателя, т. е. осуществляется так называемое кольцевание, которое обеспечивает питание двигателя с вышедшим из строя насосом от работающего насоса другого двигателя. : ' ':--;V;-, 21 3 Рис. 6. Схема питания топливом двигателя на истребителе с тремя баками: / — бак с карманом; 2 — кран; 5—фильтр; 4 — ручной насос; 5 — нссос; 6—шелковый фильтр; 7— манометр; 8 — насос высокого давления; 9— форсунка § 4. БАКИ ДЛЯ ТОПЛИВА Баки для топлива изготовляют из различных материалов и по-разному располагают их на самолетах. Конфигурация бака зависит от того, в каком месте на самолете он размещен. Баки помещают в фюзеляже и в крыле. Баки, расположенные в отъемной части крыла, при сравнительно небольшой емкости имеют большую поверхность, что приводит к увеличению веса и к снижению живучести самолета. Топливо, размещенное в крыльях, с точки зрения прочности конструкции разгружает крылья в полете. Но так как баки в крыльях увеличивают уязвимую поверхность и бывает необходимость в посадке самолета с не полностью выработанным топливом, рекомендуется в начале полета вырабатывать топливо из крыльевых баков и затем переходить на выра- 22 » ' : ботку топлива из центропланных и фюзеляжных баков в том случае, когда в системе предусмотрено раздельное питание из разных баков. Это уменьшает уязвимость самолета в боевых условиях. На рис. 7 показано размещение баков на бомбардировщике. На этом самолете количество баков доведено до четырнадцати. На рис. 8 приведена схема размещения баков на самолете «Аэрокобра», а на рис. 9 — на самолете Ю-88; здесь основной расходный бак помещен в фюзеляже, два бака — в центропланной и два бака — в отъемных частях крыльев. Р и с. 7. Схема размещения баков на бомбардировщике Требования, предъявляемые к бакам 1. Б а к и должны обладать достаточной прочностью, жесткостью и герметичностью при минимальном весе. В полете баки нагружены весом топлива и инерционными силами, возникающими в неустановившемся режиме полета или в условиях криволинейного полета. На рис. 10 показана схема нагружения стенок и днища бака весом топлива. Давление жидкости на стенку определяется, как известно, формулой /> = ТА* • где у — удельный вес топлива в кг/см*, h—уровень жидкости до рассматриваемого места в см. В случае криволинейного полета на самолет действуют инерционные силы, и нагрузка значительно возрастает. Если, 23 Рис. 8. Схема размещения баков на самолете .Аэрокобра1 «**"' РЙ с. 9. Схема размещения баков на самолете Ю-88 В гириэонтальном полете В криволинейном полёте Рис. 10. Схема нагружения стенок бака весом топлива кроме того, в баке имеется повышенное давление за счет заполнения его нейтральными газами, то суммарное давление, действующее на бак, определяется по следующей формуле: р = т/г/гэ + Д/7изб, где я9 — эксплоатационный коэфициент перегрузки; Д/?изб.— избыточное давление в кг/'см2. Так как под действием данной нагрузки бак не должен получать остаточных деформаций, то прочность бака обеспечивается коэфициентом безопасности, равным 2, т. е. нагрузки, на которые рассчитывается бак, должны быть удвоены. Этому соответствует разрушающая нагрузка. Испытание бака на прочность производится по эксплоата-ционной нагрузке и на герметичность — давлением воздуха 25 0,25—0,35 кг/см2. При больших размерах нижней поверхности бака нагрузки, действующие на бак, получаются очень большими. Пример. Определить кагрузку, приходящуюся на днище плоского бака, если размеры днища 120x80 см, уровень топлива в баке 60 см, эксплоатационная перегрузка «э = 8, коэфициент безопасности равен 2 и избыточное давление Дризб -= 0,2 кг/см2. Решение. Суммарная нагрузка, приходящаяся на нижнюю стенку бака, будет Р-2р-Ркг, где F—площадь в см3. Подставляя вместо давления р значение его из только что приведенной формулы, получаем Р = 2-120-80 (0,00075-60-Я + 0,2) = 10752 кг. Как видно из данного примера, расчетная нагрузка на днище большого размера превышает 10 т. Под действием больших нагрузок плоские днища баков выгибаются, а так как их приклепывают к перегородкам, то возможны разрушения материала бака в местах присоединения днища к перегородкам. Прочность бака характеризуется способностью его противодействовать нагрузкам и обеспечивается внутренней силовой схемой, состоящей из ряда перегородок или профилей. Жесткость характеризуется деформацией элементов конструкции. Таким образом, и прочность и жесткость обеспечиваются перегородками, имеющимися в баке. В зависимости от формы бака нагрузка на перегородки и обечайку может передаваться по-разному. На рис. 11 показана схема «агружения бака с выпуклыми очертаниями поверхностей и с плоскими стенками. В баке с выпуклыми очертаниями стенки равномерно растягиваются, и за счет кривизны на перегородки передаются небольшие равномерно распределенные нагрузки. В баке с плоскими стенками наиболее нагруженная часть стремится выгнуться наружу. Материал растягивается от угла по стенкам, в резуль- Р и с. П. Схема нагружения бака: /__бак с выпуклыми поверхностями; 2 — бак с плоскими стенками 26 гате чего в углах концентрируется нагрузка. Поэтому желательно, чтобы баки имели выпуклые наружу очертания; это дает возможность несколько уменьшить их вес; радиусы перехода от вертикальных стенок к горизонтальным должны быть не меньше 30 мм. Вес бака будет тем меньше, чем больший объем приходится на единицу его поверхности. С этой точки зрения наиболее выгодной формой бака будет шар. При равных объемах поверхность куба больше поверхности шара на 25%. Поверхность плоского бака, у которого стороны основания больше его высоты в четыре раза, больше поверхности шара такого же объема в полтора раза. Баки, расположенные в отъемных частях крыльев, имеют небольшую высоту и значительные размеры основания, что приводит к увеличению веса и поражаемой площади самолета. Перегородки в баках устанавливаются таким образом, чтобы участки плоских стенок, на которые действуют большие нагрузки, имели незначительную поверхность, Кроме того, перегородки устанавливаются в тех местах, по которым проходят ленты крепления баков. Для увеличения жесткости баков применяют также рифтовку поверхностей. 2. Установка и снятие баков должны происходить без расстыковки частей самолета; на замену баков должно расходоваться минимальное время. Для удобства эксплоатации желательно не иметь большого количества малых баков на самолете. К бакам должен быть обеспечен доступ, для чего применяются специальные люки или легкосъемные силовые крышки. Вследствие того, что технология изготовления баков не может обеспечить большой точности габаритных размеров, между баками и частями самолета в месте крепления металлических баков должны быть зазоры не менее 8 мм. Крепление баков должно осуществляться на лентах, что облегчает работу бака и повышает вибростойкость. 3. Конструкция баков должна быть несложной, а материал допускать быстрый ремонт их в полевых условиях. Это требование выполняется применением сварных баков, допускающих пайку при ремонте. 4. Заправка системы топливом должна занимать немного времени. Для этого при большом количестве баков или их групп заливные горловины делают на нескольких баках или на группах с таким расчетом, чтобы заправку топлива можно было производить одновременно в разные группы. Расположение и система баков должны обеспечивать быстрое перетекание топлива при групповой заправке их. 5. На баке или группе баков на тяжелых самолетах, кроме обычного слива, должен быть установлен аварий- 27 ный слив топлива, обеспечивающий быстрый слип топлива в полете в случае необходимости. 6. Баки должны выдерживать вибрационные нагрузки в течение определенного времени, не давая трещин. Амплитуда колебания нагруженного бака выбирается в пределах 0,3—0,5 мм с частотой, соответствующей числу оборотов двигателя. 7. На баках должна быть установлена арматура для заливки и слива топлива, отстойники, штуцеры для забора топлива и дренажа и бензиномеры. 8. Баки должны быть покрыты протектором, предохраняющим от выливания топлива при пулевых пробоинах. § 5. КОНСТРУКЦИЯ И УСТАНОВКА БАКОВ Бак состоит из обечайки, двух днищ и ряда внутренних перегородок. Очертание бака зависит от расположения его на самолете. В качестве материала для баков применяют ду-ралюмин, марганцовисто-алюминиевые сплавы АМц, магниевый сплав — электрон, фибру, резину и даже картон. Из металлов для изготовления баков наибольшее распространение получил сплав АМц, который хорошо сваривается, допускает глубокую штамповку и выколотку, устойчив против коррозии и эластичен. Удлинение его при разрыве более 18— 20% и временное сопротивление разрыву равно 11—14 кг/мм*. Из картона изготовляются сбрасываемые подвесные баки, причем внутренняя сторона картона покрывается бензостой-кими лаками. Снаружи эти баки обклеиваются полотном на аэролаке. Картонные баки не могут продолжительное время находиться под воздействием топлива, и это является одним из их существенных недостатков. Толщина листового материала, из которого изготовляют металлические баки, находится в пределах 0,6—2 мм. Методы соединения отдельных элементов конструкции бака зависят от материала, из которого он изготовлен. Для соединения применяют пайку, клепку и сварку. Как уже указывалось, наиболее простыми в конструктивном отношении являются сварные баки, которые допускают возможность ремонта в полевых условиях. Соединение обечайки с днищем дуралюминовых баков сложно и громоздко. Для создания герметичности приходится применять двухрядные швы с прокладками. На рис. 12 показан шов дуралюминового бака с прокладкой из алюминие-ррй фольги, а на рис. 13 — стык листов обечайки и днища клепаного бака. В данном случае между обечайкой и днищем прокладывается прошеллаченный бумажный шнур диаметром 5 мм. 28 : ,.• •'...:,.. Недостатками клепаных баков являются плохая плотность соединения, вызывающая частую течь, и трудность ремонта. ,При ремонте дуралюминовых баков после пробоин нельзя применять пайку и надежную сварку. Приходится накладывать заплаты, что осложняет ремонт при закрытом баке. Сварные баки в значительной степени избавлены от указанных недостатков. Ремонт таких баков осуществляется газовой и электрической точечной или роликовой сваркой. Рис. 12. Шов дуралю-минового бака с прокладкой из алюминия Рис. 13. Стык листов обечайки и днища клепаного бака: / — листы обечайки: 2 — заклепки; 3 — шайбы; 4 — дш ше; 5 — шнур; 6 — место подколотки фланца под шайбу; 7 — рифт; 8 — спиленная шайба На рис. 14 показаны сварные швы и сварные соединения отдельных элементов бака до и после сварки, применяемые для баков из алюминиевых сплавов. При сварных швах для уничтожения термических напряжений в материале необходимо дать рифтовку. Кроме того, рифтовка делается в местах крепления лент с обеих сторон для удержания лент, на баке. •••—Ч- .-- v.-'Sr. • , 29 Сварные швы для изготовления обечаек для любой емкости баков -о \-15-20 ~^15'20^\ Шов после сварки Для баков небольшой емкости &-~ •»» » Ч Обечайка днищ^ .а Г Обрез обечайки Обечайка /Перегородка Рифтовка 1 Присоединение арматуры к бакам Для точеной Для литой давленой арматуры арматуры __ee__Z ^Г^^^^^Т^^ ?^?5?»» Ч» '*< / / ? < ТТГ1 3~~Е Рис. 14. Сварные швы и сварные соединения отдельных элементов бака до и после сварки Элементы баков из нержавеющей стали соединяют роликовой сваркой (рис. 15). На рис. 16 показаны типовые соединения паяных баков. Сварной бак из сплава АМц, представленный на рис. 17, состоит из обечайки, двух днищ и ряда перегородок с отбортованными отверстиями. В местах крепления лент видны рифтозки. Для предохранения протектора от воздействия топлива, проливаемого при заправке, в верхней части бака, у заливной горловины, имеется корыто со сливной тр,убкой. Штуцеры на 30 аш? Обечайка Дно Пересородка Г 7 Г J Рис. 15. Соединение элементов Рис. 16. Типовые соединения пая-баков из нержавеющей стали ных баков Рис. 17. Сварной бак кз сплава АМц баке предназначены для забора топлива, дренажа, установки бензиномера, слива и т. д. Бак крепится к самолету на лентах. Этот вид крепления нашел широкое применение в авиации, и жестких креплений теперь не применяют, так как под действием переменной нагрузки в местах крепления узлов или кронштейнов к баку появляются трещины. 31 Некоторые конструкторы стремились использовать силовую схему крыла в качестве резервуаров для топлива с целью уменьшения веса топливной системы. Одним из таких примеров является установка бака в виде работающего носка крыла (рис. 18). Сложным в данной конструкции является выполнение высоких требований к состоянию поверхности бака и формы его, чтобы не нарушить аэродинамику крыла. Крепление бака к лонжерону крыла в данном случае осуществлялось при помощи самоконтрящихся шурупов. Но использование дуралюминовых баков в качестве части силовой схемы самолета приводит к нарушению плотности соединений, так как при воздействии перменной аэродинамической и вибрационной нагрузок в баках появляются трещины. Рис. 18. Бак-носок крыла Примером использования баков в работе крыла являлся самолет с лонжероном, выполненным в виде трубы большого диаметра (рис. 19), центральная часть которого служит баком для топлива. Крыло самолета монококовой схемы (рис. 20) могло также быть использовано в качестве бака для топлива. В проекте реактивного самолета Фокке-Вульф крыло изготовлялось из шпона в виде отдельных герметических отсеков. В каждом крыле имелось шесть отсеков, в которых размещалось топливо для питания двигателя. Толщина материала у корня крыла равна 10 мм и у конца крыла 4 мм. Прр такой толщине обшивки прочность и плотность отсеков для топлива может быть вполне обеспечена. На рис. 21 показана схема этого крыла. В настоящее время баки для топлива делают независимыми от силовой схемы самолета, так как в противном случае резко уменьшается живучесть конструкции и герметичность баков не обеспечивается. Баки должны быть установлены на самолете вдали от двигателя и ограждены от «его противопожарной перегород- 32 Ж '•',' к, ,-j 01f' Р и[с. 19. Бак-лонжерон U((W ЙОП.'Н': ~ '-ч . ;ц >,•-:" ' 7 -\ \'-№м:. i *! I Г V I Л -: I Рис. 20. Крыло монококовой схемы ; •^ f! 'Ч^'ШТГН'?' ••^•••••1 3—484 ;.г '>. >!•• '!«.,'^(7?->- .»!{;••• 'ч:;г • мои-,*' «-J.J ; ,;..-jM ;»gtt ,Я'ШИ ,;*i-;t ;)•)- • • •'.!•'.",!М*крt. ;?м.- n'-nV'^J'; w-ii ,^33- Рис. 21. Топливные баки реактивного самолета Фокке-Вульф (проект)] кой. Расположение заливной горловины должно обеспечивать легкую заправку самолета. Крепление бака осуществляется на лентах, притягивающих бак к специальным профилям, ложементам, нервюрам, 4 .2 ::,?f шпангоутам или кронштейнам в зависимости от того, в каком месте самолета крепится бак. Так как подвеска бака должна быть эластичной, то между лентами и баком прокладываются ленты из резины, войлока или кожи, если на баке отсутствует протектор. При протек-тированных баках специальные прокладки между лентами не требуются. Крепление бака должно плотно удерживать бак от смещения в любую сторону, для чего используются специальные ленты или тросы с тендерами. На рис. 22 показано крепление бака на лентах к специальным ложементам. Бак прижимается к ложементам лентами, под которыми прокладывается кожа или войлок. 34 Рис. 22. Крепление бака на лентах: / — профиль с кронштейнами; 2 - лента; 3 — соединение концов ленты; 4—бак J^ К „ 1г- 1 ,,, «, .Jig • ------ r-tfi — ft — m — ttr— ^=^a ^~. k ;:* ''• -. . ' , I, ' • •:•;.>•"• .- ': ' *.', •:''': ' ••• ! t'.'-i Рис. 23. Типовые соединения концов лент ..., ' Т/- . 1 • -:•-,•/,;• / '.Л' На рис. 23 даны типовые соединения концов лент. Ленты выполняются из дуралюмина, стали и хлопчатобумажной ткани. На рис. 24 показано крепление фибрового бака хлопчатобумажными лентами. '( Фибровые баки - -:^,, ,- v В целях экономии металла для изготовления баков применяют фибру. Фибровые баки получаются более легкими, так как удельный вес фибры находится в пределах 1,33— 1,4 г/см3. Временное сопротивление фибры: при растяжении вдоль листа ;-гг 1000 кг/см2, поперек листа ^600 кг/см2, толщина применяемого для баков материала 1—2 мм. Соединения отдельных частей бака, обечайки с днищами и др. осуществляются склейкой «на ус». Внутренние перегородки соединяются с профилями заклепками и пистонами. Для крепления арматуры к бакам используются фибровые переход- 3* <*••<;MWO'P м>;Д ';i;>il ;г •ч -, г> 35 Сечение по А А -;••!: Ри'сЛ24. Крепление фибрового бака хлопчатобумажными лентами Разрез по А А ."ЛЧ1 Сечение по Вд , •. , з ,..л • • • i Y r\ 'i >f n сечение по СС I и! I ' J Л({-:* ж «"•'.-'.''.'.и' :•'>.'••;• ';K! f - |j ' Ijl J 'It ' i H ! ! u-j tl' 1 1 1 I i CN> ! , ' * 1 1 1 l| V S i __ L 'l Ф f ^ _ _ _ J uijt .. Угольник дренажного Разрез по UHfl отверстия Установка датчика бензиномера \ X Рис. 29. Чертеж мягкого бака с кре 4Й Г . (' , . Разрез по АбВГ (повернуто) ШШЦИ'М .1 Разрез по РР Топливо pL. ., Я|"Рьтьеоого бака ;'.,' ,?! \\<\ it ч/! i> .. И^< Разрез по MHO ,.,'•' ; Установка насоса •" ' •, •fli'M-jt iu>: •H^r ;.:о)глл Разрез по ЕЖЗ Установка заливной горловин* Разрез по СС крепление бона к панели Прокладка резина S=15 1 • • > -, 1 т .11 * • • т ч ----- i * •'.,<.,* $•$ И > i t ч ч* L •'•:•-'/'", '(^ij^ifyty .—— плением начнем различных агрегатов Полотняная лента Г:''' Г V' ',.- т,^; , ->" •.> :.:,:^ 41 Рис. 30. Стандартная заливная горловина, привариваемая к баку •.•U;/-.. :-.....'.'. Отстойники '.•*'' Чтобы во всасывающую магистраль не попадало загрязненное топливо, в нижней точке бака или системы устраивают специальные отстойники, в которых оседает влага, содержащаяся в растворенном состоянии в топливе. Кроме того, влага может попадать в баки при заправке и из атмосферы через дренажные трубки. При небрежной эксплоатации в топливо могут также попадать механические примеси. Следовательно, объем отстойника должен обеспечить сбор влаги и механических примесей при стоянке самолета на земле. Перед полетом из отстойников должен сливаться отстой для предохранения системы от попадания в нее загрязнений и воды. Объем отстойника долж,ен быть рассчитан так, чтобы он составлял 14% от объема баков или одного бака «* „^-fi WOTCI = 0,0025 Г, где W—объам бака (или нескольких баков, если имеется общий отстойник для них) в л. . ч>и- Отстойник приклепывается, приваривается или выколачивается в нижней части бака в месте забора топлива. В нижней части отстойника имеется сливной кран. Заборная трубка должна своим обрезом проходить несколько выше отстойника. На рис. 31 показан отстойник в баке со сливным краном. В растворенном состоянии воды в бензине может содержаться около 0,025%, «о отстойник должен быть значительно боль- 42 • - . '. • • ' '| : ' ,W^-nv^,4 ,-,,,,,. .:,..\ " л 'Ч шЫ uri'\I? -. . '*' 7i: ••'>'.', "). МК:;;П В магистраль ) ,.;. t Рис. 31. Отстойник в баке со сливным краном: 1 — бак; 2 — отстойник; 3 — сливной кран 'Х-::«'-:'?{;{'. г'-;'H4'i*- /.> /iirfi^iiT..)-» : IFOTCT = 0,0025-700=: 1,75 л. :sHJ^:-:-oti vi mrte. vl\ Этот объем обеспечит собирание влаги, выпадающей из бензина и попадающей в бак при заправке и из дренажной магистрали. 43 V '" §6. ПОДВЕСНЫЕ БАКИ Часто для обеспечения большой дальности полета к самолету снаружи подвешивают дополнительные баки. Подвесные баки бывают сбрасываемые и несбрасываемые. Сбрасываемые подвесные баки после израсходования из них топлива сбрасываются так же, как и авиационные бомбы с замков бомбодержателей, на которые они подвешиваются. Питание из подвесных баков осуществляется включением трубопроводов от этих баков в общую систему питания двигателя топливом через перекрывной или многоходовой кран. Так как подвесные баки, подвешиваемые под крыльями или под фюзеляжем, расположены ниже насоса, то система питания находится под разрежением. Насос должен засосать топливо из баков и создать разрежение для преодоления гидравлических сопротивлений всасывающей магистрали. Часто в результате различных гидравлических сопротивлений и вибрационных нагрузок, которым подвергаются подвесные баки, выработка топлива из разных подвесных баков получается неравномерной. :!.;-: „ ; :;' Обычно для забора топлива из подвесных баков применяется схема, изображенная на рис. 32. После сбрасывания баков трубки забора топлива остаются на самолете. Такая система чрезвычайно проста и исключает подсасывание воздуха. Недостатками этой системы являются: 1) отсутствие контроля за расходом топлива; 2) необходимость переключения питания на основную систему перед сбрасыванием баков и при выработке топлива из подвесных баков; 3) невозможность обеспечить равномерную выработку топлива из разных подвесных баков. От этих недостатков в значительной степени избавлены баки, в которых размещаются насосы, и подача топлива от подвесных баков осуществляется принудительно. Насосы обычно устанавливаются на несбрасываемых баках. В некоторых случаях соединение с подвесными баками пытались осуществить таким образом, чтобы при сбрасывании их не увеличивалось аэродинамическое сопротивление самолета из-за остающихся в потоке трубок. При этом наиболее сложным является вопрос создания легкоразъемного герметичного соединения, исключающего подсасывание воздуха. Проще разрешается вопрос питания из сбрасываемого бака вводом в подвесной бак трубки топливной системы самолета; после сбрасывания бака трубка остается на самолете. Такое соединение показано на рис. 33, причем желательно, чтобы при сбрасывании бака магистраль прерывалась автоматически. 'Довольно часто на современных самолетах питание из подвесных баков осуществляется за счет повышенного давле- 44 -» '•••» i ^ ,.-t Рис. 32. Схема забора топлива из подвесных баков: 1 — насос; 2 — фильтр; 3 — кран . Sv Рис. 33. Соединение топливной системы с подвесным баком ния, создаваемого в них. В этом случае в герметически закрытый сбрасываемый бак подается воздух, забираемый после нагнетателя через редуктор. За счет повышенного давления над свободной поверхностью топлива обеспечивается подача его в топливную магистраль самолета. Иногда повышенное давление в сбрасываемых баках создают за счет использования скоростного напора, выводя дренажную трубку в зону Рис. 34. Самолет с подвесными сбра- повышенного давления. сываемыми баками на крыльях ; Подвесные оаки изго- товляют из различных материалов: алюминиевых сплавов, фанеры, картона и др. На рис. 34 показана подвеска сбрасываемых баков на концах крыльев реактивного самолета. На рис. 35 показан бак, который подвешивается под фюзеляжем самолета на замках бомбодержателей. Обтекаемая форма сбрасываемого бака уменьшает лобовое сопротивление самолета. Бак удобообтекаемой формы показан на рис. 36. Такой бак изготовляется из фанеры или алюминиевого сплава. § 7. ОЧИСТКА ТОПЛИВА. ФИЛЬТРЫ Топливо в системе очищается многократно. В заливной горловине бака устанавливается сетка, предохраняющая от попадания в него загрязнений. Перед топливным насосом обя- 46 Рис. 35. Подвесной бак Рис. 35. Сбрасываемый бак удобообтекаемой формы зательно устанавливаются первичные фильтры, так как в баках, несмотря на многократную промывку их, при изготовлении может оставаться мелкая стружка, которая вымывается в трубопровод. В карбюраторах ставятся вторичные фильтры. Иногда перед топливным насосом устанавливают дополнительные сетки, так как топливо может загрязняться при недостаточно тщательном монтаже соединений и при ввертывании в штуцеры, изготовленные из алюминиевых сплавов и стальной арматуры. Фильтры изготовляются двух типов: сетчатые, имеющие наибольшее распространение, и пластинчатые. К фильтрам предъявляются требования надежной очистки топлива от механических примесей и загрязнений и хорошее отделение воды. Пластинчатые фильтры отделяют воду лучше, чем сетчатые, так как поверхностное натяжение воды втрое больше натяжения топлив, и вода при наличии топлива не может пройти через небольшие зазоры (0,15—0,1 мм) между 47 пластинками. Фильтр должен быть снабжен отстойником для воды объемом, равным 0,1 Worcr бензиновых баков. При отсутствии в баках отстойника последний должен быть установлен в фильтре. Объем отстойника определяется по формуле W_T = 0,0025 W. отст К фильтрам должен быть обеспечен хороший доступ, чтобы очистка сетки осуществлялась без снятия их. Слив отстоя из фильтра не должен попадать в самолет, для чего в некоторых системах трубку слива отстоя из отстойника бензофильтра выводят наружу. Фильтр на линии всасывающей магистрали насоса желательно устанавливать в наиболее низкой точке системы; его гидравлическое сопротивление должно быть невелико. Корпус фильтра выполняют из алю-..... •, .- , миниевого сплава- На рис. 37 пока- зан стандартный сетчатый фильтр, состоящий из корпуса 1, сетки 2, крышки 3 и сливного краника 4-Сетка припаивается оловом к трубке с отверстиями. Сетка стандартного фильтра выполняется из латунной проволоки диаметром 0,14 мм и имеет не менее 500 отверстий на 1 см2. В нижней части фильтра помещается отстойник. Площадь фильтра может быть распределена из следующей зависимости: 3,6 Л = _ CeNe Т Уф СМ2. ?>. Р и с. 37« Стандартный сетча- '• 1'^ тый фильтр: / — корпус; 2 — сетка; 3 — крышка; 4 — сливной краник 'Г 48 где v^ — скорость бензина в фильтре; для первичных филь^. тров г>ф =0,45—0,6 см/сек; для вторичных фильтров ";•'. ^ф =3;5—4,2 см!сек\ "{ Ne — мощность двигателя в л. с.\ Се — удельный расход топлива в кг/л. с- ч.у 7 — удельный вес топлива в 111 кг/л. Вторичные фильтры имеют более редкую сетку: 20 ниток на 1 еж с а; толщиной проволок 0,2—0,25 мм. u л t Ч «;•-;;..'•) •.'•« •.j.",.1 •-,.i .ш»; )'•?'$ ti.« сн<;; >i • .; ».-.(;..>'.•? На рис. 38 показана конструкция сетчатого фильтра, в котором сетка удерживается пружиной. "'Тщательное наблюдение за фильтрами имеет большое значение для надежной работы топливной системы. Засорение фильтра приводит к резкому увеличению сопротивления на К ручному насосу Слив отстоя Рис. 38. Сетчатый фильтр с-пружиной ц .. . линии всасывания насоса, что ухудшает подачу топлива, приводит к перебоям в работе насоса и может вызвать остановку двигателя. .-• -ы^ • Даже незначительное засорение фильтра резко снижает высотность топливной системы. При засоренном фильтре двигатель запускается плохо или совсем не запускается. § 8. ТРУБОПРОВОДЫ ДДЯ ТОПЛИВА И ИХ СОЕДИНЕНИЯ Трубопроводы и их 'соединения должны удовлетворять ряду требований, из которых наиболее существенными являются: достаточная прочность и вибростойкость как труб, так и соединений при небольшом весе их, герметичность соединений, простота сборки и разборки соединений и замены трубопровода. В местах, подверженных вибрационным нагрузкам, должны быть проложены гибкие шланги для предохранения труб от появления трещин. Материал труб должен 4-484 49 быть устойчивым против коррозии. Трубопровод должен обеспечивать небольшое гидравлическое сопротивление, что имеет особенно важное значение при полетах на больших высотах. Трубопроводы топливной системы окрашиваются в желтый цвет. Трубопроводы изготовляются из стали, дуралюмина и меди. Наибольшее распространение получили дуралюминовые трубы как самые легкие. За последние годы широко применяются гибкие шланги, обладающие рядом преимуществ, несмотря на их большой вес. Металлические трубы недостаточно эластичны, что при большой их длине приводит к трещинам, возникающим в рг-зультате вибраций; дуралюминовые трубы легко подвергаются коррозии. Поэтому широкое применение получили гибкие шланги, не имеющие указанных недостатков. Гибкие шланги изготовляются из слоев хлопчатобумажной ткани, целлофана и резины. Ткань пропитывают бензостойкими лаками. Для увеличения прочности наружная и внутренняя поверхности шланга обвиваются проволокой. Некоторые заграничные фирмы изготовляют гибкие шланги из синтетической резины, но они слишком тяжелы. Гибкие шланги легко изгибаются, что очень важно для монтажа. Недостатком гибких шлангов является большой вес, значительное гидравлическое сопротивление, а также то, что для каждого конца шланга должен быть заготовлен наконечник. Для крепления наконечников применяют обжатие металлической трубкой, что несложно в производстве и обеспечивает плотное соединение наконечника с гибким шлангом. Скорость движения топлива в трубопроводах v — 0,5— 0,7 м/сск. При больших скоростях во всасывающей магистрали возрастают гидравлические потери и ухудшается ра бота насоса, особенно в высотных полетах. Скорость топлива в гибких шлангах не должна превышать 0,3—0,4 м/сек. Секундный расход топлива определяется в зависимости от CeNe: W/ __ Се Ne ru^lrPK ^сек ~ ' 3600 • 7 ' ' сек kg /Vg - 2 Сечение бензопровода /^сек ___—g ' -е _ /• J/fa —— --------------------- r>,-/M-V VJU, « — v ЗЫК)-?-*; Внутренний диаметр труб годы широкое внедрение его в авиации. Г. Соединение дюрито-выми шлангами Для обеспечения эластичности соединения применяют дю-ритовые шланги (рис. 45). Это соединение состоит из отрезка дюритового шланга 4, внутри которого помещается втулка 2. В соединении может применяться штуцер 1 любого вида, Рис. 44. Соединение с развальцев- в зависимости от места присоской труб: динения трубопровода, но при /-штуцер; 2-накидная гайка; 3-ниппель соеДИНбНИИ ДВуХ Трубок М6Ж- ду собой этот штуцер может и отсутствовать. Дюритовый шланг притягивается к трубке двумя хомутиками 3. Концы трубок при соединении маслом не смазываются, так как при этом плотность соединения нарушается. На рис. 46 показано соединение трубопроводов и на рис. 47 — соединение трубки с угольником. На рис. 48 показан хомутик для дюритового соединения трубопроводов. Хомут состоит из ленты /, обхватывающей гибкий шланг, накладки 2 хомута и стяжного болта 3. На рис. 49 отдельно изображена лента хомута, а на рис. 50 — накладка хомута. При ввертывании болта в гайку накладки 2 (см. рис. 48) хомут затягивается. Накладка хомута надевается на конец ленты, загнутой в виде крючка. Д. Соединение типа Виккерс flo отношению к описанным выше соединениям соединение типа Виккерс (рис. 51) является промежуточным. Деталями его являются штуцер /, нажимное кольцо 2, опорное кольцо 3 и накидная гайка 4. В этом соединении развальцованные трубки зажимаются между опорным кольцом, нажимным и штуцером. Соединение типа Виккерс сложнее соединения с развальцовкой труб и поэтому у нас почти не применяется. Е. Соединение гибких шлангов Гибкие шланги соединяются обычно арматурой AM, ниппельной или с развальцовкой труб, для чего в шланги встав- 54 /f (Л ____/* / / Y//\ 1 ,'.' ' ' '---Г-П I/ ..... f /^(Л/ХХ//Х^-^^^^^^^^ P и с. 45. Соединение трубки со штуцером дюрито- выми шлангами: 1 — штуцер; 2 — вгулкл; 3 - хомутик; 4 — дюритовый шланг Е^х'х^'х'^^ •^-i.\Nf < < << % Р и с. 46. Соединение трубопроводов Рис. 47. Соединение трубки с угольником 5г> i Рис. 48. Хомутик для дюритового соединения: J — лента хомута; 2 — накладка; 3 — стяжной болт Ж Рис. 49. Лента хомута п\ Рис. 50. Накладка хомута Рис. 51. Соединение типа Виккерс: 1 — штуцер; 2 — нажимное кольцо; 3 — опорное кольцо; 4—нгкидная гайка .56 Рис. 52. Заделка конца гибкого шланга: 1 — кольцо-фиксатор; 2 — фиксированная гайка ляют специальный наконечник с волнистой наружной поверхностью (рис. 52). Снаружи, по волнам, гибкий шланг прижимается к наконечнику трубкой. На рис. 53 приведены другие соединения гибких шлангов. Рис. 53. Соединения гибких шлангов § 9. КРАНЫ Краны, применяемые в системах бензопроводки, должны быть легкими в управлении, не давать течи; они бывают проходные или двухходовые, перекрывающие и открывающие магистраль. Проходные или двухходовые краны употребляются как пожарные и для обеспечения независимого питания топливом двигателя от отдельных групп при наличии нескольких баков на самолете. Кроме двухходовых кранов, могут применяться трехходовые и многоходовые, при объединении магистралей питания от нескольких баков в одну до фильтра. Краны должны быть быстродействующими, т. е. на перевод их нз одного положения в другое должно затрачиваться минимальное время. Из-за большого удаления кранов от кабины управление ими осуществляется дистанционное: жесткими тягами, полужестким или пневматическим. Более надежно управление кранами при помощи жесткой передачи. На управлении кранами должны быть указатели его положения. При жестком управлении указателем положения крана является табличка под ручкой управления. На ручке укрепляется,стрелка, указывающая, из каких баков происходит питание. Электросигнализация при пневмоуправлении осуществляется лампочками. Пневмоуправление с электросигнализацией сложнее механического, и переключение кранов требует определенного давления В' пневмосистеме самолета. Несмотря ка быстроту дей- г 7 о/ ствия пневмоуправления кранами, указанные недостатки ограничивают массовое их применение. Краны бывают пробковые, игольчатые, дисковые, клапанные и др. Пробковый кран Пробковый кран состоит из корпуса, пробки, притертой к внутренней конической поверхности корпуса, и пружины. На рис. 54 показаны пробковый трехходовой кран и схема четырех положений крана при последовательном повороте его на 90°. Топливо поступает в кран через боковые штуцеры и выходит снизу. Четвертое положение соответствует закрытию доступа топлива в магистраль. В некоторых схемах питания топливом пожарного крана не ставят, а в случаях пожара или вынужденной посадки доступ топлива к двигателю закрывают многоходовым краном. Несмотря на простоту конструкции и сравнительно небольшое гидравлическое сопротивление, пробковые краны применяются редко вследствие частой течи и заеданий. Проходной четвертьоборот-ный кран AM Этот край! состоит из ду-ралюминового корпуса, вала с эксцентриком и кулисы (рис. 55). При повороте ручки крана на четверть оборота эксцентрик прижимает кулису к правому или левому буртику внутри корпуса. Прижатие кулисы к левому буртику перекрывает доступ топлива. В открытом подо-жении топливо проходит между кулисой и зазорами в корпусе в левую часть крана. Однако достаточная герметичность 58 Рис 54. Пробковый трехходовой кран жШ311Ьа_ ^Д.'|Д| \ •*. Л \ ^^^^^^^^^ Я'-. ^ \ -YJV Ш?ё S Рис. 55. Проходной четвертьоборотный кран AM крана не обеспечивается из-за возможности протекания топлива между кулисой и буртиками. Игольчатый кран и сливная пробка Игольчатый кран состоит из корпуса, штока, запирающего нижним конусом доступ топлива, штуцера, по резьбе которого перемещается шток, и ручки для поворота крана. В игольчатых кранах для малых сечений ручка контрится при помощи булавки на корпусе. Такого типа краны применяются только для слива топлива. Слиз-ной кран с диаметром отверстия для прохода топлива до 16 мм показан на рис. 56. При диаметрах отверстий для слива от 20 до 40 мм применяются сливные пробки, аналогичные изображенной на рис. 57. Сливная пробка состоит из штуцера/и корпуса .?, на котором укреплен клапан 3 из бензостойкой резины. При отворачивании корпуса пробки клапан отходит от буртика штуцеру, к которому он был прижат, р освобождает выход Р и с. 56. Сливной кран с диаметром отверстия для прохода топлива до : •< 16 мм 59 для топлива. Штуцер пробки приваривается к бакам. Штуцеры изготовляются также ввертные, навертные и т. д. **:W5s Рис. 57. Сливная пробка: | / — штуцер; 2 — корпус; 3 — клапан На.рис- 58 показан кран ЦАГИ, в котором благодаря мно-гозаходной резьбе за четверть оборота достигаются крайние положения. Конструкция крана ясна из чертежа. Кран имеет хорошее уплотнение и надежен в работе. . : Рис. 58. Игольчатый кран ЦАГИ Рис. 59. Дисковый кран Краны дисковые, золотниковые и др. Большое распространение получили краны золотникового типа и дисковые. На рис. 59 изображен дисковый кран, состоящий из корпуса и диска, вращающегося от што.ка. Диск притерт к повер-хирсти4 к|эана 'и имеет ряд отверстий. В кор- пусе крана также имеются отверстия, к которым присоединены штуцеры отвода топлива к магистрали. При разных положениях диска те и другие отверстия диска совпадают с отверстиями корпуса крана, и таким обра- Р и с. 60. Кран золотникового типа зом обеспечивается питание из нескольких баков в различных комбинациях. На рис. 60 показан золотниковый кран, аналогичный дисковому, но требующий обработки меньшей поверхности, чем дисковый, поэтому он легче и проще в производстве. На рис. 61 изображена схема крана, управляемого сжатым воздухом. Воздух подводится в герметически закрытую полость над мембраной, которая, отжимаясь, закрывает кран. При выпуске воздуха мембрана поднимается кверху, открывая кран. Имеются также более сложные конструкции кранов с пневмо-управлением, в которых открытие и закрытие производится сжатым воздухом, а специальные замки фиксируют краны в крайних положениях. На рис. 62 показана конструкция крана с пневматическим управлением и электрической Рис. 61. Схема крана с пневматическим управлением 61 Рис. 62. Бензиновый кран с пневматическим управлением и электрической сигнализацией положения: / — клапанная головка; 2 — хлорвиниловая прокладка; 3 — поршень; 4 — шаровое соединение; 5 — цилиндрическая гильза; 6 — поршень-замок; 7 — пру -жяиа; 8 — шарики; 9 — канавка; 10 к 11 — штуцеры; 12 — гофрированный цилиндр; 13 — шайба; 14 — пружина; 15 — шарики; 16 — канал; 17— электрическая панель; 18 — шток 62 сигнализацией положения. Кран имеет два положения — открытое и закрытое, в зависимости от положения головки 1. В впущенном положении клапанная головка при помощи хлорвиниловой прокладки 2 плотно перекрывает седло клапана и прекращает проток бензина через кран. Открытие и закрытие клапана производится поршнем 3, шток которого соединен с головкой при помощи шарового соединения 4. Поршень перемещается в цилиндрической гильзе 5. В эту же гильзу помещены два поршня-замка 6, на которые нажимают пружины 7. В стенках поршня 3 имеется два ряда отверстий с находящимися в них шариками 8. Шарики при помощи распорной части поршня 6 могут быть вытеснены в кольца канавки Я имеющиеся в верхней и нижней частях гильзы. Распорная часть поршня 6* под действием пружины входит в полость между шариками, распирает их и запирает поршень 3 в соответствующем (закрытом или открытом) положении. На рис. 62 кран изображен в открытом положении. Для закрытия крана воздух под давлением подается в канал через штуцер Ю, откуда он поступает в кольцевое пространство» между поршнями 3 и 6 и стремится их переместить. Поршень 3 начинает перемещаться только тогда, когда поршень 6 поднимется и даст возможность шарикам выйти из кольцевой проточки гильзы. После этого поршень 3 под давлением воздуха перемещается вниз до тех пор, пока нижние шарики не попадут в нижнюю проточку в гильзе, при этом запорная часть поршня 6 войдет в пространство между ними и запрет кран в нижнем положении. Для открытия крана воздух подается в штуцер 11. В кране имеется гофрированный цилиндр 12, ограждающий полость бензина от попадания в нее воздуха. Для гидравлического управления краном предусмотрены каналы 16 с шариковым распределением. В верхней части крана имеется электрическая панель 17, контакты которой замыкаются под действием штока 18. Кроме описанных кранов, в настоящее время начинают применять* электромагнитные краны, дистанционное управление которыми осуществляется довольно просто.. 63 Рис. 63. Схема эл-ek'fромагнитного кранас 1 — переключатель; 2 — соленоид; 3 — аккумулятор На рис. 63 показана принципиальная схема электромагнитного крана. В закрытом положении клапан прижимается к гнезду пружиной. Для открытия крана электрическая цепь замыкается переключателем 1, соленоид 2 под действием тока втягивает сердечник, являющийся штоком клапана, и клапан открывается. В данном случае из кабины до крана прокладывается электропроводка, что значительно проще механического управления при большом удалении крана от кабины летчика. Обратные клапаны Во многих системах еместо включения большого количества кранов для предотвращения от перетекания топлива из бака в бак устанавливают обратные клапаны (рис. 64). При повреждении одного из баков обратный клапан отсекает магистраль • поврежденного бака и предохраняет другие баки от потери топлива. Обратные клапаны бывают шарико- ^Обратный клапан Рис. 64. Установка обратного клапана вые, дисковые и с заслонками, но ко всем предъявляются общие требования герметичности и небольшого гидравлического сопротивления. Наибольшее распространение получили обратные клапаны дискового вида. Под напором топлива шайба, перекрывающая клапан, отходит, и топливо поступает в магистраль. При -падении давления шайба садится на гнездо и прекращает доступ топлива в магистраль. Иногда установка обратных клапанов мешает общей заправке всей системы. В этом случае заправка системы производится независимо или в каждый бак, или в группы баков. С4 § 10. РУЧНЫЕ НАСОСЫ На некоторых самолетах, когда бензиновый насос не обеспечивает засасывания топлива, в систему включается дополнительный ручной насос, заполняющий трубопроводы и создающий давление перед основным топливным насосом. Всасывание Нагнетание На заливку Из фильтра Рис. 65. Схема ручного насоса: 1 — корпус клапанов нагнетания; 2 — корпус клапанов всасывания; 3—крыльчатка Эти насосы приводятся в действие летчиком при запуске двигателя. На рис. 65 показана схема ручного насоса. В корпусе этого насоса имеется неподвижный золотник с клапанами. Рукоятка сидит на оси, на которой имеется подвижной золотник. При качании рукояткой в насосе образуется 5-484 65 разрежение, благодаря которому открывается нижний клапан неподвижного золотника; в это время соответствующий верхний клапан закрыт. Так происходит засасывание топлива. При обратном ходе открытие и закрытие клапанов происходит в обратном порядке; при этом топливо выталкивается из насоса в магистраль. Иногда ручные насосы объединяют в общие агрегаты с фильтрами и пожарными кранами. На рис. 66 показан объединенный агрегат: бензофильтр, пожарный кран и мембранный насос. При качании рычага мембрана, перемещаясь ка 15 мм вверх, создает разрежение и забирает топливо из фильтра через всасывающий клапан, имеющий ход 4 мм, в полость насоса. Следующее качание рукоятки опускает мембрану, всасывающий клапан садится на место и открывается нагнетающий клапан, из которого под давлением в 1,15 /сг/сж2 топливо подается к двигателю. Пожарный кран вмонтирован иа пути до фильтра. Описанный агрегат устанавливался на самолете Me-109. Принципиальная схема питания двигателя самолета Me-109 топливом изображена на рис. 67. Так как топливо забирается из верхней части топливного бака, пришлось установить ручной топливный насос для заполнения системы при запуске двигателя. После запуска работает моторный насос, топливо к которому подается из передней горловины бака. Кроме ручных насосов, в системах питания двигателя- топливом применяются дополнительные насосы, насосы подкачки топлива и др., описание которых будет дано в § 16 — «Высотность топливных систем». § 11. АВАРИЙНЫЙ СЛИВ ТОПЛИВА Аварийный слив топлива из баков или из системы применяется в случае необходимости облегчения условий вынужденных посадок. Аварийный слив топлива должен осуществляться в минимальный срок, в зависимости от летно-поса-дочных свойств самолета, не превышая 3 минут. Нельзя признать удачным слив топлива из баков кранами аварийного слива, через которые истечение происходит под напором столба жидкости. По мере снижения уровня топлива скорость истечения падает по зависимости: v = v.V2gfT, где h—уровень топлива в баке; {J. — коэфициент истечения, равный примерно 0,4. При быстром истечении топлива и небольших диаметрах дренажной магистрали за счет сопротивления дренажных тру- 66 Рис. 66 Объединенный агрегат — бензофильтр, по жярнь'й кран и мембранный насос: 1 — ручной бензонасос: 2 — об{а'1ный клапан; 3 — пластинчатый фильтр; 4— перекрыв- ной бензокран 67 Рис. 67. Схема питания двигателя топливом на самолете Me-109: / — агр:-гат: фильтр—кран; 2 — заливной б. чок; 3 — бак; 4— заливная горловина; _>_—слив перелитого топлива и дрен ж; 6—объединенный агрегат: фильтр, ручной мембранный насос и пожарный кран бок давление в баках может упасть, что приводит к уменьшению скорости истечения. С целью ускорения слива увеличивают сечения для входа воздуха в баки установкой дренажных кранов, открывание которых производится одновременно с краном аварийного слива. ; Для ускорения аварийного слива на некоторых самолетах осуществлен подвод воздуха в баки под давлением, при этом дренажные краны должны быть герметичны. Диаметр крана аварийного слива не должен быть меньше 65 мм. На многих самолетах аварийный слив осуществляется открытием клапанов, расположенных в нижней части баков. Для увеличения скорости истечения топлива при аварийном сливе иногда в бак подается воздух под давлением через специальный клапан, открывающийся одновременно с нижним клапаном аварийного слива. На некоторых самолетах аварийный слив осуществлен из верхней части бака. Топливо под давлением воздуха от нагнетателей выбрасывается в трубу большого диаметра через, верхнюю часть бака. Вывод из верхней части бака предохраняет от вытекания топлива из-за неплотностей в кране аварийного слива, что имеет место при расположении сливных кранов снизу. На рис. 68 показана схема аварийного слива топлива на самолете Ю-88, где трубопровод выведен в хвостовую часть фюзеляжа, что исключает попадание топлива на поверхность самолета. Кран имеет резиновую мембрану» закрывающую трубопровод. Освобождение мембраны и открывание воздушного крана осуществляется электромагнитами, при включении которых мембрана выбрасывается наружу вместе с топливом. Следует, однако, отметить, что неплотности трубы, проходящей по фюзеляжу, могут привести к пожарам во время аварийного слива. § 12. ДРЕНАЖ Дренажная система играет большую роль в работоспособности топливной системы. Неправильно выведенная в атмосферу дренажная трубка может привести к нарушению подачи топлива. Сообщение бака с атмосферой должно быть осуществлено таким образом, чтобы в баке при вырабатывании топлива не создавалось разрежения. В зависимости от места, куда выводится дренажная трубка и под каким углом она направлена к набегающему потоку воздуха, могут быть получены разные давления в баках.'' Давление в баках может быть повышено за счет использования скоростного напора. Если коэфициент потерь напора дренажной магистрали 69* ч о JO _^ис. 68. Схема аварийного слива топлива на самолете Ю-88: / — кран для воздуха; 2 — кран аварийного слива; 3 — магистраль для слива; 4— дренаж; А — воздухопровод от шгнетатела обозначить через С, то давление, которое может быть использовано, равно: Ар - (1—С) ^ KZJM\ где Р — плотность воздуха в кгсект/м*', V— скорость полета >в м/сек. Пример. Определим, какое давление может быть получено в баках при использовании скоростного напора для следующих условий: Скорость полета........V = 720 км/час (200 м/сек) Высота полета.........//=5000 м Коэфициент потерь напора . . . С = 0,3 Решение. По стандартной атмосфере для Н == 5 000 м р = 0,0751; избыточное давление в баке 4 - в О - О -2-- - (1 - 0,3) ™™ж_ = 1050 «ф, или Др = 0,105 кг/см2. Как видно из данного примера, на скорости 720 км/час давление в баке может быть повышено на 0,1 ат. При больших скоростях можно еще более повысить давление. Так на скорости 900 км/час давление в баке за счет скоростного напора может быть повышено на 0,17 кг/см2, а при лучшем использовании скоростного напора еще больше. На самолете с большим количеством баков необходимо устанавливать общие коллекторы дренажа для выравнивания давления в баках. Неодинаковые давления в баках за счет дренажных магистралей могут привести к неравномерной выработке топлива из разных баков. На некоторых самолетах из-за недостаточных сечений дренажных трубок, размещения их в зоне разрежения и вследствие обмерзания трубок имело место сплющивание баков. Рассмотрим, к чему может привести неправильно выведенный в зону разрежения дренаж и что происходит с баками и топливной системой в случае замерзания воды в дренажной трубке. Разрежение с внешней стороны самолета в местах большой кривизны поверхностей может быть значительным. При выводе дренажа в зону разрежения происходит следующее На больших скоростях полета в баках создается сильное разрежение, и топливная система начинает работать так же. как в условиях высотного полета, даже в том случае, если высота полета и невелика. Давление на входе в насос падает, что может привести к интенсивному выделению паров и воздуха из топлива и к перебоям в работе двигателя. Высотность топливной системы в этом -случае резко снижается. 71 Если дренажная магистраль смята или в ней замерзла вода (в результате невнимательного ухода за дренажной системой], то по мере вырабатывания из бака топлива давление в баке падает. Это может привести не только к нарушению работы топливной системы, но и к повреждению баков. Пусть температура топлива в баках 10° Ц, тогда упругость паров (см. рис. 77) равна 100 мм рт. ст. Следовательно, в баке при вырабатывании топлива происходит насыщение свободного пространства парами с давлением 100 мм рт. ст. При полете самолета на уровне земли наружное давление-равно 760 мм рт. ст. Перепад давления, получаемый в этом случае А/? =760— Рис. 69. Схема расположения _ 100 ----- 660 ММ- рт. СТ., ИЛИ дренажной трубки в фюзеляже г\ г\ / о т-т v HJ v 0,9 кг!см*. При площади стенки бака в 1 ж2 на бак с внешней стороны действует сила в' 9 000 кг. Ясно, что такая нагрузка может сильно деформировать бак, если до этого момента не; остановился двигатель из-за прекращения подачи топлива. На дренажных трубках в местах перегибов в нижних точках должны быть установлены отстойники, из которых перед полетом сливается конденсат или топливо, попавшее в трубки при заполнении системы. Особое внимание должно быть обращено на конструкцию прямых и обратных предохранительных клапанов при выключении дренажа и заполнении баков инертными газами. Обратные предохранительные клапаны должны быть сблокированы с краном дренажа таким образом, чтобы при падении давления в системе автоматически открывался дренажный кран. , . Мерой, предохраняющей систему от выливания топлива через дренажные трубки, является особый монтаж их на самолете. На рис. 69 показана схема расположения дренажной трубки, предохраняющая топливо от выливания. Для выравнивания давлений в баках сообщение системы с атмосферой иногда осуществляют из одного бака, с воздушным пространством которого сообщают остальные. На некоторых самолетах дренаж всех баков обеспечивается от общего коллектора, к которому подводится воздух из атмосферы. Внутренний диаметр дренажных трубок примерно равен внутреннему диаметру всасывающей магистрали бензо-проводки. Трубки с диаметром меньше 10 мм для др'енйжа не применяются. • - • • 72 Для увеличения живучести бензосистемы баки могут заполняться инертными газами. Инертные газы, заполняя пространство над топливом, в котором имеются пары бензина, предохраняют баки от взрывов, даже в случае попадания в баки зажигательных пуль. § 13. ЗАПОЛНЕНИЕ БАКОВ НЕЙТРАЛЬНЫМИ ГАЗАМИ Топливные баки заполняются нейтральными газами, т. е. газами, не поддерживающими горение. В баках должна быть обеспечена такая концентрация нейтральных газов, чтобы предотвратить возможность взрыва смеси воздуха с парами* бензина. Нейтральными газами, которые используются в топливных системах самолетов, являются: азот—N2, углекислый газ — COz и выхлопные газы. Нейтральные газы используются также для повышения давления в баках с целью обеспечения работы топливной, системы при полетах на больших высотах. Безопасной в отношении взрыва является концентрация углекислого газа не меньше 4% при содержании кислорода. 15% и не меньше 2% при содержании кислорода 10%. Основные требования, предъявляемые к системам заполнения баков нейтральньш/и газами, заключаются в следующем: 1. Система должна предохранять от взрыва топливные-баки даже при попадании зажигательной пули в пространство над свободной поверхностью топлива. 2. В системе нейтрального газа от выхлопа должна обеспечиваться конденсация водяных паров и конденсат должен быть уловлен до поступления газа в баки. 3. При низких температурах наружного воздуха в отстойниках системы не должно происходить замерзания конденсата,. 4. В системе должны быть установлены обратные клапаны, предохраняющие от попадания топлива в магистраль, газонаполнения. 5. При заполнении баков газами из баллонов в системе-должны быть установлены предохранительные клапаны двойного действия. Системы газонаполнения баков могут быть двух типов: а) системы газонаполнения из специальных баллонов и б) системы газонаполнения от выхлопных коллекторов ил»' индивидуальных патрубков. На рис. 70 показана принципиальная cxeMia заполнения топливных баков азотом из баллона, расположенного на самолете. К недостаткам газонаполнения из баллонов следует отнести то, что безопасность полета связывается с доставкой баллонов с азотом или углекислым газом на аэродром^ Преимуществом является возможность сохранения определенного содержания газов в баке"и необходимого давления. ?а 5- 8 Рис. 70. Принципиальная схема заполнения топливных баков азотом из баллона, расположенного на самолете; / — баллон; 2 — вентиль; 3 — редуктор; 4 — клапан избыточного давления; 5 — вакуумный клапан; 6 — манометр; 7—дренажный кран; * — бак Газы из баллона проходят через редукторы, снижающие давление до 0,1—0,15 кг/см2, и под этим давлением поступают в баки. При заполнении баков углекислотой для уменьшения объема баллона ее применяют в жидком 'состоянии. В качестве редуктора используется кран с калиброванным отверстием небольшого сечения. При прохождении через калиброванное отверстие в зону пониженного давления жидкий СОз превращается в газ, скорость которого в сечении крана превышает 'Скорость звука, при этом за счет гидравлических потерь давление газа падает от 150 до 0,1 кг/см2. На рис. 71 представлена принципиальная схема заполнения баков выхлопными газами. Основным элементом схемы является заборник, приваренный к выхлопному патрубку. Газы из заборника, охлаждаясь в трубе или специально устроенном конденсаторе, проходят отстойник, в котором оседает конденсат, и, пройдя фильтр и кран, попадают в топливные баки. Температура газов перед фильтром не должна превышать 50° Ц. Фильтр, изображенный на рис. 72, состоит из латунной сетки, внутрь которой засыпаются обрезки латунных трубок или пистонов, промасленных висциновым маслом. Все трубопроводы окрашиваются в красный цвет. К преимуществам системы заполнения баков выхлопными газами относится также и то, что сразу же после запуска двигателя система газонаполнения готова к работе. Недостатками являются: изменение давления в выхлопном коллекторе, вследствие чего меняется давление и в системе «ейтрального газа, и возможность замерзания воды ввиду отсутствия регулировки охлаждения газа. На некоторых высотах давление в баках падает до 3—4 мм рт. ст. Кроме того, при резком изменении мощности двигателя давление в баках может 74 «•-I Oi Рис. 71. Принципиальная i схема заполнения баков выхлопными газами: 7 — выхлопной патрубок; 2 — фильтр-отстойник; 3 — бачок-сборник; 4 — кран нейтрального г< за; 5 —обратный клапан; б —трубка для слица конденсата torreepcmtre в нижней шайбе (только на входе) Промасленные обрезни /готунных трубок Латунная сетна Рис. 72. Фильтр = стать больше давления в системе газонаполнения и при наклонах самолета топливо может попасть в трубопровод системы. Для предохранения от возникновения пожара на трубопроводе устанавливают обратный клапан. При заполнении баков выхлопными газами применяются «закрыты е» системы, т. е. такие, в которых кран, ев-•бщающий систему с атмосферой, закрыт. -*" /•>• . • /Ь / / ^4-77^3 ОтМОС-$Ц>Ц Рис. 73. Схема клапана двойного действия: 1 — бак; 2 — обратный клапан; 3 — клапан (Др —0,15 кг см*) В «о т к р ы т ы х» системах при заполнении баков из специальных баллонов летчик включает нейтральные газы по мере •необходимости. При этом сообщение баков с атмосферой сохраняется. Избыточное давление в баках при открытом дренаже поддерживается тем, что используют скоростной напор встречного потока воздуха, устанавливая сечение дренажной трубки перпендикулярно потоку. Дренажная трубка не должна выводиться в такие места, откуда может попадать пыль при работе двигателя на земле. В «закрытых» системах га-, зонаполнения баков желательна установка крана, автоматически открывающего доступ воздуха в бак в случае израсходования газа или повреждения системы (например замерзание влаги в трубопроводах), что может привести к прекращению подачи топлива. На рис. 73 показана схема клапана двойного действия, который может быть установлен на бак. При повышении давления в баке клапан открывается, поддерживая заданный затяжкой пружины перепад давления. В случае выхода из строя системы газонаполнения или израсходования газа обратный клапан при разрежении в 0,03 кг/см* открывается. § 14. ГИДРАВЛИКА ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ Для надежного питания двигателей топливом система питания должна обладать небольшим гидравлическим сопротивлением, в особенности на участке, где происходит подсасывание топлива насосом. В системе не должна наступать кавитация — разрыв струи при резком понижении давления. Наиболее низкое давление во всей системе питания двигателя топливом получается перед входом в насос. Гибкие шланги, обладающие преимуществом перед жесткими трубопроводами в отношении вибростойкости, имеют в то же время большой недостаток, так как оказывают значительное гидравлическое сопротивление при движении топлива. Наличие в системе большого количества кранов, обратных клапанов и другой арматуры также приводит к значительному увеличению гидравлического сопротивления. При полете на большой высоте с небольшим наружным давлением и большим гидравлическим сопротивлением си- 77 стема питания двигателя топливом надежно работать не может. В зависимости от давления на входе в насос изменяются давление, создаваемое насосом, и его производительность. Давление в какой-либо точке бензосистемы зависит от давления в топливном баке, от разности уровней между баком и насосом и от потерь напора, получающегося в результате движения топлива от бака до рассматриваемого места-системы. Потери напора — гидравлические потери представляют собой уменьшение давления, получающегося при движение 0< г ffc JT У © -сео- —о О Рис. 74. Простейшая схема питания двигателя топливом от одного бака. 1 — бак; 2 — кран; 3 — фильтр; 4 — насос / жидкости по трубопроводам системы. Гидравлические потери складываются из потерь на трение и местных потерь. Потери на трение зависят от скорости движения жидкости по трубопроводам, состояния внутренней поверхности труб, размеров их и физических свойств жидкости. Местные потери получаются при изменении скорости как по величине, так и по направлению. Например, на создание скорости при выходе топлива из бака в магистраль необходимо затратить часть напора. Местные потери получаются при прохождении топлива через краны, фильтры и т. д.- На рис. 74 изображена простейшая схема питания двигателя топливом от одного бака. При питании из нескольких 78 баков расход учитывается по каждому участку системы, и в зависимости от расхода определяется скорость топлива. Потери на трение для рассматриваемого участка системы определяются по следующей формуле: Л / ^ о П =/.—-:------:----Y ZCM-. Гтр d '2g ' ' ' где ^ — коэфициент трения; я /—длина рассматриваемого участка системы в см\ d — внутренний диаметр бензопроводки в см\ v — скорость движения топлива в см/сек; g — ускорение силы тяжести в см/сек2', •у — удельный вес топлива в г/см3. В частном случае для схемы, изображенной на рис. 74, длина участка берется равной суммарной длине всего трубопровода от бака до насоса, так как расход по всем трубам одинаков и сечения труб постоянны. Скорость движения топлива определяется по максимальному расходу: семе , v =------- g a см/сек, 3600 • 7 • —4~ где Се — удельный расход топлива в г/л. с. ч\ Ав—мощность мотора в л. с. Если принять 7 = 0,75 г/см3, то скорость определяется по формуле CeNe v 2120 - d2' Коэфициент трения X определяется в зависимости от скорости топлива, размеров и состояния поверхностей труб: Х=а+1/1Г . р vd * где а~0,02 для гладких металлических труб; а~0,07—0,08 для гибких шлангов. Местные потери определяются в зависимости от источника сопротивления: •Р» = ^ Т г/с"*> где С—коэфициент местных потерь. В табл. 2 приведены значения коэфицнентов местных потерь для стандартных элементов бензосистемы. * 79 Коэфициенты местных потерь С Таблица 2 Источник сопротивления -Внезапное изменение скорости (выход из бака в магистраль) ........................ 1,0 Дюритовое соединение труб.......... . . . 0,3 Стандартный угольник —90° (корпус сверленый) .... 1,2—1.3 Тройник I .................... 0,7 Тройник | I.................... 1,28 |0,5W Л 'Тройник W— -> —•-------> расход по ответвлению равен 50% 3,5 I W 'Тройник W3-+----^-<~- Wt(W ^Wt+WJ ..... 0,76 к ско- рости на выходе "Кран золотниковый, трехходовой............ 4,3 Кран золотниковый, четырехходовой.........:. 2,5 -Обратный клапан................... 2,0 Фильтр для бензина под трубопровод от 16 до 20 мм . . 1,55—1,60 Поворот трубы под 90J при радиусе р = d....... 0,35 Поворот трубы под vX)° при радиусе р = 1,5 d..... 0,15 Поворот трубы под 90° при радиусе р = (2 -Ь) d . . . , 0,10 Сливная пробка.................... 5,3 На основании приведенных данных можно произвести -оценку величин потерь на трение и местных потерь. Принимая скорость топлива в трубопроводах v =60 см/сек, и диаметр трубопровода а'=16 мм, получаем Х=0,0345. .Потери на трение при этих данных на 100 см длины трубопровода составляют всего Лр^З г/см2 и при длине в 5 м «е превосходят /7>р=15 г/см2. В более сложной схеме с длинными участками гибких шлангов потери могут значительно возрасти. Местные потери зависят ог загроможденное™ системы арматурой и другими агрегатами. Для самолетов-истребителей сумма коэфициентов местных потерь обычно не превышает 15, что при скорости топлива -и =60 см/сек дает величину местных потерь гм=10—25 г/см2. Величина гидравлических потерь в обычной системе при .полете на небольших высотах и при низкой упругости паров топлива незначительно влияет на давление топлива перед на- . сосом, но может оказать большое влияние на надежность -работы топливной системы при полете на большой высоте и при высокой температуре топлива, которой соответствует большая упругость паров, а также сказывается на равно- 80 мерности выработки топлива из разных баков. Сравним гидравлические .потери в угольнике со сверленым корпусом и поворотом трубопровода, осуществленным плавно. Из табл. 2 видно, что сопротивление угольника превышает сопротивление трубы с плавным поворотом в двенадцать-тринадцать раз. Положение нижней точки Система должна быть устроена так, чтобы при питании двигателя одновременно из нескольких баков, расположенных на разных высотах относительно насоса, при выработке топлива из одного бака в систему не мог бы засасываться воздух. Это условие может быть соблюдено, если к нижней точке системы топливо поступает самотеком под напором столба жлдкости и давления, имеющегося в баках. Если давление за счет разности уровней превышает гидравлическое сопротивление магистрали от бака до нижней точки, то топливо поступает к нижней точке самотеком. При наличии нескольких баков нужно, чтобы из любого бака топливо поступало к нижней точке. Если от одного из баков, расположенного высоко, топливо вырабатывается быстрее, чем из других, и гидравлическое сопротивление магистрали от баков до насоса велико, то при выработке топлива из высокорасположенного бака топливо из других баков засасываться ,не будет, а в трубопроводы пойдет воздух из пустого бака, что может привести к прекращению питания двигателя. В таком случае необходимо установить кран, обеспечивающий раздельное питание из разных баков и допускающий при незначительном остатке топлива в баке переключение на другие баки. * Определить нормальную работу системы при питании из разных баков можно путем расчета нижней точки топливной системы. Нижней точкой топливной системы может явиться кран, фильтр, расходный бак и т. д. § 15. ОСОБЕННОСТИ ПИТАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ ТОПЛИВОМ НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ В качестве топлива для поршневых авиационных двигателей используется бензин. Как известно, бензин является легко испаряемой жидкостью с содержанием большого количества растворенных газов и воздуха. Всякая жидкость, имеющая свободную поверхность, испаряется. Особенно интенсивное испарение получается в бензине, из которого при высокой температуре и низком давлении довольно быстро улетучиваются легкие фракции. 6—484 ' V; . •, 81 Молекулы жидкости находятся в непрерывном движении, и 'скорость их возрастает с ростом температуры. Те молекулы скорость которых становится достаточной для преодоления сил сцепления жидкости, пробивают свободную поверхность, вылетают из жидкости и становятся свободными молекулами газа или пара. Если над жидкостью давление пониждется, то интенсивность испарения усиливается, так как уменьшается количество газа над жидкостью и противодействие вылетающим частицам жидкости Уменьшается- Повышение давления приводит к уменьшению испарения, вылетающие молекулы отражаются от паров и газов и при некоторых условиях снова попадают в жидкость. Замкнутое пространство постепенно насыщается парами, скорость испарения уменьшается и при достаточном насыщении пространства парами, когда вылетающие молекулы жидкости встречают большое сопротивление, испарение прекращается я поступает относительное равновесие между жидкостью и парами. Пар в этом случае называется насыщающим, а давление, которое имел бы пар, занимая весь объем, называется парциальным давлением, или упругостью насыщающего пара. Упругость насыщающего пара зависит от сорта топлива, температуры и отношения объема пара в данном пространстве к объему жидкости. Части объема, занятого жидкостью или парам, называют фазами. По данным инж. Тихонова, при хранении бензина в открытом сосуде за 7 часов улетучилось 9,01% топлива по весу и упругость паров за счет выделения из бензина легких фракций снизилась с 340 до 200 мм рт. ст. Известно, что в южных районах, где температура воздуха доходит до 55—60° Ц, потери топлива за счет испарения достигают больших величин. При продолжительных полетах на больших высотах с «открытыми» топливными системами (дренаж осуществлен в атмосферу) потери топлива за счет испарения доходят до 12% по весу и упругость па'ров при этом снижается. Топливные системы, обеспечивающие питание двигателей на небольших высотах, в условиях высотных полетов работают ^неудовлетворительно. Интенсивность испарения топлива и выделения из него легких фракций и воздуха зависит от температуры топлива и избытка давления в данном месте системы над упругостью насыщенных паров. i ^, Чем меньше давление, тем интенсивнее выделяются пары и газы из топлива. Это очень хорошо иллюстрируется кри-, выми, приведенными на рис. 75. .....ц ,. 82 .:- . - -/ . .' .. • < -V •.•- '"'•'. 456 высота в км Ч Рис. 75. Кривые для определения высотности простейших бензосистем в зависимости от количества испаряемого топлива при разных температурах (для топлива с упругостью паров 361 мм рт. ст. Температура топлива t6 оказывает та'кж,е большое влияние на его испаряемость. В том случае, когда температура топлива станет равной температуре кипения легких фракций, наступает бурное кипение, при котором прекращается подача топлива насосом. Таким образом, чем больше разность между температурой топлива и температурой кипения, тем менее интенсивно происходит испарение и более надежно работает система. Появление газовых и паровых пузырьков «а всасывающем участке топливной системы приводит к уменьшению наполнения насоса и падению давления, создаваемого насосом, что вызывает перебои в работе двигателя и может привести к полному прекращению подачи топлива. По мере падения давления при подъеме самолета на высоту понижается температура, при которой образуются газовые пузырьки во всасывающей магистрали топливной системы. В табл. 3 приведены температуры образования газовых пузырьков в зависимости от высоты полета. ....,, Т а б'л и ц а 3 Температура образования газовых пузырьков в ° Ц Высота полета в км 0 2 4 6 8 10 При рп = 340 мм рт. ст ..... При ра — 200 мм рт. ст ..... • --г- НГ 62,4 79,5 53,8 72,5 45,0 63,6 8,0 54,6 43,5 _4 6* за Здесь рп— упругость паров при температуре 37,8° Ц. Как видно из табл. 3, при нормальной упругости пара на высоте в 6 км уже при температуре 8° Ц образуются газовые пузырьки.' На больших высотах в открытых системах даже при ' отрицательной температуре образуются пузырьки газа, ухудшающие работу топливной системы. На рис. 76 показана схема течения топлива во всасывающем участке насоса (при высокой температуре топлива) в зависимости от высоты полета. Из схемы видно, что даже на небольших высотах в магистрали появляется большое количество паров и газов, заполняющих значительную часть сечения трубопровода. Это приводит к резкому падению производительности насоса и давления, создаваемого им. Чем ниже температура топлива, тем больше высота, до которой сохраняется нормальное течение топлива. н-о Н-800 ч°л5й*!*?_1 Н=1500 Н=2500 Н-3200 шшв^^-шш^- ^N-*^-^ Рис. 76. Схема течения топлива во'" всасывающем участке в зависимости от высоты полета * Л 84 JUU '•/ Г^УПП f tzJUU ^s / Б сх окп j V s-oOu 1 / (Ь гпОПП / -,! i ^йбии ^ 4 / ) ^ •ычп / '• jipOW Cj ГЧ / no SV/jn / ' S-iilU -S /• / \ 1 1 СЛ1 ' \ : « ЛУ i _i ; i A J : Как было указано раньше, топливные баки покрываются протектором. Протектор является хорошим теплоизоляционным материалом, в результате чего температура топлива в баках не снижается при подъеме самолета на высоту и даже при продолжительных . » полетах на больших высотах. Давление же с подъемом самолета падает, что приводит к интенсивному выделению из топлива легких фракций и паров. Из этого следует, что обычные топливные системы не могут обеспечить нормальную работу двигателя на больших высотах. Для обеспечения работы системы на большой высоте необходимо повысить давление в топливной системе настолько, чтобы величина его перед насосом превышала упругость паров топлива. На рис. 77 приведено изменение упругости насыщающих паров бензина Б-78 в зависимости от температуры топлива при соотношении паровой фазы к жидкой 4: Ь Чем ниже температура топлива, тем ниже упругость паров и тем легче обеспечить питание двигателя на большой высоте. В топливных системах двигателей, работающих на таких топливах, как газойль, недопустимо большое снижение температуры топлива, так как это приводит к увеличению гидравлических сопротивлений и уменьшению давления перед насосом. При низких температурах из тяжелого топлива выпадают кристаллы парафина и при наличии в топливе влаги образуются кристаллы льда, которые могут забить систему. В системах двигателей тяжелого топлива воздух и газы выделяются в больших количествах. Так, на высоте 12 км из топлива во всасывающей системе при температуре минус 30° Ц выделяется 15 л газа и воздуха, а при ?=25° Ц — 22 л газа и воздуха на 100 кг топлива. Воздух и газы, выделяющиеся в большом количестве при низких давлениях, скапливаются в фильтрах и, попадая в насос, вызывают перебои в его работе. При понижении температуры в двигателях тяжелого топлива падает производительность насоса, что иллюстри- '-,'...' ' '^Ш1- •>№;. 45 Температуря в°Ц • t Рис. 77. Упругость паров бензина Б-78 в зависимости от температуры при соотношении паровой фазы к жидкой 4:1 ,-:-? Л • 'J •'! v'' руется кривой зависимости расхода топлива в процентах от температуры топлива, показанной на рис. 78. Таким образом, единственным способом!, который может обеспечить питание двигателя в высотных условиях, является повышение давления на линии всасывания. В некоторых случаях, кроме обеспечения давления на большой высоте применением закрытых систем, большую пользу может оказать постановка сепаратора, отделяющего газы и воздух из топлива на линии всасывания или в крайнем случае отвод воздуха из фильтра. Повысить давление на линии всасывания можно увеличением давления | 100 % $ 90 <ь !&> •§сов0 ?§ 11" 1№ ^51 ^ ,--- / г ' -*0 Р и с.'78. Относительное изменение производительности насоса в зависимости от температуры газойля -20 -Ю О +Ю Температура газойля в °Ц в баках или в трубопроводах. Рассмотрим оба способа. Повышение давления в баках может обеспечить питание двигателя на большой высоте, но при этом требуется бак более прочный, герметичный и тяжелый. Повышать давление выше 0,25 ат нерационально по указанным соображениям. Постановка насоса у баков или в нижней точке системы для подачи топлива под давлением к основному насосу может дать хорошие результаты в том случае, если топливо в баке, сообщенном с атмосферой, не закипает. Если же температура начала кипения топлива близка к 40°, то необходимо повысить давление в баке и установить дополнительные насосы подкачки топлива. Температура выкипания 10% бензина на уровне земли равна примерно 70° Ц и снижается на каждый километр высоты на 4° Ц, следовательно, температура кипения в зависимости от высоты может быть выражена так: &?!• '. высота в км. tK = 70-4H, где Я Пример. Температура топлива 40° Ц. Определить высоту в открытой системе, на которой наступит кипение топлива при испарении 10% и потребное давление в баках, если высота полета равна 10 км. 1. Кипение наступит тогда, когда температура топлива станет равной температуре кипения. В этом случа-е можно записать: > S. 40 ==70 — 4Я, 86 I i откуда 70-40 _, /7 --s . — /,0 KM. в вХг' ' 2. Температура кипения на высоте 10 км: tK = 70 — 4.10 = 30°. Как было определено ранее, температура кипения 40 ° соопветстует высота в 7,5 км. ' i ' i -i • •*! s*| Давление воздуха на Я =7,5 кл. ш> международной стандартной атмосфере равно р7 5=286,8 мм рт. ст. (см. приложение). Давление воздуха Hiai Я = 10 км равно pw = 198,2 мм рт. ст. Чтобы топливо не закипело в баке на высоте 10 км, «ужно создать в нем давление, ^соответствующее высоте 7,5 км, т. в. Др = p7^—plQ = 286,8 — 198,2 = 88,6 мм рт. ст. В данном примере разобран приближенный способ определения избыточного давления в баках для предотвращения закипания топлива до поступления его во всасывающую магистраль топливной системы. Ряд испытаний, проведенных различными исследователями, показывает, что на больших высотах при открытой топливной системе в баке образуется эмульсия, состоящая из газов, паров и жидкости, и подача насосов, расположенных даже непосредственно у баков, резко падает. Рассмотрим, какое максимальное разрежение может создать насос и от каких факторов зависит предельная высота, на которую топливо может быть засосано. Представим себе, что насос, расположенный над баком (рис. 79), засасывает топливо. Поднимем насос настолько, что подача топлива прекратится. Это может произойти в том случае, если давление на входе в насос будет равно упругости паров топлива. Если давление на входе в насос будет меньше упругости паров, то струя разрывается и подача топлива прекратится, начнется интенсивное парообразование. Следовательно, в момент прекращения подачи топлива давление на входе в насос будет равно упругости паров, т. е. РН Рис. 79. Схемазасасыванг^ топлива насосом где />вх = Р* упругость паров топлива. 87 Давление на входе в насос: Л« ="/>« — ТУ» где ра— давление над свободной поверхностью топлива, т. е. атмосферное давление; у— удельный вес топлива; . у— разность уровней между баком и насосом; 1У—разрежение, которое создает насос для поднятия топлива на высоту у. Подставляя вместо давления на входе в насос упругость паров (из условия прекращения подачи топлива), получаем теоретически возможное разрежение: ,,.. v ТУ = РЯ — Р6.~.--- Теоретическое разрежение, создаваемое насосом на различных высотах при упругости паров топлива 330 мм рт. ст., приведено в табл. 4. Таблица 4 Теоретическое разрежение, создаваемое насосом на разных высотах полета •'/*: Высота в км 0 1 2 3 4 5 6 6,5 Теоретическое разре- жение, создаваемое насосом, в мм рт. ст. 430 344 236 196 132 75 23,8 0 Высота всасывания в м бензинового столба . 8,1 6,5 4,5 3,7 2,5 1,4 0,45 0 Как видно из табл. 4, при высокой упругости паров насос не может засасывать топливо на высоте полета, превышающей 6,5 км. Это относится к температуре топлива 40° Ц. Чем ниже упругость паров, тем больше становится предельная высота, до которой обеспечивается надежная работа топливной системы. § 16. ВЫСОТНОСТЬ ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ Располагаемое давление перед насосом. \ Топливная система работает надежно, если располагаемое давление на входе в насос превышает потребное. ' Q Располагаемое'' давление — это давление, фактически получающееся на входе в насос. Оно зависит от давления в баке, разности уровней между баком и насосом, гидравлических потерь и перегрузок, действующих на самолет в кри-; волинейном полете. У 88 Запишем, чему равно давление на входе в наоос исходя из схемы, приведенной на рис. 74: Л.х = А, + АА,з6 + ХУВс ' ^ ~ S (^то + АЛ где /?вх— располагаемое давление перед насосом; рн— наружное давление воздуха ча данной высоте; Дризб— избыточное давление в баках при закрытой системе; J/BC— разность уровней между низом бака и насосом; п?— эксплоатационная перегрузка в криволинейном полете (в случае горизонтального полета «9=1); 2(рТр+/?м)— суммарные гидравлические потери всасывающего участка топливной системы. В формуле перед значением статического давления поставлены знаки плюс и минус. Знак минус берется в случае» если бак находится ниже насоса, и знак плюс, если бак расположен выше насоса. Для криволинейного ^ полета берется только та ^ перегрузка, которая при- g во водит к уменьшению да- 15В вления перед насосом. Чем больше высота полета, тем меньше наружное gjtf давление и тем меньше 3 давление на входе в насос. При уменьшении давления на входе в насос '•и It'll •' (If; ^^ :^i к\ S-Ti — «х \ S __. < i — 1 J(J пп ^х ' -. ч SN ч. ч 0(1 5 о 7/Т \ ^ ч Ч /и S - пп \ '> ^ ^ \ "S. \ •- ы ь кп \ ч N ч \, "\ L swu о /in \ г \ *i ъ ч и ^ W ' \ ч • ои •> on \ "- ; 6(1 1П \ iU V I О I 2 3 4567 Высота б км 8 9 10 П- падает, как указывалось выше, давление, создавае- _ ол л МНР НПРПРПМ м UP nf^Pf- P и с. 80. Относительное изменение давле- мое насосом, и не обес- нид бензина> создаваемого насосок при печивается подача топли- полете на разных высотах для самолетов- ва к двигателю. истребителей На рис. 80 показано г-'^ несколько кривых относительного изменения давления бензина, создаваемого насосом при полете на разных высотах для самолетов-истребителей. Кривые пересчитаны из данных летных испытаний. : ^ > ^;if! , „ )• и • Из приведенных кривых видно, что при подъеме самолета давление, создаваемое насосом, непрерывно падает и на определенных высотах становится ниже допустимого. i >,"l >'• 89 Потребное давление перед насосом Система может работать нормально, если упругость паров топлива перед насосом будет меньше располагаемого давления. Необходимо также удовлетворить условию, чтобы располагаемое давление на входе в насос превышало упругость паров топлива на величину, называемую кавитацион-н ы м з а п а с о м, т. е. гарантийным запасом давления сверх упругости паров, предохраняющим систему от разрыва струи. Таким образом, потребное давление должно быть равно: Рб + ЬР™> где рб— давление паров топлива; Д/7 — кавитационный запас. * кзв Располагаемый кавитационный запас равен разности между располагаемым давлением и упругостью паров топлива. о 100 300 400 500 600 700 Вакуум в мм рт, ст. Рис. 81. Кавитационная характеристика насоса БНК-10 Минимально необходимый кавитационный запас зависит от конструкции насоса, температуры топлива, давления на входе в насос и других факторов и должен быть равен 50— 80 г/см2. На рис. 81 показана кавитационная характеристика насоса БНК-Ю, на которой приведено изменение давления, создаваемого насосом в зависимости от разрежения перед ним для бензина, температура которого равна 16° Ц. Система работает нормально на любой высоте и при любой температуре топлива, если соблюдается условие РП>Рб + *Р> кав Из сравнения потребного и располагаемого давлений в случае открытой системы питания можно определить пре- 90 •'."•W'' '•• '.$•' •;•.' ?•'-' дельную высоту, до которой обеспечивается питание двигателя топливом. Так как у потолка маневренность самолета ограничена, можно принять перегрузку ri* =1 и в открытой системе ^изб^0- ТогДа Р* - ТЛс - S (Pip + А.) = Рб + Д/>кав > откуда Р«=Рб + ДАсав ± ТУвс + S (/>тр + АЛ Этому давлению соответствует предельная высота полета в открытой топливной системе. В случае, если заданная высота превышает предельную, до которой обеспечивается питание в открытой топливной системе, необходимо повысить давление, которое может быть определено так: ДА*б = Рб - Рх + ДЛс» - ТЛе -Н S (Ар + РыУ- Принимая VKaB = 75 г/СЛ*2; Т-0,75 г/сл«8 и S (АР +/О = 25 г/<г< можно приближенно определить избыточное давление: дЛ»б -Рб-Р^ 0.75увс + 100 г/сл.2. Пример. Определить необходимое избыточное давление в баках для обеспечения высотности топливной системы в 12 000 JK, если температура топлива в системе 40° Ц и разность уровней между баком и насосом 30 см. Решение. По стандартной атмосфере находим наружное давление для высоты Н' =. 12000 м; рн = 144,6 мм рт. ст., или рн = 197 г/сл«а. Упругость паров топлива (см. рис. 77) р6 = 290 мм рт. ст. = 395 г/см9. По формуле находим избыточное давление ЛА*зб = Рб —Рн ~ °>75 Лс + 10° = 395 - 197-0,75-30 + 100 = 275 г/см*, или 0,275 кг!см2. Таким образом, для обеспечения высотности данной системы необходимо создать большое давление в системе. Избыточное давление в баках не берется выше 0,15— 0,2 кг/см2, так как при больших давлениях резко возрастает вес баков и падает живучесть системы. § 17. ПУТИ ПОВЫШЕНИЯ ВЫСОТНОСТИ ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ Высотностью топливной системы называется предельная высота полета, до которой обеспечивается нормальная подача топлива к двигателю. При необходимости поднять высотность топливной системы устанавливают дополнительные насосы подкачки топлива. -:^v '.•.^r'.x'-WWWW • /г I '••V^^-.^...; • ^ ^ ] ' '••• -,'.'• v •' ;^ . 91 "\ Увеличением давления на входе в насос можно обеспечить любую заданную высоту полета при условии, что топливо в баках при низком давлении не закипит. Для достижения большой высотности системы применяют закрытую систему питания, т. е. увеличивают давление в баках для того, чтобы предотвратить интенсивное парообразование и образование в баках эмульсии из жидкого топлива, паров и газов. На ряде высотных самолетов, кроме применения закрытой системы, устанавливают вблизи баков или в самих баках дополнительные насосы подкачки топлива или эжекторы. В некоторых случаях, кроме перечисленного, устанавливают центробежные сепараторы для отделения паровой и газовой фазы из топлива перед поступлением его в насос. Рассмотрим влияние различных факторов на высотность топливной системы. Практически охлаждение топлива на 10° из-за снижения (упругости паров топлива приводит к повышению высотности топливной системы примерно на 2000 м (теоретически на 2500 м). Повышение скорости топлива приводит к некоторому падению высотности. Практикой установлены скорости топлива во всасывающей системе от 50 до 70 см/сек. При повышении скорости топлива на 10 см/сек, при температуре топлива 0° Ц высотность топливной системы падает на 400 м, а при температуре топлива 30° Ц — на 300 м. Увеличение -скорости топлива с 50 до 80 см/сек приводит к падению высотности топливной системы на 650—1300 м. Таким образом, в пределах применяемых скоростей скорость топлива не оказывает большого влияния на высотность топливной системы. Однако при одновременном питании из нескольких баков гидравлическое сопротивление может оказать весьма существенное влияние на равномерность выработки топлива из разных баков. Различные сопротивления всасывающих магистралей приводят к тому, что расходы по магистралям устанавливаются обратно пропорционально гидравлическим сопротивлениям. ^ъ Интересно выявить влияние разности уровней между баком и насосом на высотность топливной системы. При низком расположении баков на самолете насос должен засасывать топливо, создавая разрежение, равное давлению столба засасываемого топлива. В случае криволинейного полета под действием инерционных нагрузок на массу топлива давление перед насосом может значительно упасть. Рассмотрим, какое влияние на высотность топливной системы оказывает разность уровней между баками и насосом в горизонтальном и криволинейном полетах. / ;' : ";] '.'•:• >•;••.,•••, ••.';,№• .\/ •" ' • '. •)••<•• '. • ." '• ,' '••'./.*).•;/ ,;"•;• •' . ' ;' ' .' •/• "•'' Й2^::Ж-!:Ж^ •'•v^^:ViV^-''V.,--- '.'-- Если гидравлические потери ---(/?тр +/?м )—25 г/см2, то превышение насоса над баками на 10 см в условиях горизонтального полета приводит к падению высотности иа 150—300 м\ меньшее падение высотности получается при низких температурах топлива, большее — при высоких температурах топлива. В условиях криволинейного полета при продолжительно .действующей перегрузке пэ = 5, превышение насоса над баками на 10 см для рассматриваемых условий приводит к падению высотности на 600—1000 м. Таким образом, желательно, чтобы насос находился под лапором столба топлива, т. е. чтобы насос располагался ниже топливных- баков, что лучше обеспечивает полет самолета на больших высотах. Основное влияние на высотность топливной системы оказывают упругость паров топлива и давление в баках. Так как упругость паров зависит от сорта топлива, содержания в нем летучих фракций и его температуры, то последняя оказывает значительное влияние на высотность. Топлива с упругостью паров, превышающей 300—340 мм рт. ст., при температуре около 40° Ц для высотных полетов применять нельзя. Работоспособность топливной системы для обеспечения высотных полетов проверяется при температуре топлива 40° Ц. В летних условиях на многих самолетах на высоте, превышающей 50*00 м, уже наблюдаются перебои в работе двигателя из-за ухудшения подачи топлива. Для повышения высотности, как было указано, применяют закрытые системы под давлением. При недостаточности давления топлив у баков устанавливают насосы подкачки, повышающие давление на входе в насос. На одном истребителе при температуре топлива 0,6 -J-200 Ц перебои в работе двигателя наблюдались, начиная с высоты полета 5100 м, а на высоте Н— 7400 м подача топлива со- & \0> — X' Ч \ ^ 4-~^\ SL • — V- Ч ч \ --- V- \ N 11?ЗЬ5б7в91П Высота в км Рис. 83. Изменение давления бензина на самолете-истребителе на режиме скороподъемности без заполнения баков нейтральными газами и при заполнении их выхлопными газами И нарбюратору Наддув Н эжентору Г таСР ^OsJ4 X JNJSJV4. Всосывоюшап магистраль 3 С Рис. 84. Схема включения эжектора в магистраль топливной системы 94 , , ., ,. -. -. . - • -• , • • • . •-:-, ;). , , ! i бензобак Qn*№ " •' t • 97 'карбюраторов, топливо может попадать во всасывающую магистраль двигателя и 'т. д. В карбюраторных двигателях давление на входе в насос должно быть меньше давления, создаваемого насосом, минимально на 0,12 кг/см2. В указанных пределах подбирается давление насоса подкачки с учетом гидравлических потерь, которые он должен преодолеть. Электронасосы подкачки для топливных систем, кроме обеспечения надежной работы на больших высотах, можно использовать для перекачки топлива из одного бака в другой, для заливки систем и двигателя при запуске, для увели- . 400 ? CJ ^ ъ.350 5 t с <ъ *зоо *• е-<С 4 250 *-ч^ "~ __ 3tte«-Ci г..,.„ ,-.»., 1 _ •*• -•-—"»!? _____________ ! _ ------- 44-4-fc •^-^ "•^ " " '* --------- '--^ ^ : _ .. Ч^? . ~ <<• N k-x * • i . ------ ч^ 1 ' 1 О Ш 200 300 400 500 600 700 000 900 ЮОВ 1100 1200 1300 WO 1500 '• Расход в л/час . Р и с. 88. Характеристика электронасоса чения надежности подачи топлива при взлете, а также для аварийного питания двигателя в случае поломки основного насоса двигателя. Электронасосы включаются последовательно с основным насосом. На рис. 86 показана схема включения электронасоса в систему питания высотного самолета.. Электронасосы бывают различного типа: центробежные и лопастные (коловратные), которые монтируются на одной оси с электрическим мотором. На рис. ?7 показана конструкция электрического насоса подкачки топлива' центробежного типа. Насос состоит из электромоторчика с редуктором, размещенным в цилиндрическом кожухе. На одной оси с мотором сидит крыльчатка насоса, ниже которой помещен завихритель, закручивающий струю, поступающую к насосу. Центробежный насос нагнетает топливо в пространство между наружным и внутренним кожухами и дальше в штуцер выхода топлива из насоса. На рис. 88 приведена характеристика одного из электронасосов подкачки топлива, представляющая зависимость 98 •,; •'. ;;,;••,.:-..,,,,:/''. "'^ '^'f • между давлением и производительностью. Лопастной насос подкачки топлива (рис. 89) имеет привод от электромотора небольшой мощности- Насос состоит из корпуса, качающего узла 1, предохранительного клапана 2 и перепускного клапана 3. Насос работает с числом оборотов 1 000 в минуту. Бензин захватывается лопатками насоса и нагнетается в топливную магистраль. Если насос не работает, топливо поступает из линии всасывания, омывая предохранительный клапан, в топливную магистраль, минуя качающий узел насоса. Под действием разрежения, создаваемого основным топливным насосом, перепускной клапан 3 отжимается и перепускает топливо в топливную магистраль системы. Насос может развивать давление до 2 кг/см2. При большем давлении, т. е. когда производительность насоса подкачки превышает расход топлива в двигателе, предохранительный клапан.? Рис. 89. Лопастной насос подкачки топлива: .'•', I 1 — качающчй узел: 2 — предохранительный клашш; 5 — перепускной клапан отжимается и перепускает часть бензина на линию всасывания насоса. На некоторых самолетах между насосом подкачки и ос-новным насосом устанавливают пароотделитель и контрольный клапан. На рис. 90 показан пароотделитель с контрольным клапаном, установленный на самолете «Аэрокобра».: В бачке пароотделителя находится некоторое количество топлива для предохранения от перебоев в работе системы при переключении баков. Поплавок с клапаном закрывает пароотводный штуцер, расположенный в верхней части пароотде-. лителя. ; При появлении паров, собирающихся в верхней части ' бачка, уровень топлива снизится и клапан откроет выход парам в бак. На магистрали от пароотделителя к баку установлен контрольный клапан, открывающийся при давлений р =0,77 кг/см2. 7* 99 В первый , бон Топливо из насоса 1 *ч____»— Топливо в карбюратор Рис. 90. Пароотделитель с контрольным клапаном, установленный на самолете „Аэрокобра" Из существующих способов повышения высотности лучшим в смысле надежности является применение дополнительных: насосов подкачки, обеспечивающих питание двигателя до любой заданной высоты. Существенное влияние на высотность бензосистемы оказывает температура топлива в системе. Снижение температуры топлива приводит к возрастанию высотности. Прокладка труб бензосистемы вблизи двигателя, внешней системы охлаждения на самолете или других источников тепла приводит к нагреванию топлива во всасывающей магистрали до насоса. Повышение температуры топлива во всасывающей магистрали может привести к резкому падению высотности бензосистемы и к прекращению подачи топлива на высотах боевого применения самолетов. Трубопроводы, расположенные вблизи нагретых поверхностей, в особенности для условия летней эксшюатации самолетов, должны покрываться тепловой изоляцией, уменьшающей подогрев топлива во всасывающей системе. Нагнетающая магистраль оказывает незначительное влияние на высотность, так как давление после насоса, до поплавковой камеры карбюратора или форсунок, велико. 100 -•• " ' ' -•'•'•— ••' ' § 18. ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ Вес топливной системы, включая баки (емкостью до 700 л каждый) с креплением, арматуру и проводку, определяется по формуле г ллс ( W \2/з , сбс = о,об?. л(—; +Р-П, где<7— вес 1 м2 поверхности бензинового бака, включая крепления; значения q: без протектора 0 = 6,5/сг/я2, с протектором весом 4,5 кг/м2 q =11,0 кг/м2, с протектором весом 7,5 кг/м2 q = 14,0 кг/м2; п — количество самостоятельных баков; W-—общая емкость всех баков в л\ /&!—общее количество баков, включая отсеки для горючего, входящие в силовую схему самолета; р — средний вес проводки и арматуры системы питания, приходящийся на один бак. Значения р приведены в табл. 5. Таблица 5 Средний вес р проводки и арматуры, приходящийся на один бак, в кг Тин самолета Число баков 1-2 3-8 I 9—30 Одномоторный . Двухмоторный . 4,2-3,3 10-12 3,9-3,7 10-9 8,5-6,0 Вес металлических баков без протекторов может быть определен по формуле О. == 0,0854 \аЬ + w(± + ~ + ~-у_ а кг, где а и b— габаритные размеры бака в плане в дм; W— емкость бака в л. § 19. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛОАТАЦИИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ Чтобы летчик в полете мог судить о нормальной работе топливной системы, «а приборной доске должен быть установлен манометр на каждый двигатель, показывающий давление топлива. Давление топлива характеризует работу топливной системы. Трубопровод от манометра не должен быть выполнен из жестких труб, так как от вибраций такой трубопровод 101 может давать трещины. Повреждение трубопровода к манометру может явиться причиной пожара «а самолете и поэтому желательно, чтобы давление к манометру передавалось не топливом, а через реле. Кроме давления, летчик должен знать количество оставшегося в баках топлива. Для этого служат бензиномеры, устанавливаемые в баках. Показания бензиномеров должны быть точными в условиях горизонтального полета. В настоящее время в основном применяются электрические <поллавковые бензиномеры. Поплавок устанавливается в баке .и фиксирует высоту топлива в нем. Указатели бензиномеров -имеют градуировку в зависимости от формы баков. Иногда иа несколько баков ставят один указатель с переключателем. Кроме бензиномеров, на самолетах* должны быть сигнализаторы, указывающие летчику или на необходимость переключения питания на другие баки, или на выработку топлива из баков. Сигнализаторы могут быть световые и звуковые. Контроль за расходом топлива из подвесных баков, не'имеющих бензиномеров, ведется летчиком по времени полета. Однако этот метод не может обеспечить надежного контроля, так как летчик только приблизительно может оценить количество оставшегося топлива в подвесных баках. Эксплоатационные особенности топливных систем для каждого самолета отмечаются в соответствующих инструкциях по эксплоатации. Однако существует ряд общих положений, присущих всем топливным системам. Необходимо следить за хорошим состоянием всей топливной системы, проверять герметичность соединений, состояние трубопроводов и арматуры, дренажных трубок. Перед началом летного дня должен сливаться отстой из отстойников и конденсат из дренажных трубок. г Наиболее частой операцией при подготовке самолета к полету является заправка топливной системы. Система должна заправляться соответствующим топливом, определенным для каждого двигателя инструкцией по эксплоатации. Во время пробы двигателя следует проверять работу кранов и всей системы; переключение питания на разные баки не должно сказываться на давлении топлива. При заправке принимаются соответствующие меры пожарной безопасности. Строго и точно должны выполняться регламентные работы, обеспечивающие своевременную проверку и устранение причин, , могущих привести к нарушению питания двигателя топливом. . Если на самолете установлены дополнительные насосы цадкачки, необходимо проверять их работу. Включение на-CQ?QB подкачки топлива приводит вначале к резкому повы- Г02',ф1пй'>;..' . . :JT 'шж^шш г- х>птш: •• шению давления, которое за короткий промежуток времени должно установиться нормальным. Применение закрытых систем с дренажными клапанами требует тщательной проверки клапанов, так как в случае их неисправности работа топливной системы может нарушиться. На самолете с подвесными баками необходимо при пробе двигателя проверять питание из них. Переключение на питание из подвесных баков не должно вызывать падения давления топлива. На ряде самолетов наблюдаются общие дефекты в работе топливных систем, к которым относятся: падение давления топлива при подъеме самолета на большие высоты, приводящее к перебоям в работе двигателя, а иногда и к остановке его, и неравномерность выработки топлива из разных баков. На основании изложенного материала по исследованию работы топливной системы можно сделать следующие выводы. Падение давления топлива на больших высотах может произойти вследствие низкого давления в баках, которое получается в случае засорения магистрали газонаполнения или дренажных трубок и замерзания конденсата в отстойниках. Смятие трубопроводов системы газонаполнения или дренажной магистрали может также привести к падению давления топлива- Неправильно выведенная из самолета дренажная трубка может привести к разрежению в баках, которое ухудшает работу топливной системы. Большие сопротивления трубопроводов топливной системы приводят к падению производительности топливного насоса. Неплотное присоединение магистрали к насосу вызывает подсасывание воздуха, в результате чего ухудшается работа топливной системы, а при работе дополнительных насосов подкачки может из-за подтекания топлива привести к пожарам. Из перечисленного видно, какое большое внимание должно уделяться топливной системе с точки зрения правильного монтажа ее и наблюдения за состоянием как трубопроводов, так и агрегатов. Работа топливной системы зависит от правильности монтажа и условий эксплоатации. Кавитационные характеристики показывают, что работа топливного насоса на высотах выше расчетной не зависит от регулировки редукционного клапана насоса. Увеличение затяжки пружины редукционного клапана не может поднять высотность топливной системы сверх расчетной. Давление топлива зависит от производительности насоса, а последняя — от давления на входе и не зависит от затяжки редукционного клапана на больших высотах. , .... ., .,,,.,.,„,,,,,.,,, 103 Неравномерная выработка топлива из баков может произойти по причине конструктивных недостатков системы, но может также явиться следствием неправильного монтажа или неудовлетворительного ухода за системой. Причиной неравномерной выработки топлива может явиться и различное давление в баках, получающееся при неправильном монтаже дренажной магистрали. Смятие дренажной трубки, засорение ее, замерзание воды в трубках также вызывают неравномерность выработки топлива. Неодинаковое сонротивление всасывающих магистралей от разных баков может получиться при резком перегибе трубопровода ,и вследствие заедания и замерзания обратных клапанов. Неравномерная затяжка лент крепления баков может вызвать разные колебания их и прикрепленных к ним трубопроводов, что приводит к неравномерной выработке топлива на больших высотах, когда в трубопроводах имеется большое количество паров и газов. Хорошо усвоив факторы, влияющие на работу и высотность топливной системы, можно правильно ориентироваться в неполадках, грамотно их устранять и обеспечить нормальную работу топливной системы во всех случаях полета. •тж'> .П"::^. !,.<К1 ГЛАВА ВТОРАЯ ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ Работа над созданием реактивных двигателей имеет свою историю, начинающуюся с проектов русских ученых и изобретателей прошлого века. Из этих работ следует отметить проект активного участника террористического акта 1 марта 1881 г. Кибальчича. Кибальчич разработал проект «воздухоплавательного аппарата с пороховым реактивным двигателем». Константин Эдуардович Циолковский писал: «За эрой аэропланов винтовых должна следовать эра аэропланов ракетных». Циолковский разработал конструктивную схему жидкостно-реактивного двигателя, по которой теперь и строятся жидкостно-реактивные двигатели. Циолковский дал также основные схемы топливоподающих устройств жидкостно-реактивного двигателя. Инженер М. К. Тихонравов, ракеты которого летали в 1934 г. (по типу этих ракет с жидкостно-реактивными двигателями были сделаны немецкие ракеты «ФАУ-2»), писал: «Ракетную технику можно рассматривать как новую ветвь авиации, только начиная с Циолковского». Первый самолет с жидкостно-реактивным двигателем конструкции В. Ф. Болховитинова летал в СССР до появления аналогичных самолетов за границей. Теоретическая разработка турбокомпрессорных воздушно-реактивных двигателей была давно начата у нас крупными теоретиками и конструкторами1 проф. Б. С. Стечкиным и проф. В. В. Уваровым. Талантливый конструктор Люлька с 1937 г. ведет работу по созданию турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя. Турбореактивные двигатели появились тогда, когда развитие поршневых двигателей достигло высокого уровня, и все достижения автоматики и особенносгги некоторых конструктивных элементов поршневых двигателей использованы в конструкции реактивных двигателей. Если в поршневом двигателе довольно трудно осуществить управление от [одного рычага и полностью автоматизировать работу двигателя, то 105 это удается осуществить в реактивном двигателе, так как основное влияние на работу реактивного двигателя оказывает топливная система и сгорание топлива в камерах. Развитие авиации в последнее, время характеризуется интенсивной работой авиационных конструкторов шд созданием реактивных двигателей, в одном агрегате которых можно получить большие мощности при малом весе конструкции. Благодаря внедрению в авиацию реактивных двигателей уже теперь удалось максимальную скорость полета приблизить к 1 000 км/час. Конструкторская мысль сейчас занята вопросами создания двигателей, обеспечивающих не только получение больших скоростей, но и имеющих небольшие расходы топлива. Как известно, существующие воздушно-реактивные двигатели расходуют 'большое количество топлива, что приводит к утяжелению самолета и к ограничению дальности полета, особенно самолетов с небольшим полетным весом. В этом разделе мы рассмотрим работу топливных систем самолетов с реактивными двигателями, высотность этих систем и влияние различных факторов на высотность систем питания. Нами разработана методика расчета топливных систем и дана классификация различных вариантов систем питания. § 20. ОСОБЕННОСТИ ТОПЛИВНЫХ СИСТЕМ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ На современных скоростных самолетах устанавливаются турбокомпрессорные воздушно-реактивные двигатели, работа которых существенно отличается от поршневых двигателей. Воздушно-реактивный двигатель не является высотным; по мере подъема на высоту тяга, развиваемая воздушно-реактивным двигателем, падает из-за уменьшения плотности поступающего в двигатель воздуха. Для сохранения качества смеси постоянным с целью предохранения лопаток газовой турбины от перегорания необходимо по мере подъема самолета на высоту уменьшать количество подаваемого к двигателю топлива. Температура лопаток газовой турбины при современных материалах не превышает 700—850° Ц. Если при подъеме на высоту количество подаваемого к двигателю топлива оставалось бы неизменным, то вследствие падения плотности количество воздуха, проходящее через двигатель, уменьшилось бы и температура газов возрастала бы непрерывно. Постепенное уменьшение количества топлива, подаваемого к двигателю, обеспечивается автоматами, устанавливаемыми в топливных системах. 106 ;^4" : В основном управление воздушно-реактивным двигателем сводится к управлению топливным краном и настройке автоматов, от работы которых зависит работа реактивного двигателя. Турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель состоит из компрессора, сидящего на одной оси с газовой турбиной, камер сгорания и выходного сопла. На двигателе располагаются все агрегаты, необходимые для обеспечения его работы, и маслосистема. Кожух двигателя имеет узлы для крепления к самолету. Для правильной эксплоатации реактивных самолетов необходимо хорошо разбираться в агрегатах топливной системы, от которой зависит работа двигателя. Пока реактивные самолеты летают на высотах, не превышающих 12—16 км. Дальнейшее развитие воздушно-реактивных двигателей приведет к поднятию потолка самолета, поэтому важно изучить влияние различных факторов на высотность топливной системы. Требования, предъявляемые к топливным системам реактивных самолетов, аналогичны требованиям к топливным системам винтомоторной группы, однако имеется ряд специфических особенностей, присущих топливным системам реактивных самолетов. Топливная система реактивного самолета состоит из системы самолетной и системы двигателя. В самолетную систему входят: баки, краны, трубопроводы и фильтр низкого давления. Подача топлива из баков осуществляется при помощи насосов низкого давления (насосами подкачки топлива) обычно с электрическим приводом. Таким образом, самолетная магистраль находится под давлением, создаваемым электрическими насосами подкачки топлива. Это повышает требования к прочности и герметичности всех соединений топливных магистралей, расположенных на самолете. Избыточные давления, создаваемые насосами подкачки, зависят от сопротивлений самолетных магистралей и находятся в пределах от 0,5 до 1 кг/см2. Топливо из самолетной магистрали поступает к главному топливному насосу двигателя, который под большим давлением гонит топливо через ряд регуляторов и автоматов к форсункам двигателя. Давление, создаваемое главным топливным насосом, зависит от типа двигателя, расхода топлива, сопротивления магистрали высокого давления, расположенной на двигателе, и типа форсунок. Для современных двигателей это давление находится в пределах от 20 до 90 кг/см2. Очевидно, при таких высоких давлениях магистрали должны быть выполнены весьма тщательно и требования к топливной системе значительно выше требований, предъявляемых к топливным системам винтомоторной группы. : ; • . . -;.Ш-^Ш^^Тй1,,:р • • Ю7' Для обеспечения бесперебойной работы двигателя в условиях высотных полетов производительность насосов должна превышать максимальный расход топлива двигателем. Напор, создаваемый насосами подкачки топлива, должен быть достаточным для преодоления гидравлических сопротивлений самолетной магистрали и обеспечения необходимого давления на входе в главный топливный насос. В простейшем виде схема топливной системы выполняется так: топливо из баков, расположенных на самолете, забирается насосами подкачки и через кран и фильтр подается к главному топливному насосу. . Дальнейший путь топлива зависит от конструкции двигателя, количества автоматов, включенных в топливную систему, и способа перепуска топлива из линии высокого давления в линию низкого давления. Монтаж топливной системы на самолете зависит от многих факторов: расположения топливных баков, количества двигателей, вариантов питания топливом двигателей из разных баков и др. Влияние ускорений, возникающих при выполнении сложных эволюции в воздухе, на реактивных самолетах меньше, чем на самолетах с винтомоторной группой, так как магистрали от топливных баков до главного топливного насоса находятся под давлением электрических насосов подкачки топлива. С подъемом самолета на большие высоты давление, создаваемое насосами подкачки, падает и при падении давления перед главным топливным насосом из топлива выделяются газы, воздух и пары, ухудшающие наполнение насоса. Таким образом, топливная система реактивного двигателя имеет свою высотность, и важно, чтобы высотность топливной системы была больше потолка самолета. В противном случае топливная система ограничит высоту полета. Жидкостно-реактивные двигатели имеют неограниченную высотность, так как для работы двигателя на самолете имеется запас топлива и окислителя. Однако расходы топлива в жидкостно-реактивном двигателе во много раз превышают расходы топлива в остальных двигателях при полетах на дозвуковых скоростях. Скороподъемность самолетов с жидкостно-реактивными двигателями велика и тяга по мере подъема на высоту возрастает. Основной недостаток жидкостно-реактивных двигателей — большой расход топлива и окислителя — приводит (при ограниченной емкости топливных баков)' к кратковременным полетам до полной выработки топлива и окислителя из баков. На последнем этапе войны 1941—1945 гг. Германия применила в качестве истребителя-перехватчика самолет Мессершмитт Me-163B с жидкостно-реактивным двигателем Вальтер 108 HWK-509. Двигатель имел камеру сгорания, окруженную охлаждающей рубашкой, два топливных насоса винтового типа, работающих от специальной турбины, агрегаты управления и электросамопуск. В качестве топлива применялась смесь гидрата гидразина 7^2H4H2O ) с метиловым спиртом; эта смесь обозначается как компонент «С». Окислитель «Т» является концентрированной перекисью водорода. Вообще же в качестве топлива для жидкостно - реактивных двигателей могут применяться керосин с окислителем — азотной кислотой, спирт с окислителем в виде жидкого кислорода и др. Однако при сгорании указанных топлив с окислителями количество выделяемого тепла, приходящееся на 1 кг смеси, в пять-шесть раз меньше, чем при полном сгорании 1 (/сг бензина. Коэфициент полезного действия жидкостно-реак-тивных двигателей возрастает ' с увеличением скорости полета и наибольшего значения достигает при скорости полета, равной скорости выхода газов из сопла, но это может быть только на скоростях полета 1 GOO'S 000 км\час\ при меньших скоростях удельные расходы топлива получаются чрезвычайно большими. На самолете Me-163B расход топлива на номинальном режиме доходит до 8 кг/сек. На рис. 91 показана схема расположения баков на самолете Me-163B. Двигатель находится в задней части фюзеляжа. Баки расположены в крыльях, в кабине летчика справа и слева и в специальном баковом отсеке сзади летчика. Полный запас топлива составляет: компонента «Т» — окислителя 1 160 л и топлива «С» — 500 л. Весь этот запас топлива при работе на полной мощности расходуется за 8 минут полета. 109 Рис. 91. Расположение баков на самолете Ме-163В: / — ^фюзеляжный бак для жидкости Т; 2 — крыльевой бак для жидкости С; 3— бак в кабине летчика для жидкости Т; 4 — носовой бак в крыле для жидкости С Летчик регулирует тягу, управляя сектором подачи топлива в зависимости от давления в камере сгорания. Давление в камере сгорания меняется от 3 до 19 кг/'см2 на -уровне земли, при этом тяга изменяется от 200 до 1 500 кг\ на высоте 12000 м тяга возрастает на 10%. На самолете Me-163B имеется семь баков, из которых в фюзеляже и кабине летчика расположены баки с окислите-, лем «Т» и в крыльях с топливом «С». Бак 1 для жидкости ч<Т» имеет емкость 1 040 л. Баки 3 окислителем «Т», по 60 л каждый, протестированные и расположены в кабине. Баки 2 и 4 с топливом «С» расположены в средней и носовой части крыла. Полеты на высотах более 15—20 км могут осуществляться на самолетах с жидкостно-реактивными двигателями, так как для процесса горения этот тип двигателя не расходует кислорода из воздуха. Для полетов на высотах до 15—18 км могут применяться самолеты с турбокомпрессорными воздушно-реактивными двигателями, а также с комбинированными турбокомпрессорными воздушно-реактивными двигателями с винтом на валу газовой турбины. Характеристика воздушно-реактивного двигателя зависит от работы компрессора, а так как при данных оборотах компрессор обеспечивает определенную степень сжатия, то при подъеме на высоту тяга непрерывно падает вследствие уменьшения весового количества воздуха, подаваемого компрессором в камеры сгорания. Следовательно, потолок самолета с турбокомпрессорным воздушно-реактивным двигателем ограничен. На рис. 92 показаны кривые изменения тяги двигателя ЮМО-004 по высоте на различных скоростях полета. Как видно из данных кривых, тяга непрерывно падает, следовательно, количество подаваемого топлива форсунками должно уменьшаться по мере подъема самолета для сохранения надежной работы газовой турбины. Для надежной работы воздушно-реактивного двигателя необходимо обеспечить подачу соответствующего! количества, топлива и воздуха в камеры сгорания, обеспечить охлаждение двигателя и смазку подшипников, в которых вращается вал с большим числом оборотов. Рассмотрим топливные системы воздушно-реактивных двигателей, их особенности, отличие от топливных систем самолетов с винтомоторной группой, условия регулирования подачи топлива в камеры сгорания, гидравлику и высотность топливных систем воздушно-реактивных самолетов. В качестве топлива, применяемого для воздушно-реактивных двигателей, употребляются: керосин, газолин, соляровое масло и др., т. е. сорта, которые принято называть тяжелым ПО топливом, а также и бензин. На большинстве воздушно-реактивных двигателей теперь применяется керосин. Керосин, как известно, не является однородной жидкостью, в нем содержится значительное количество воздуха, газов и некоторых фракций, которые могут интенсивно выделяться при низком давлении наружного воздуха. Ркг 800 70ср- 600 500 400 300 VQC- •^М«%а 12 14 Нкм Р и с. 92. Изменение тяги двигателя ЮМО-004 по высоте на различных скоростях полета При постоянном числе оборотов насоса объемная производительность его сохраняется при работе на любой высоте. Если в топливе имеется некоторое количество газов, занимающих незначительную часть объема, то при подъеме самолета на большие высоты давление падает и относительный объем, занимаемый газами и парами, возрастает. В насос поступает смесь газов и жидкости, т. е. насос при подъеме самолета начинает подавать все меньше и меньше жидкого топлива и, наконец, на предельной высоте, характеризующей высотность топливной системы, струя жидкости перед насосом может разорваться, подача насоса упадет до: нуля, т. е. наступит кавитация перед насосом. При низких давлениях в магистралях топливных систем, в таких местах, как фильтры, возможно скапливание большого количества воздуха, которое может привести к перебоям в работе насоса. Выделение воздуха, газов и паров при низком давлении над свободной поверхностью топлива происходит более интенсивно при относительно высоких температурах. Переохлаждение топлива в магистралях самолетных систем приводит к увеличению гидравлических сопротивлений из-за возрастания вязкости топлива. Увеличение гидравличе- 111 ских сопротивлений при понижении давления с подъемом самолета на большие высоты может привести к падению производительности насоса. На рис. 93 показано изменение коэфициента кинематической вязкости керосина в зависимости от температуры. Вязкость керосина резко увеличивается при температурах ниже —5, —10° С. На самолетах с винтомоторной группой топливом является авиационный бензин с высокой упругостью паров. На сравнительно небольших высотах (когда упругость паров бензина по с 1 (J,6Q 0,24 ^ 422 *§ 0,20 \ 0,18 "> 0,16 | 0,и I т | 0,Ю 0,08 0,06 0,04 0,02 0 ""с \ \ \ \ \ Л V \ ч \ *ч ^v k^ ^••s, -^ --»-, s»— —-., W -20 -10 0 -НО +20 +3(f +4 Температура в°Ц Рис. 93. Изменение коэфициента кинематической вязкости керосина в зависимости от температуры близка к давлению в магистралях перед насосом) происходит интенсивное выделение паров бензина, что резко уменьшает подачу топлива, приводит к кавитации и к полному прекращению питания двигателя. Керосины, применяемые для питания воздушно-реактивных двигателей, имеют более низкую упругость паров, чем бензины. Для сравнения на рис. 94 приведены кривые изменения упругости паров бензина и керосинов в зависимости от температуры. Упругость паров керосинов значительно ниже упругости паров бензина и при температуре 40° Ц не превышает 25—35 мм рт. от. Следовательно, интенсивного выделения паров в топливной системе реактивного самолета нет. Однако наличие 112 воздуха в топливной системе и падение давления при подъеме самолета на большие высоты уменьшают производительность насоса и ограничивают предельную высоту, до которой топливная система работает: надежно. 3501------1-----1------, 300 i 250 I ! 20? «о 9 ! ^50 О ~<$А № / 69 70 Температура Р "и Рис. 94. Упругость паров|(топлива в зависимости от температуры при отношении паровой фазы к жидкой 4:1 Чтобы обеспечить нормальное питание воздушно-реактивных двигателей при полете на больших высотах и уменьшить выделение из топлива воздуха и газов, нужно в магистралях перед главным топливным насосом увеличить давление. Во всех топливных системах самолетов с воздушно-реактивными двигателями топливо из баков подается в магистраль электрическими насосами низкого давления, но высокой производительности, что обеспечивает подачу необходимого количества топлива к двигателю, резко уменьшает выделение газов и воздуха из топлива, улучшает наполнение основных насосов и предохраняет систему от возникновения кавитации. Давление, создаваемое главным топливным насосом, зависит от расхода топлива форсунками; следовательно, по мере подъема самолета на высоту нужно уменьшать давление топлива, перепуская часть топлива из магистрали высокого давления в баки или в магистраль перед насосом или уменьшая производительность насоса при сохранении оборотов постоянными. 8-484 113 Увеличение скорости требует повышения расхода топлива и повышения давления, что может быть достигнуто уменьшением количества перепускаемого из магистрали высокого давления топлива. Для предохранения системы от чрезмерного повышения давления в магистрали должен быть установлен редукционный клапан. Кроме того, необходимо поддерживать определенное число оборотов турбокомпрессора, соответственно реагируя на подачу топлива к форсункам. СЛ 'кг тяги БОК'Ъ 'час \г ны» Рис. 95. Изменение удельного расхода топлива, приходящегося на 1 кг тяги в зависимости от высоты полета на разных скоростях Работой воздушно-реактивного двигателя управляет летчик при помощи рычага управления краном или дроссельным клапаном, изменяющим подачу топлива, от которой зависит режим работы двигателя. Нормальная работа двигателя при полете на разных скоростях и высотах обеспечивается автоматами, регулирующими подачу топлива к форсункам и установленными на воздушно-реактивном двигателе. На рис. 95 показано изменение удельного расхода топлива, приходящегося на 1 кг тяги, в зависимости от высоты полета на различных скоростях и на рис. 96 — изменение расхода топлива на режиме i?s .- максимальных скоростей по-, Ч-лета по высоте для двигателя ЮМО-004; на этом же графике нанесена кривая изменения давления, развиваемого главным топливным насосом. Р и с. 96. Изменение потребного рас- н основании изложен- хоДа и давления топлива двигателя . . л ЮМО-004 на режиме максимальных ного выше можно сделать скоростей полета по высоте заключение об особенностях П4 . ;;:'-v.;;?v;..:. — •:;, , .; - - *'•?. . р / 40 за 20 ю 0 кг/ /см i 1600 1200 800 400 *Ы%ас V р / ^ ^ IV W • — . "- ^•v ч->- "---*. П 2 4 6 8 10 12 •Нкм топливных систем турбокомпрессорных воздушно-реактивны* двигателей по сравнению с топливными системами'Винт-OMQf-торной группы. 1. В качестве топлива применяется керошн, имеющий низ* кую упругость паров даже при высоких температурах и болМ высокую, по сравнению с бензинами, теплотворную способ1 ность топлива на единицу объема. Низкая упругость парШ* керосина улучшает условия зксплоатации системы ,при полетах на больших высотах. *' 2. Температура воспламенения керосина находится в пределах 25—30° Ц, поэтому в зимних условиях необходимо обеспечивать подогрев камер сгорания при запуске двигателя1. 3. Топливная система, расположенная на самолете, Hta> дится под давлением, создаваемым электрическими насосаий подкачки, что применяется также в топливных системах высотных самолетов с винтомоторной группой. 4. Изменение подачи топлива к двигателю в зависимости от высоты полета, давления и числа оборотов турбокомпрессора осуществляется при помощи автоматических регуляторов. 5. Топливные магистрали находятся под (эолее высокими давлениями, чем магистрали в топливных системах самолетов с винтомоторной группой. , ( 6. Расходы топлива превышают расходы в пор!пнерых двигателях при скоростях полета до 800 км/час. , ^ , 7. К топливу должны предъявляться чрезвычайно'-высокие требования в отношении чистоты, поэтому в системах осуществляется многократная очистка топлива. Так как зазюры в качающих узлах насоса невелики, то малейшие загрязнения могут вывести из строя насосы, а следовательно, и. топливную систему. Попадая к форсункам, загрязнения могут засорить их, что нарушает работу двигателя. Регуляторы, устанавливаемые в топливных системах, также чрезвычайно чувствительны к загрязнениям. " ' •" • Влага должна быть удалена из топлива до попадания его ^ в систему двигателя. Топливные системы реактивных Турбо-компрессорных двигателей имеют много общего с топливными системами поршневых двигателей непосредственного впрыска. § _»!. КОЛИЧЕСТВО ТОПЛИВА НА САМОЛЕТЕ Для выполнения полета на заданную дальность на самолете должен находиться определенный запас топлива, размещаемый в топливных баках. • ' - » Емкость баков должна обеспечить полет самолета и расход при запуске и опробовании двигателя. В том случае, когда самолет не буксируется от стоянки к старту, необходимо 8* 116 учесть расход при рулении или производить дозаправку самолета на старте^ На тех самолетах, на которых для запуска имеется специальный двигатель внутреннего сгорания и запуск реактив-«"ото двигателя производится на бензине, необходимо для этих целей иметь соответствующее количество бензина. Запуск некоторых реактивных двигателей производится электростартером, и работа двигателя начинается на основном топливе, что значительно упрощает эксплоатацию самолета. На самолетах с воздушно-реактивным двигателем величи-нсгй, характеризующей расход топлива, принято считать расход, приходящийся на 1 кг тяги за 1 час. Для разных двигателей удельный расход топлива находится в пределах 1—1,5 кг/кг тяги в час. Как известно, тяга воздушно-реактивного двигателя определяется из уравнения количества движения: Р = McfK (Vl - П) = ^~ (v, - V.) кг, где McfK — секундная масса газа, вытекающего из сопла; v<—скорость выхода газов из сопла, м\сек\ УО —скорость полета, м/'сек; €в—секундный расход воздуха, кг/сек; От — секундный расход топлива, кг/сек; g — ускорение силы тяжести, м/сек. Если для сжигания 1 кг топлива необходимо ?0 кг воздуха, а коэфициент избытка воздуха а, то секундный расход воздуха может быть выражен так: GB = a?0GT, где a —коэфициент избытка воздуха, доходящий в турбо-«омпрессорных воздушно-реактивных двигателях до 4 (из условий получения допустимых температур газа перед газовой турбиной); LQ— теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания 1 кг топлива; LQ^ 15 кг/кг топлива. От = . . . ч-------г^г- кг/сен. т |зА0+ 1)^—У-) / Удельный расход топлива получится при делении часового расхода на силу тяги: геооо. збоо. ^ СР —-Г- = (^TlH^vg "г'"г тяги в час' 116 .., , '^.-•:- /Ч ''ч<;/:^ ,.,, . •:'>:'::-:-'ч:г -- • Следовательно, удельный расход топлива зависит от _ко-эфициента избытка воздуха, скорости выхода газов из тсдала и скорости полета. Скорость истечения газов зависит от многих факторов: степени сжатия компрессора, коэфициентов полезного действия процесса сжатия в компрессоре и расширения4 после камеры сгорания, температуры газов перед газовой турбиной, температуры наружного воздуха, высоты и скорости полета. С учетом всех перечисленных факторов удельный расход топлива возрастает с увеличением скорости полета и убывает с поднятием самолета на высоту. В поршневых авиационных двигателях минимальные удельные расходы топлива получаются при работе на месте. При возрастании скорости за счет падения тяги при постоянной мощности увеличивается удельный' расход топлива, приходящийся на 1 кг тяги. В табл. б приведены значения удельных расходов топлива поршневого и реактивного двигателей в зависимости от скорости полета на высоте б 000 м. Таблица 6 Изменение удельных расходов топлива Ср кг\кг тяги в час по скорости полета 460 Ш Ш \(н>%ас Рис. 97. Изменение часового расхода топлива двигателя ЮМО-004 в зависимости от скорости полета на разных высотах • — — __ . _________ Скорость полета в км час Тип двигателя ~~ — ——___._ 360 600 800 :зоо 0,5 0,765 1,28 2,25 Турбокомпрессорные воздушно-реактивны е двигатели: ЮМО-004 v ........... ... 1.41 1,52 1,61 1?7 НИН-1" ............... 1,19 1,287 1,37 1,40 Как видно из табл. 6, удельные расходы поршневых двигателей при больших скоростях полета превышают расходы реактивных самолетов. t., .,s; На рис. 97 приведены часовые расходы топлива двигателя ЮМО-004 в зависимости от скорости полета на разных высотах. ..,.,,. WV •"' ш «. .Продолжительность полета определяется как частное от деления дальности на скорость полета: : - : ': > : Т = -^- ЧЭС, г где -L -—дальность в км\ V — скорость полета в км/час. Тогда количество топлива, необходимое для полета на заданной высдте и дальности, определится так: *'" L -I ! СЛ- Г-=С -Р.-у кг, \ • • где Ch—часовой расход топлива. Объем баков находится делением весового количества топлива!на ^цельный вес, однако необходимо предусмотреть звпас. Если долю запаса выразить через Л, и учесть количество Tbnjffl-m,! необходимое для опробования, взлета, набора вйгсоты и для 'посадки — W, то объем баков будет: : •'•--^ • 4-(л+1)+г' *• Пример. Рассчитать объем баков (без учета W) для обеспечения полета при следующих данных: Удельный расход топлива.......1,1 кг/кг тяги в час Тяга на данном режиме полета.....1000 кг Скорость полета . . . .........800 км/час Дальность.............. . 1 200 км . t Удельный вес топлива.........0,82 кг/л ' Запас должен составлять 15% от количества топлива. Решение. Определяем количество топлива, необходимое для выполнения полета: Ср • Р. А= 1,1-1000-^- = 1650 кг и объем баков с учетом запаса топлива: \ЬЫ 0,02 №б"=-г~-1Д5:=2320 л. Как видно из данного примера, для самолетов со сравнительно небольшой дальностью необходимо при полетах на небольших; высотах иметь большую емкость топливных ба-ко:в. С увеличением высоты полета расходы топлива снижаются. Большие расходы топлива, требующие значительных запасок его' ria самолете, ограничивают дальность полета, осо-белно самолетов небольшого полетного веса. Для увеличения дальности на некоторых самолетах подвешивают сбрасываемые в полете баки. Иногда подвеску баков осуществляют на концах крыльев. « v . Ш Y-"' ':-:Y'" ''' =';::'::----.-;;:1v '•'-• ' '- Для сравнения рассмотрим удельные расходы топлива и окислителя на жидкостно-реактивных двигателях. Тяга жидкостно-реактивных двигателей не зависит от скорости полета: р=^*±..С кг, где GceK — расход топлива и окислителя в кг/сек; € — скорость газов на выходе из сопла в м/сек. , В жидкостно-реактивном двигателе скорость выхода газов из сопла зависит от давления в камере сгорания и равна примерно 2 000—2 500 м/сек. Тогда приближенно секундный расход топлива и окщш-теля находим: ^«*й48*^^' J& 34 Рис. 99. Общий вид и продольный разрез двигателя ЮМО-ОС4: 1 — входной кок осевого компрессора; 2 — масляный б..к; 3 — корпус передачи; 4 — коробка передачи к вспомогательным агрегата-; 5 — корпус компрессора; 6 — регулятор реактивного сопла: 7 — бобины элсктрозажигания; 8 — рычаг управления; 9 — несущ, и силовой корпус двигателя; 10 ~ штыри для крепления двигателя на самолете; 11 — горизонтальный валик передачи к конусу сопла; 12 — корпус конуса реактивного сопла; 13 — бак пускового топлива; 14 — пусковой мотор; 15 — г/авьый топливный насос; 16 — привод передачи к ucnov-огательны i агрегатам; 17 — масляным нясос; 18 — м^сля* ый фильтр; 19 — передний подш пник компрессора; 20 — автомат, ческ! и регулятор числа оборотов; 21 — ротор компрессора; 22 - топлш ный фильтр; 23 — задний подиь.пнлк компрессора; 24 — муфель камеры сгорания; 25 — наружный кожух камеры crop, ния; 26 — щелевой смеситель камеры сгорания; 27 — камера сгорания: _?:;,;'',,,. \ 125 УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ главная питающая магистраль; магистраль для перекачки топлива из переднего дополнительного б:-ка в задний дополнительный бак; m.m.m.t магистраль для перекачки топлива кз заднего лопол-ш тельного бака в главные баки; ИХЦАЛУ>У.У. мгп-страль от топливных кранов к топливным насосам двигателей,' i дренаж. Рис. 101. Монтажная схема топливной системы самолета Ме-262: 1 — кяб • н*; 2 —''передний бак; 3 — передний дополн,.тельный бак; 4 — залний бак; 5 — зад- н и дополнительный бзк; 6 — кран; 7 — датчик указателя топлива; 8 — насос подкачки; 9 — заливна i горловика; 10 — штуцер направление движения топлива, но и взаимное расположение агрегатов топливной системы самолета. * Топливные насосы обычно имеют производительность, превышающую в полтора-два раза максимальный расход топлива в двигателе. На двигателе ЮМО-004 излишки топлива при большой производительности насоса перепускаются на линию низкого-давления редукционным клапаном и дозирующим устройством регулятора постоянства оборотов. Топливная система на самолете Ме-262 имеет большие недостатки, вызванные компоновкой самолета. Топливные баки расположены на различном удалении от центра тяжести, в результате чего при выработке топлива существенно изменяется центровка самолета. Для сохранения нормальной центровки летчику вручается специальная инструкция о порядке выработки топлива из разных баков. Чрезвычайно-сложные варианты выработки и перекачки топлива усложняют эксплоатацию самолета в воздухе, приковывают внимание летчика к топливной системе, так как несоблюдение порядка выработки влечет за собой ухудшение управляемости и устойчивости самолета. Топливная система должна быть избавлена от указанных недостатков, присущих самолету Ме-262. Топливо должно вырабатываться из баков таким образом, чтобы без вмешательства летчика центровка самолета не изменялась при выработке топлива. Топливная система двигателя BMW-003 устроена так же, как и на двигателе ЮМО-004, за исключением того, что на двигателе имеется независимая магистраль к пусковым форсункам для бензина. Топливная система самолета Не-162А1 На самолете Не-162 устанавливался двигатель BMW-003. Двигатель состоит из семиступенчатого осевого компрессора» камеры сгорания кольцевого типа, газовой турбины и реактивного сопла. Топливо подается в форсунки под давлением 50—60 кг /см2 при работе на земле. С подъемом на высоту давление топлива пада-ет. На рис. 102 показано расположение топливных баков на самолете Не-162А1. Основной мягкий топливный бак 1 емкостью 635 л расположен в фюзеляже. Для увеличения дальности полета на самолете установлен крыльевой бак 2. Топливо из крыльевого бака подается самотеком в верхнюю часть фюзеляжного бака. Бак 3 для пускового топлива (бензина) расположен в средней части крыла и бачок 5 с топливом для .пускового мотора находится на двигателе. -. : •' •••••- ;-V'":-' ' • ' ' /•.;•• • .^.;3:,; - V : "127 ..».-, Рис. 102. Схема расположения топливных баков на самолете Не-162А1: 1 - мягкий фюзеляжный бак; 2—крыльеьой бак; 5—бак для пускового топ. иза; 4 — заливные горловины; 5— топливный бачок для пускового ь.отора Монтажная схема топливной системы на самолете Не-162/\1 показана на рис. 103. Фюзеляжный бак 1 имеет датчик бензи-номера и электрический насос подкачки топлива, подающий топливо к двигателю по стальному трубопроводу 3 диаметром 28/26 мм. Все соединения трубопроводов гибкие, стягиваются обычными хомутами. На питающем трубопроводе установлен перекрывной кран 2. Двигатель на земле развивает тягу Р = 880 кг при удельном расходе топлива ?р— ->5 кг/кг тяги в час. Максимальный часовой расход топлива составляет г =880 • 1,5=1320 кг/час. fl • 128 ::•;;.• :Г;-/Ъ.:: ' л^% Ч- -<. (]ане/)ь>/}рисдед1?нений / .,— /f^v """"> ^ 77 'JP^ \ Рис. 103. Монтажная схема питания топливом двигателя на самолете Не-162А1: ; 1 — фюзеляжный бак; 2 — перекрывной кран; 5 — питающий трубопровод; 4 — дренажный трубопровод; 5 и 6 — сливные трубопроводы; 7—сборник для слива; 8 — соединительный трубопровод; 9 — керосиномер; 10—насос подкачки топлива I'.-:--.- .••'.: v>,V:;/ ? Скорость топлива в топливных! магистралях этого двигателя равна 1,25 м/сек. Для предохранения самолетов от пожара топливо, просачивающееся через уплотнения агрегатов системы, отводится по специальным трубопроводам 5 и 6 к сборнику 7 для слива, откуда через отверстие в нижней обшивке фюзеляжа сливается в атмосферу. Сливные трубки выполнены из алюминиевого сплава и имеют диаметр 42/39 мм. ,, •.., Топливо из крыльевого бака в фюзеляжный поступает по трубопроводу 8. Для выравнивания давлений в баках они соединены между собой дренажным трубопроводом диаметром 16/18 мм, а 9-484 129 чтобы предохранить топливо от выливания при резких наклонах самолета, дренажная * трубка образует в вертикальной плоскости петлю. Вывод в атмосферу осуществлен через сборник 7 в общее сливное отверстие. Топливные баки заполняются через заливные горловины, имеющиеся на фюзеляжном и крыльевом баках. К пусковым форсункам топливо подается специальным электронасосом, размещенным в отсеке шасси. Топливная система самолета Аг-234 с реактивными двигателями ЮМО-004 или BMW-003 Керосин на самолете Аг-234 находится в двух протектиро-ванных баках, расположенных: один, емкостью 1 750 л,— в передней части фюзеляжа и другой, емкостью 2 000 л,— в начале хвостовой части фюзеляжа (рис. 104). •''• >;-'1М1-оан 1750л Рис. 104. Расположение топливных баков на самолете Аг-234 В верхней части каждого бака имеется заливная горловина. На бомбовых замках, под двигателями, могут подвешиваться дополнительные сбрасываемые топливные баки, емкостью по 300 л каждый. Правый дополнительный бак сообщен с передним фюзеляжным баком и левый с задним фюзеляжным баком. Топливо из дополнительных баков в основные поступает под давлением сжатого воздуха, который подается в баки из компрессора через редукторы. - ( < / В воздушную магистраль включены дроссель, магнитный кран и предохранительный клапан. Топливо из каждого бака к топливным насосам двигателя подается двумя электрическими насосами подкачки через фильтр. Для контроля за количеством топлива в баках установлены датчики электрических индикаторов. В магистрали от баков к двигателю установлены распределительные краны, управляемые из кабины пилота.. v-' - • Распределительные краны допускают различные варианты питания из разных баков правого и левого двигателей. Нормально питание каждого двигателя осуществляется от одного из баков. , 130 •• В случае необходимости можно из одного бака обеспечить питание обоих двигателей. Топливные системы, в которых подача топлива осуществляется благодаря повышению давления в баках, не могут работать надежно, так как неплотности в заливных горловинах, нарушение герметичности бака, повреждение баков выводят из строя систему. На современных самолетах для перекачки топлива из одних баков в другие применяют насосы перекачки. Топливная система тирбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя Дженерал-Электрик J-40 Турбокампрессорный воздушно-реактивный двигатель У-40 имеет 14 камер сгорания. Запуск двигателя J -40 проще запуска двигателя ЮМО-004, так как производится от электростартера и для запуска не требуется специального топлива, но для запуска нужны специальные аккумуляторы большой емкости и веса аэродромного типа, так как емкость бортовых аккумуляторов недостаточна. Основным недостатком электрозапуска является отсут-ч ствие автономности самолета, т. е. двигатель после вынужденной посадки вне аэродрома запустить нельзя. Система запуска автоматически отключается в тот момент, когда главный топливный насос обеспечивает подачу необхо;- димого количества топлива. Отключение происходит при срав- ' нительно небольшом числе оборотов ротора (1 700 об/мин). Нормальное число оборотов — 11 500 об/мин — двигатель набирает за небольшое время. Топливо — керосин — вводится в камеры сгорания через форсунки под давлением в 30—35 кг/см2. При наборе высоты давление топлива падает, чем обеспечивается подача необходимого количества его к форсункам. Топливная система двигателя У-40 приближается к схеме, ' изображенной на рис. 98. В системе установлены регулятор оборотов, автоматический регулятор подачи топлива — регулятор качества смеси и перепускной клапан. Топливная система автоматизирована и не имеет такого количества вариантов питания из разных баков, как на самолете Ме-262А1, однако в систему входит большое количество; агрегатов. Принципиальная схема топливной системы этого двигателя показана на рис. 105. • • ^'!>.?• Топливные баки /, электронасосы 2 подкачки топлива, кран 3 переключения и трубопроводы до фильтра расположены на самолете. Остальные агрегаты топливной системы, как то: фильтр 4У пусковой топливный <насос 6, перепускной клапан 7, регулятор 8 качества смеси, регулятор 9 числа обо- 9* 131 Рис. 105. Принципиальная схема топливной системы двигателя Дженерал-Электрик J-40: 1 — топливные баки; 2 — электронасосы подкачки топлива; 5 — кран переключения; 4 — фильтр; 5 — главный топливный насос; 6 — пусковой топливный насос; 7— перепускной клапан; 8 —регулятор качества смеси; 9 — регулятор оборотов; 10 — перепускной клапан; 11—клапан управления двигателем; 12 — коллектор; 13—форсунки; 14 — дренажный трубопровод; 15 — редукционный клапан ротов, перепускной клапан 10, клапан 11 управления двигателем и др., установлены на двигателе. '•«•••> После раскрутки ротора электростартером пусковой топливный насос 6 подает топливо к перепускному клапану 7 и далее через редукционный клапан 15 в клапан 11 управления двигателем. Из клапана управления топливо через коллектор 12 поступает к форсункам 13. Избыток топлива при большой производительности пускового насоса перепускается клапаном 15 по обратной магистрали на линию всасывания. Пусковой насос работает до; тех пор, пока давление в основной топливной системе не повысится настолько, что автоматически отключится пусковой насос и пусковой электростартер. В этом случае перепускной клапан, являющийся запорным, отключает пусковой насос от топливной системы и двигатель переходит на питание от главного насоса. Главный тошгив'ный насос обеспечивает подачу топлива при числе оборотов ротора порядка 1 700 в минуту. Таким образом переключение питания от пускового насоса к главному топливному насосу происходит автоматически. При выходе из строя главного топливного насоса двигатель может работать на пусковом, но в этом случае обороты ротора должны быть не более 7000 вместо 11500 обIмин. Развиваемая двигателем тяга на земле будет равна примерно 400 кг. После перехода на питание от главного топливного насоса система работает нормально. 132 •-•? Главный топливный насос подает топливо к клапану //, который устанавливает необходимое число оборотов двигателя. Клапаном управляет летчик из кабины. При помощи дросселя летчик может изменять число оборотов газовой турбины, меняя подачу топлива к форсункам. Запорный кран клапана управления двигателем является стоп-краном: при помощи его можно прекратить подачу топлива к двигателю. Автоматические регуляторы обеспечивают сохранение заданных настройкой регулятора параметров: предельное давление в системе, качество смеси в камере сгорания и число оборотов турбокомпрессора. : ,it Регуляторы включены в магистраль параллельно основной . напорной линии подачи топлива к форсункам на пути к клапану управления двигателем. Регулятор 8 качества смеси анероидного типа. Чувствительным элементом регулятора является анероидная коробка с пружиной, реагирующая на изменение наружного давления в зависимости от высоты и скорости полета. Поло- « • * PV2 жение анероиднои коробки зависит от скоростного напора ----- т. е. от плотности, изменяющейся по высоте от скорости полета. Чем больше скорость полета на данной высоте, тем больше воздуха попадает в компрессор и тем больше нужно подавать топлива при постоянном коэфициенте избытка воь-духа. При подъеме самолета плотность воздуха падает, и расходы топлива необходимо уменьшать. Регулятор качества смеси автоматически изменяет проходное сечение перепуска топлива на линию всасывания, вследствие чего давление в главной магистрали соответственно изменяется. Регулятор 9 оборотов включен также параллельно в главную магистраль. Чувствительным элементом регулятора являются грузы, с которыми связан золотник, регулирующий перепуск топлива на линию всасывания насоса. При чрезмерном повышении давления клапан 10 перепускает часть топлива на линию всасывания. Управление двигателем производится дроссельным клапаном 11, при помощи которого можно изменять проходное сечение для топлива, поступающего1 к форсункам. ' ' v ! Дренажный трубопровод 14 соединяется с нижними камерами сгорания и служит для слива оставшегося в камерах топлива при остановке двигателя. . ; ; ,, ,• . Топливная система турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя Дженерал-Электрик, J-16 „/,',.', . Топливная система двигателя состоит из таких же агрегатов, как и на двигателе J-40, однако ряд агрегатов имеет 133 свои особенности и включение их несколько отличается от включения на двигателе J-40. . , <- Излишки топлива после автоматов перепускаются непосредственно в бак по специальным обратным магистралям. Пусковой насос подает топливо к форсункам не по независимой магистрали, как в двигателе J-40, а через клапаны в главном топливном насосе. Перепускной клапан соединяет выходные магистрали от главного топливного и пускового насосов и установлен в главном топливном насосе. Клапаны реагируют на перепад давления и являются для пускового насоса редукционными клапанами. •\ ^ Топливная система турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя Метрополитен-Виккерс F-3 Основной особенностью воздушно-реактивного двигателя Метрополитен-Виккерс F-3 является применение вентилятора, приводимого в движение от специальной газовой тур- /Т Sr^^-jiiJ«ui ^22Г*\?\ 1— --I — -lUlU-lUiUi ш^и,и — *-- /i Л у -------- ' /I ' \v 1 1 6 Рис. 106. Принципиальная схема двигателя Метрополитен-Виккерс F-3: / — входное отверстие для воздуха; 2— осевой компрессор; 3 — кольцевая камера сгорания: 4 — основная двухступенчатая газовая тупбина; 5 — двухд^ковая четырехвенечная турбина вентилятора; 6 — реактивное сопло; 7 — входное отверстие в вентилятор; 8 — кольцевое сопло; 9 — вентилятор бины, т. е. двигатель является комбинированным. Вентилятор засасывает воздух и прогоняет его через специальное кольцевое сопло, расположенное концентрично относительно основного реактивного сопла. В результате общая масса выбрасываемых газов и воздуха возрастает, что приводит к: значительному снижению расхода топлива и увеличению тяги. Удельный расход топлива у двигателя F-3 благодаря применению, комбинированной схемы на небольших скоростях доходит до 0,65 кг/кг тяги в час. Однако добавочная тяга при повышении высоты и скорости полета падает. Тяга у земли без вентилятора Р = 1 088 кг при весе двигателя 748 кг\ тяга у земли с вентилятором Р = 1 814 кг при весе двигателя 998 кг. На рис. 106 показана принципиальная схема двигателя F-3 и на рис. 107 — форсунка этого двигателя. ..^ ч, . ^;-i 134. ' , Форсунки выполняются в виде топливных трубок и монтируются внутри воздушных охлаждающих трубок. Воздух для охлаждения форсунки забирается из вторичного потока. Топливная система устроена следующим образом. Топливо из самолетного бака электрическим насосом подкачки подается через фильтр низкого давления к топливному насосу- Насос создает высокое давление и нагнетает топливо к дроссельному клапану или крану. До дроссельного крана установлен баростат, регулирующий подачу топлива в зависимости от высоты и скорости полета. Из дроссельного . крана топливо поступает в регулятор • постоянства оборотов и главный топливный распределитель, откуда направляется в кольцевой коллектор и,,, далее к форсункам. ; Камера сгорания кольцевого типа Р и с. 107. Форсунка дви-состоит из самой камеры и внешнего гателя F-3 и внутреннего кожухов. Форсунки расположены радиально под углом 18° друг к другу, т. е. всего по окружности имеется двадцать форсунок. Топливная система турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя Вестингауз 19В «Янки» Двигатель Вестингауз 19В установлен на самолете Мак-Доннель. Не рассматривая особенностей двигателя и самолета, разберем только принципиальную схему топливной системы (рис. 108), отличающейся от рассмотренных выше тем, что в нее, кроме автоматов качества смеси и оборотов, включен еще специальный отсечной клапан. : В топливную систему входят: бак /, насос 2 подкачки топлива, главный топливный насос <3, регулятор 4 качества смеси, регулятор 5 оборотов, топливный фильтр 6, дроссельный клапан 7, специальный отсечной клапан <3, перепускающий часть топлива в бак при остановке двигателя, форсунки Я топливный коллектор 10, собирающий топливо из обратных магистралей автоматических регуляторов, обратные клапаны //и)ч обратная магистраль 12. Топливо из баков при помощи электронасоса 2 подается под низким давлением к главному топливному насосу 3, Дальнейший путь движения топлива ясен из схемы. 135 I? •LJ u№'v ••:•;• • "'"''* f . I, ______ ••" ...... • — д .-. ,r — - ••'».• -. ft ; • у • : / :• • -\^ ;•:• i" ч - '• •• s '"* .- •'] >. "i-' . \ f~ --• - ' .• .<*-$', ••'.''' -• ; \ilx \ •. ' - ''' 1 •'• . • 1/ /ТЛ П о : ч !(. • чу 1 — © к Ч . . .'Г.' -pV-W-1 I .';ii ';-''• " ^~^^. 1 1 ; ^'V} ^ •:' '::./,.--' ^ Л ' 4;;v ":.^:,': г 7 f ? - — -Tfca * (3)-- + с 7 0 С Рис. 108. Принципиальная схема топливной системы двигателя Вестингауз 19В: j — топливный бак; 2 — насос подкачки топлива: 5 — главный топливный насос; 4—регулятор качества смеси; 5—регулятор оборотов; 6 — топливный фильтр; 7 — дроссельный клапан; 8 — специальный отсечной клапан; 9—форсунки; 10 — топливный коллектор; И — обратные клапаны; 12— обратная магистраль '" Количество подаваемого к форсункам топлива регулируется автоматически в зависимости от высоты полета, числа оборотов и максимального давления топлива. Излишки топлива через коллектор 10 направляются в бак. Топливная система турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя Де Хевиленд «Гоблин» ••• • :^' Двигатель «Гоблин» устанавливается на английском самолете-истребителе «Вампир» (рис.. 109). Данный двигатель развивает большую тягу, чем немецкие двигатели ЮМО-004 и BMW-003, и имеет более продолжительный ресурс. .,"-..-/Л;';" - У:: •:• ^ :'-'•'*•• Рис. 109. Самолет Де Хевиленд „Вампир-Двигатель «Гоблин» состоит из одностороннего центробежного компрессора, одноступенчатой газовой турбины, шестнадцати камер сгорания, реактивного сопла, корпуса двигателя и вспомогательных агрегатов. Топливные и масляные насосы установлены в нижней передней части двигателя. Камеры сгорания расположены вокруг центрального корпуса. Камера • сгорания состоит из наружного' корпуса и вну- 136 /-" тренней камеры с форсункой и завихрителем (рис. ПО). Во внутренней камере происходит сгорание топлива, подаваемого через форсунку. Мощный завихренный поток воздуха от за-вихрителя обеспечивает хорошее перемешивание топлива с воздухом. Форсунка ввинчена в завихритель. В передней части камеры находится головка 3 полусферической формы с двойными стенками и большим количеством отверстий для подвода воздуха в завихритель. / "&"• -У "V «•V* :J Рис. 110. Камера сгорания и сопло двигателя ?г-..;., , ; " .Гоблин": ;';.-" "• _:; v ' 7 — корпус камеры сгорания; 2 — внутренняя камера; 3 — головка; 4—завихритель; 5—форсунка; 6— соединительный патрубок г Сгорание происходит при соотношении топлива к воздуху от 1:20 до 1:15 (по весу). Часть воздуха попадает в камеру через отверстия в задней части, обеспечивая догорание топлива.-- '*Х •*?-:-'>-::-'> &•}• • , ' s'Vv . •,•:.•.,{•:' Воспламенение смеси при запуске происходит в двух камерах, в остальных камерах воспламенение смеси обеспечивается через соединительный патрубок 6. Топливная система двигателя «Гоблин» приведена на рис. 111. Керосин из баков подается электрическим насосом подкачки топлива через кран и фильтр к насосу ротативного типа, состоящего из семи роторов. Передаточное число от ротора турбокомпрессора к насосу 0,343, что дает 3 500 об/мин при максимальном числе оборотов ротора я = 10200 об/мин. Производительность насоса при этом на земле равна 3 000 л\час, что превышает максимальный расход топлива на земле в полтора раза. Из топливного насоса топливо поступает в регулятор подачи, имеющий калиброванное отверстие. Сечение калиброванного отверстия изменяется управляемой из кабины конусообразной иглой, профиль которой обеспечивает линей- 137 ( 1 л^ -_1 _ 4 ~Ш~ -*-"• т "• _ ------- ----- Рис. 111. Схема топливной системы двигателя „Гоблин": 1 — баки; 2 — электрический насос подкачки топлива; 3 — кран; 4 — фильтр низкого давления; 5 —топливный ьасос; 6 — регулятор подачи топлива с управлением из кабины летчика; 7 — барометрический регулятор; 8 — центробежный регулятор постоянства оборотов; Р — распределительный клапан, управляемый из кабины; 10— топливный аккумулятор; // — автоматический пусковой клапан; 12 — автомат включения пускового мотора; 13 — трубопровод подвода топлива; /4 — форсунки; /5—обратная магистраль ную зависимость между перемещением рычага в кабине летчика и величиной тяги. Регулятор подачи топлива оказывает большое гидравлическое сопротивление, и если на других типах двигателей давление после насоса отличается от давления перед форсунками на (несколько атмосфер, то в двигателе «Гоблин» при давлении, развиваемом насосом, 93 кг/см2 давление перед форсунками равно 45 кг/см2. Гидравлические потери на участке системы от насоса до форсунки составляют 48 кг\смг на максимальных оборотах двигателя. В систему включены барометрический регулятор анероеднопо типа и регулятор постоянства оборотов. От регулятора оборотов керосин поступает в распределительный клапан высокого давления, топливный аккумулятор, автоматический пусковой клапан и автомат включения пускового мотора.'"'*' -••' ~Щ^\ ,х / \ л " /г ^3 / 3/ li'Ci^* iii'-iii.VCii/Cii*.*_ii;.".i^\J .v.-/.'.-:.v7*r.i #*Й^ , • * . . » •• • 'JJ 1^:Ш :. •.'-•. •..•.::."•* " ^-•^ 4\У ----ЛХ ^=54 'А/, •,t'VV4;:'i:; :: У •'.•...•!•:.•,>( . ,й ' -•' • ' *..^^ Рис. 112. Схема топливного бака с клапанами для •.•''''•'•' перевернутого полета: ;.?-Ч4;^): Л -* — бак; 2 — горизонтальная перегородка; 5^—заслонка; 4 — груз; < •№''*:*' 5—насос низкого давления • - ; .'•, :•:?•{•' v-''; '("•$• •;f:'* ^':' 'ft На двигателе «НИН» применена двойная форсунка, имеющая канал малого сечения и главную топливную магистраль. В топливной системе предусмотрено устройство, обеспечивающее подачу топлива к обоим топливным каналам форсунки. На рис. 113 показана форсунка двигателя «НИН». В форсунке имеется канал небольшого сечения, подающий топливо к распылителю. При работе двигателя на малых оборотах топливо поступает к форсунке только по этому каналу. При tv г. Рис, ИЗ. Форсунка двигателя „НИН": / — корпус форсунки; -^-канал к распылителю; 3 — главный ,. топливный канал - •-•--- „• • _ • •^ \. • i 140 увеличении числа оборотов топливо поступает как по каналу малого сечения, так и по главной топливной магистрали. В этом случае работают обе форсунки, -v •>." Топливом для данного двигателя является, так же как и для других воздушно-реактивных двигателей, керосин с добавлением 1 % (по объему) смазочного масла для обеспечения смазки агрегатов, через которые проходит топливо. •. * -•'• 12000 Умин* Рис. 114. Изменение удельного расхода топлива С» и тяги Р по оборотам двигателя „НИН-1" (на уровне моря) II. Удельный расход топлива составляет 1,065 кг\кг тяги в час. i ; , I На рис. 114 показано изменение удельного расхода и тяги двигателя «НИН-1» по оборотам (на уровне моря). Схема топливной системы одного из первых двигателей «НИН-1» показана нарис. 115. Топливо из бака забирается электрическим насосом подкачки и подается по магистрали 3 через кран 4 к фильтру 7. Из фильтра топливо поступает к двум топливным насосам плунжерного типа. Насосы многоплунжерные, в которых ход плунжеров обусловлен наклоном опорной шайбы. Угол наклона шайбы, определяющий ее производительность, зависит от положения сервопоршня, нагруженного пружиной с одной стороны и давлением топлива с другой. Насосы имеют 141 21 гв •:?'- W--to Рис. 115. Схема топливной системы двигателя „НИН-1": 1 — анероидный регулятор; 2—свеча: 3 — топливная магистоаль; --. 4 — кран; 5—воспламенитель; 6 — соленоид; .. -^ 7 — фильтр; 8 — дроссельный кран: 9 — регулировочный винт малого газа; 20 — манометр; // — топливный насос; 12 — датчик манометра; 13— дренаж: 14 — клапан; 15 — манометры; 16 — сигнализатор падения давления; 17— демпфер; IS — топливный насос; 19 — топливная магистраль к главной форсунке; 20 — топливная уагистраль к распи- ливающей форсунке; 21 — форсунка; 22 — стоп-кран 'y-fflp1*** ''••"-J и a Рис. 116. Схема топливного насоса и барометрического регулятора двигателя „НИН-1": 7 — плунжер; ? — диафрагма; 3 — дисковый клапан; 4 — ротор насоса; 5 — наклонная шайба; 6 — подшипник; 7—поршень сервопривода; 8 — клапан; 9 — пластинчатое крепление рычага; 10 — анероидная коробка; Л — рычаг барометрического регулятора; 12 — плунжер; JJ—мембрана; 14 — калиброванное отверстие; 15—клапан гидравлическое управление. Каждый насос имеет регулятор максимального числа оборотов и анероидный регулятор, воз-действующий на сервомотор, который управляет положением опорной шайбы. Нижний насос вращается с числом оборотов на 150 больше верхнего, но окончательная регулировка оборотов осуществляется верхним насосом. Топливо из насосов 18 nil поступает в дроссельный кран S, управляемый из кабины летчика. Дроссельный кран в зависимости от положения клапана изменяет сопротивление топливной магистрали, что при-водит к изменению производительности насоса. Топливо через стоп-кран 22 и клапан 14 повышенного давления поступает по магистрали 19 к топливной форсунке 21. Клапан 14 обеспечивает при малых оборотах поступление топлива только по трубке 20 к распыливающей форсунке. На магистралях 19 и 20 установлены манометры 15. Кроме указанных манометров, после дроссельного клапана установлен манометр 10, включенный в топливную магистраль через датчик манометра 12. На топливном насосе 18 имеется демпфер 77, который выравнивает давление, передаваемое к регулятору. Регулятор 1 подачи топлива при понижении наружного давления уменьшает производительность топливного насоса. В магистраль низкого давления включена пусковая форсунка со свечой, топливо к которой подается специальным пусковым ' электронасосом (на рис. не показан). \ , * ^Ж, :,/ - ' •.'•••'•.••• " . ' , . ".'••'• . НЗ >?-. Ф- ""--• ,л, .Г; Ц По 8В По стрелке А Рис. 117. Схема реактивного двигателя немецкого самолета-снаряда: / — корпус двигателя; 2 — входная решетка; 3 — каналы Вентури; 4 — бензопровод; 5—воздушная магистраль для запуска двигателя; 6—форсунка; 7 — трубка подачи сжатого воздуха в камеру сгорания; 8 — запальная свеча; 9 — передняя стойка; 10 — ребра входной решетки; 11 — стальная полоса; 12 — пластинка воздушного клапана При закрытии стоп-крана топливо, поступающее от насоса до остановки двигателя, перепускается из стоп-крана по специальной трубке к фильтру. На дроссельном кране имеется регулировочный винт 9 малого газа, который при полном закрытии крана обеспечивает поступление топлива к двигателю, под давлением через небольшое сечение для малого газа. На магистрали низкого давления установлен датчик сигнализатора падения давления топлива. Большая тяга двигателя «НИН-1» требует значительных расходов топлива, подача которого обеспечивается данной топливной системой. Регулятор двигателя «НИН-1» работает в зависимости от давления топлива в нагнетающей магистрали. При повышении давления поршень сервопривода перемещается вправо и изменяет наклон шайбы. Уменьшение угла наклона шайбы укорачивает ход плунжеров, и таким образом даже при сохранении постоянных оборотов изменяется производительность топливных насосов. Барометрический регулятор также воздействует на положение наклонной шайбы, уменьшая угол наклона ее с поднятием самолета на высоту. Топливная система двигателя «НИН-1» является системой с насосами переменной производительности. Но регулятор не обеспечивает сохранения устойчивых постоянных оборотов на всех высотах полета, так как не имеет обратной связи, не допускающей перерегулировку. Насос и барометрический регулятор На рис. 116 изображена схема многоплунжерного насоса и регулятора двигателя «НИН-1». Как было указано выше, насос относится к типу насосов переменной производительности. Насос состоит из семи плунжеров 1, помещающихся в роторе 4. Наклонная шайба 5 является опорой, ограничивающей подъем плунжеров. Плунжеры перемещаются кверху под действием пружины. Наклонная шайба при помощи соединительного рычага связана со штоком поршня сервопривода 7. Таким образом в зависимости от положения поршня сервопривода изменяется наклон шайбы, от которого зависит ход плунжеров, а следовательно, и производительность насоса. В данном насосе параметром, по которому происходит регулирование производительности, является давление топлива. От давления топлива зависит расход через форсунки и число оборотов ротора. Магистраль высокого давления соединена сверлением с полостью над поршнем сервопривода и при помощи калиброванного отверстия 14 — с полостью под поршнем. Сечение калиброванного отверстия подобрано так, что в нормальных 10-484 • ; ; . , , 145 условиях работы давление топлива уравновешивается пружиной. Полость справа соединена с клапаном 15 на барометрическом регуляторе. Топливо под давлением поступает под мембрану 13, на которой укреплен плунжер 12. Рассмотрим работу насоса при изменении давления. Увеличение давления передается на мембрану ]13, которая, несколько деформируясь, приоткроет через плунжер 12 клапан 15. Перепуск топлива из-под поршня 'приведет к тому, что производительность насоса упадет. Насос имеет приспособление для ограничения предельных оборотов ротора. В роторе сделаны сверления, по которым топливо из центральной полости поступает под действием центробежных сил во внешний кольцевой зазор, между ротором и корпусом насоса. В том случае, когда давление, зависящее от числа оборотов, возрастет настолько, что превзойдет расчетное, диафрагма 2 прогнется и благодаря этому откроется выход топливу из-под поршня сервопривода. Производительность насоса упадет, в результате чего обороты будут снижены. Барометрический регулятор работает следующим образом: анероидная коробка 10 барометрического регулятора упирается с одной стороны в корпус и с другой на рычаг 11. Опорой для рычага 11 является диафрагма 9, разъединяющая полость, заполненную топливом, от наружной среды. На рычаг действуют силы через клапан 15 от плунжера 12 и анероидной коробки 10. Моментам от этих сил противодействует момент, 'получающийся от затяжки пружины, прижимающей рычаг к клапану 15. С подъемом самолета давление вокруг анероидной коробки падает, усилие от нее несколько отклоняет рычаг 11, что приводит к открытию клапана 15, через который топливо из-под поршня сливается на линию всасывания, благодаря чему, как было уже разобрано, падает производительность насоса. Падение давления топлива уменьшает моменты от клапана 15 и плунжера \12, что приводит к закрытию клапана 15. Для предохранения от чрезмерного повышения давления имеется клапан 8, который при слишком высоком давлении перепустит часть топлива из-под поршня, благодаря чему поршень переместится вправо и уменьшит наклон шайбы, что приведет к снижению производительности насоса. Система питания топливом реактивного самолета-снаряда ФЛУ-1 На немецком самолете-снаряде ФАУ-1 установлен бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель пульсирующего типа (рис. 117). *'"•".'. .__-• 146 •;;-• Пульсационная работа двигателя происходит за Счет открытия и закрытия входного сечения для воздуха стальными пластинками 12 воздушного клапана и решеткой 2, установленными в этом же сечении. Стальные пластинки в зависимости от давления в камере сгорания открываются или закрываются. При падении давления в камере сгорания пластинки открываются. С повышением давления, а также под действием упругости пластинок они прижимаются к стальным полосам 11 и закрывают входную часть двигателя. На входной решетке 2 со стороны камеры сгорания расположена девять форсунок 6 по три форсунки в три ряда. Топливо впрыскивается в зону наиболее низкого давления. За каналами Вентури 3 расположена камера сгорания. Топливный бак / емкостью 680 л (рис. 118) расположен за взрывным зарядом и представляет собой отсек фюзеляжа, закрытый днищем. Из бака топливо подается к форсункам под Рис. 118. Схема топливной системы самолета-снаряда: 1 — топливный бак; 2 — трубопровод от бака; 3 — топливный фильтр; 4 — агрегат регулировки подачи топлива; 5— бензо; ровод к форсункам; 6 — форсунки; 7—обратный клапан; 8 — трубка подвоза сжатого воздуха в камеру сгорания; 9 — трубка подвода воздуха в регулятор подачи топлива; 10— штуцер; // — воздухопровод от трубки Пито; 12 — подвод атмосферного давления ю* 147 давлением воздуха из двух баллонов сферической формы. На воздушной магистрали имеется редуктор, обеспечивающий подачу воздуха в бак под давлением 7 кг/см2. Топливо из бака по трубопроводу 2 через фильтр 3 поступает в агрегат 4, регулирующий подачу топлива, и затем по трубопроводу 5 поступает в форсунки 6. Удельный расход топлива достигает 4,5 кг/кг тяги в час. Регулятор подачи топлива (рис, 119) состоит из пускового клапана / и клапана 2, регулирующего подачу топлива в зависимости от высоты и скорости полета. Пусковой клапан работает следующим образом: клапан / прижимает шток 6 к центру диафрагмы 3, в верхней части которой закреплен шток 4 с пружиной 5. Перемещаясь вниз, диафрагма открывает клапан У, обеспечивая подачу бензина к клапану 12. При подъеме диафрагмы клапан 1 закрывается пружиной 7, и подача топлива прекращается. Пространство над диафрагмой сообщается с обратным клапаном 7 (см. рис. 118), расположенным на обшивке фюзеляжа, а пространство под диафрагмой (рис. 119)—с атмосферой. В начале запуска воздух под давлением подается через обратный клапан в камеру сгорания и в пространство над диафрагмой. Диафрагма прогибается книзу и открывает доступ топливу через пусковой клапан к форсункам. При движении диафрагмы вниз вместе с ней перемещается шток клапана_до того момента, пока запорный шток 8 под действием пружины 9 не запрет пусковой клапан в открытом положении. При помощи рычага 10 можно в случае неудачного запуска закрыть клапан, освободив шток 4 от запорного штока 8, при этом с пульта по трубке 9 (рис. 118) подается сжатый воздух в пространство под диафрагму 11 (рис. 119), что приведет к закрытию клапана 12, и доступ топлива к форсункам прекратится. Воспламенение смеси в камере сгорания.при запуске производится от свечи, напряжение на которую подается с пульта управления. Регулятор качества смеси. Регулировка качества смеси вызывается изменением давления под влиянием: высоты полета, скорости полета и давления в камере сгорания. Положение клапана 2, дозирующего подачу топлива к форсункам, регулируется рычагом 14, укрепленным шарнирно на оси 15. При подъеме на высоту давление над диафрагмой 17 уменьшается, диафрагма, перемещаясь вверх, нажимает через шток 16 на рычаг 14, в результате поворота рычага клапан 2 опустится и уменьшит сечение для прохода топлива. При возрастании давления над диафрагмой пружина 19 возвращает рычаг в исходное положение. Возрастание скорости полета приводит к увеличению давления под поршнем 20. Поршень, перемещаясь вверх, ежи- 148 :;••;.:<-••: ;: ."'-г;"": По fin n (Ж ja 13 15 14 25jfk п ; ^ f ^ ' ' ' '" 72 о / \ J л2 От динамической линии трубки Пи,по Атмосферная to,— давление bz •/ /7 / / Р Сжать; J воздух i ^ Йткзсфернуе давленое Топливо н форсункам 'i Топливо пт фильтра Рис. 119. Регулятор подачи топлива: s 'г„"^;:0^2Г:/?-Г^"-//-у-Ж--п°"-у^^^^ ^ шток, 9 - п. ужииа, Ю^ _Г ьм^г, ^« ^д_ ^ ^ ^^ ^ _ ^^ ^ 22 _ поршеяь. 23 _ пружина; 2^ _ шго„; 25 - пру* .на мает пружину 19, что приводит к отклонению рычага 14 и к открытию клапана пружиной 25. Для ограничения скорости полета служит пружина 21, которая ограничивает перемещение поршня 20 вверх, что обеспечивает предельное открытие клапана. Повышение давления в камере сгорания выше расчетного приводит к тому, что поршень 22 перемещается вниз и штоком 24 поворачивает рычаг, обеспечивая перекрытие клапана. Для прекращения подачи топлива при чрезмерном повышении давления в камере сгорания служит также клапан 12. В пространство под диафрагму 11 подводится давление из камеры сгорания; резкое повышение этого давления приведет к закрытию клапана 12. Двигатель выключается в тот момент, когда самолет-снаряд переходит на режим пикирования, при этом оголяются трубки подачи топлива к двигателю из бака. § 23. ГИДРАВЛИКА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ Работа топливной системы зависит от производительности топливного насоса, а производительность насоса в свою очередь зависит от числа оборотов, конструкции насоса, температуры и сорта топлива и давления на входе в топливный насос. В топливных системах реактивных самолетов давление перед главным топливным насосом зависит от давления, создаваемого электрическим насосом подкачки топлива, и гидравлических потерь в магистрали от электронасоса до главного топливного насоса. Как указывалось выше, скорости топлива в магистралях не превышают 2—3 м/сек. Рассматривая движение топлива в трубопроводах, легко убедиться, что структура потока турбулентна, т. е. движение завихренное, из-за сравнительно небольшого значения вязкости керосина. Характер потока определяется в зависимости от скорости, диаметра трубопровода и вязкости жидкости. Давление, создаваемое главным топливным насосом, равно сопротивлению магистрали и форсунки. Следовательно, при известном потребном расходе топлива необходимо обеспечить соответствующее давление для преодоления гидравлических сопротивлений. Потери на трение и местные потери в топливных системах реактивных двигателей определяются по тем же формулам, которые приведены в § 14 «Гидравлика топливных систем» для поршневых двигателей. В табл. 2 того же параграфа приведены значения коэфициента местных потерь. 150 „ •-,.;• Сопротивление форсунки зависит от формы форсунки и расхода через нее. Известно, что скорость истечения определяется по следующей формуле: «ф = >/2*^, где JA — коэфициент истечения; Д/? — разность давлений до форсунки и в камере сгорания. Расход через форсунку определяется как произведение проходного сечения на скорость: *rf? ™*ф 1/п^ф-А* °Ф = ^Ф ' -^"Т = -f- ' Т ' Н- |/ %g-*-j---- или, объединив постоянные коэфициенты, получаем: °Ф = *4]/ Рф—Р* кг'сек, где /?ф — давление перед форсункой; Рк — давление в камере сгорания. G ice* d=0,5 ЮМО-211 а=0,5 АМ-38 DB-605 Аллисон BMW-801 Ю 15 20 25 30 Р$кг/м1 Рис. 120. Изменение секундных расходов топлива через распылители (форсунки) различных авиационных двигателей в зависимости от давления Для двигателя ЮМО-004 С=17&\/рф кг/час. Данные испытаний дают такие же зависимости, что легко видеть по кривым изменения секундных расходов топлива через пусковые форсунки обычных авиационных двигателей (рис. 120).1 1 По испытаниям |Я. Д. М и тн и ц к о г о | ВВА им. Жуковского. 'V .' 'Л.';Ч' .' ' „ 151 На рис. 121 показан расход топлива через форсунку воздушно-реактивного двигателя в зависимости от давления топлива. Давление, создаваемое насосом, должно равняться сумме гидравлических потерь магистралей до форсунок и сопротивлению самой форсунки. Из формулы для расхода через форсунку имеем потребное давление перед ___^ форсункой в зависимости от 40 РЯ%МЯ расхода и давления в камере ,„, ,- сгорания: Рис. 121. Изменение расхода топлива г через форсунку воздушно-реактивного двигателя BMW-003 в зависимости от давления топлива перед форсункой 1 Г 1 ^ф % < /7 Т .S* ^ Г U,J ^ s^ п^ / fi i -.; 7 ии U,i, / V V СИ / ' / о ю ?л щ •J-J G2 иФ 'Ф - + Рк кг!см9-. Ч Давление, создаваемое главным топливным насосом для обеспечения данного расхода топлива: G Ф нас Ло+Л.+ —Зг) +^к ^/^2- a-rf Ф Скорость топлива в магистралях зависит от расхода; следовательно, в данной системе давление пропорционально.квадрату расхода топлива. Однако даже при максимальном расходе топлива гидравлические потери на участке от насоса до форсунок сравнительно невелики, за исключением двигателей, имеющих специальные дроссельные устройства. Основное влияние на потребное давление насоса оказывает сопротивление форсунок. При подъеме самолета на высоту потребный расход топлива уменьшается, при этом соответственно уменьшается сопротивление магистрали и форсунки, что приводит к падению давления топлива в системе. Кроме форсунок постоянного сечения, в реактивных двигателях могут применяться также и форсунки переменного сечения, тогда; давление топлива сохраняется, но так как изменяется сечение для прохода топлива, то расход топлива будет снижаться. Необходимость сохранения давления топлива перед форсунками диктуется условиями обеспечения надежного распыливания топлива при малых расходах, что очень важно для высотных полетов, °' 152 § 24. ВЫСОТНОСТЬ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Потребный расход топлива — это то количество топлива, которое необходимо подавать в камеры сгорания для обеспечения данного режима полета на заданной высоте. Располагаемый расход характеризуется производительностью насоса. На всем диапазоне высот располагаемый расход должен быть больше потребного; в этом случае автоматы перепускают часть топлива в баки или на линию всасывания насоса. 8 1 4 5 1 нас Рис. 122. Схема для расчета топливной системы: / — бак; 2 — электронасос подкачки топлива; 3 — главный топливный насос; 4, 5 и 6 — автоматические регуляторы; 7 — форсунки; — 8 топлив: ый коллектор Рассмотрим высотность топливной системы, изображенной на рис. 122. Топливо из баков / электронасосом 2 подкачки нагнетается к главному топливному насосу 3, который гонит топливо через ряд автоматов 4, 5 и 6 к форсунке 7. Так как топливные системы реактивных самолетов относятся к типу открытых систем, в которых давление в баке атмосферное, то давление перед входом в электронасос подкачки топлива можно принять равным наружному давлению рн. Давление, создаваемое электрическим насосом подкачки, должно обеспечить не только преодоление гидравлических потерь на участке от это'го насоса до главного топливного насоса, но и создать напор на входе в насос 3. Давление и производительность насоса зависят от давления на входе в насос р^ . 'v-v ,••;.; ,. 155 Давление перед электрическим насосом подкачки топлива падает с высотой, следовательно, падает и его производительность. Из характеристики электронасоса подкачки топлива (см. рис. 88) видно, что этот насос в состоянии обеспечить подачу до 1 400 л/час топлива при напоре, превышающем 0,3 кг/см2. Однако для воздушно-реактивных двигателей производительность насоса должна быть значительно выше, особенно, если из одного бака осуществляется питание двух двигателей. При этом гидравлические потери при больших расходах доходят до 0,7 кг/см2. W%UH 72flk Рн%м* 6789 10 11 12 Hw Рис. 123. Характеристика дополнительного масляного насоса: W — производительность; Р — давление Для иллюстрации влияния давления на входе в насос на работу насоса на рис. 123 приведена характеристика дополнительного масляного насоса, на которой показано изменение производительности и давления этого насоса в зависимости от высоты полета. Как видно из данной характеристики, даже в масляном насосе резко падает давление и производитель-кость при подъеме самолета на высоту. Это объясняется тем, что при низких давлениях из масла выделяется большое количество воздуха, ухудшающего наполнение насоса и уменьшающего производительность его. На основании приведенных данных можно сделать заключение о том, что давление перед входом в главный топливный насос будет падать по мере подъема на высоту, что приведет к падению производительности главного насоса. Как уже указывалось, давление перед электрическим насосом зависит от высоты полета, и насосы подкачки на высо- 154 ' ' . . . и - • , тах более 16—18 км не обеспечивают достаточного давления. Давление, создаваемое электронасосом, зависит от высоты полета и кавитационной характеристики насоса. р*г/ г Давление перед главным топ- w ливным насосом определится согласно рис. 122 как: Р'П = Рэ.и ±ЧУ — (Ртр + Р^ Следовательно, можно получить кривую располагаемой производительности или давлений топлива за насосом в зависимости от высоты полета. р и с 124. Навигационная ха- При избытке производительно- рактеристика главного топлив-сти насоса над расходом давле- ного насоса ние остается почти постоянным и, начиная с определенного давления на входе в насос, резко падает (рис. 124). Высотность топливной системы определяется по графику кривых потребного расхода и располагаемой производительности насоса. На рис. 125 показаны: кривая потребного расхода топлива через форсунки и кривая располагаемой производительности насоса в зависимости от высоты полета. Потребный и располагаемый расходы связаны между собой формулой расн нас пер ' ф' где Оцас — располагаемая производительность насоса; 6ф — расход через форсунки; Опер — количество топлива, пропускаемое автоматами. Теоретически высотность топливной системы с насосом постоянной производительности определяется из условия Gnep = 0; иначе говоря, высотность определяется пересечением кривых потребного и располагаемого расходов. Однако резкое падение производительности начинается при навигационном режиме, поэтому высотностью топливной системы должна быть та высота, на которой начинается резкий перегиб кривой располагаемого расхода, что будет соответствовать запасу давления на входе в топливный насос Д/7, который может быть назван кавитационным запасом давления. В некоторых случаях большую высотность топливной системы стремятся получить за счет сохранения постоянного давления в баках, вне зависимости от высоты. 155 -"ЯУ w--.j Р„ *?•.,,? /?'-*? Рис. 125. Кривые потребного расхода топлива и располагаемой производительности в зависимости ит высоты полета Для самолетов большой высотности необходимо использовать повышение давления в баках за счет скоростного напора, правильного осуществления дренажа и подбора соответствующих насосов подкачки топлива. В эксплоатации реактивных самолетов приходится встречаться -с рядом специфических особенностей запуска двигателей, в особенности в зимних условиях, когда необходим достаточный прогрев двигателя, без которого не обеспечивается воспламенение керосина в камерах сгорания. В двигателях с запуском от бензинового мотора перегрев может ухудшить запуск. Из-за плохой приемистости турбо-компрессорного воздушно-реактивного двигателя нельзя резко изменять режимы работы двигателя. Время перехода с одних оборотов на другие зависит от типа данного двигателя и высоты полета. Обороты ротора, на которых обеспечивается надежная работа двигателя, растут с поднятием самолета на высоту. Таким образом, на больших высотах нельзя сбавлять обороты до таких значений, при которых на малой высоте двигатель работает нормально. Топливная система требует тщательного ухода, так как она находится под давлением. Перед запуском двигателя необходимо проверять работу электрических насосов подкачки топлива, так как при отсутствии топлива в магистрали от баков до главного топливного насоса переход двигателя на работу от основного топливного насоса невозможен. § 25. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ЖИДКОСТНО-РЕАКТИВКОГО ДВИГАТЕЛЯ Жидкостно-реактивные двигатели разделяются на две основные группы по устройству топливоподающих систем: ЖРД с турбонасосной подачей топлива и окислителя в камеру 156 Сгорания и ЖРД с баллонной подачей. Двигатели, предназначенные для кратковременной работы, например ускорители, подвешиваемые под самолетом для облегчения взлета или разгона самолета в воздухе, имеют продолжительность работы, не превышающую 30—45 сек. Подача топлива и окислителя в этом случае может осуществляться под давлением воздуха. Однако для продолжительной работы необходимо иметь большие емкости для воздуха и большой вес резервуаров для размещения топлива и окислителя, находящихся под давлением воздуха. Так как давление в камере сгорания достигает 20 кг/см2 и более, то давление воздуха должно быть больше с тем, чтобы обеспечить впрыск компонентов горючей смеси в камеры сгорания и преодолеть сопротивление магистралей. Исходя из этого для больших количеств топлива и окислителя и для работы двигателя в течение более 1 минуты применяют турбонасосную подачу. Жидкостью-реактивный двигатель не имеет вращающихся элементов, поэтому для приведения в действие насосов устанавливаются парогазогенераторы, вырабатывающие парогаз, который приводит в действие газовую турбину турбонасосного агрегата. На одной оси с турбиной устанавливаются насосы для топлива и окислителя. Основным элементом ЖРД является система подачи топлива к двигателю, устройство которой должно обеспечить подачу в камеры сгорания топлива и окислителя в строго определенной пропорции и зависимости от потребной тяги. Управление двигателем осуществляет летчик от одного рычага, изменяющего подачу топлива и окислителя в камеры сгорания. Работа топливной системы контролируется манометрами топлива и окислителя. Величина тяги характеризуется давлением в камере сгорания. Основным требованием, предъявляемым к топливной системе ЖРД, является надежность работы и безопасность в условиях эксплоатации как на земле, так и в воздухе. Некоторые компоненты, используемые в качестве топлива и окислителя, разлагаются и образуют смеси, которые взрываются. Поэтому требование безопасности является чрезвычайно важным, в особенности при заправке системы топливом и окислителем, и здесь никакие отступления от инструкций по эксплоатации не допускаются. Жидкий кислород является очень хорошим окислителем, однако имеет большие недостатки, связанные с трудностью его применения. К ним относятся низкая температура испарения и сложность хранения его в жидком состоянии длительное время. Заправка системы жидким кислородом также представляет собой сложную проблему. Поэтому на многих ЖРД в качестве окислителя применяют перекись водорода. - . •• ,. -,.•. -'-.,. '.. ' 157 Жид костно-реактивные двигатели могут быть построены на любую величину тяги, однако огромные расходы топлива ограничивают широкое применение ЖРД. Как было разобрано в начале главы, удельный расход топлива и окислителя в ЖРД равен 18 кг[кг тяги в час. Если необходимо создать тягу в 2 000 /сг, то за один час работы такой двигатель должен израсходовать 36 000 кг топлива и окислителя; Рис. 126. Схема турбонасосной системы подачи топлива и окислителя жидкостно-реактивного двигателя: 1— парогазогенератор; 2 — бак с ^окислителем; 3—бакс топливом; 4 — насос подачи окислителя; 5 — парогазовая турбина; 6—насос подачи топлива; 7 — фильтр, отсечной и регулировочный клапаны; 8 — камера сгорания; 9 — отсечной клапан окислителя; 10 — предохранительный клапан; 11 — кран управления ясно, что ЖРД могут пока применяться только для очень непродолжительной работы. В качестве примера рассмотрим схему турбонасосной подачи топлива. На рис. 126 показана примерная схема топливоподающей системы ЖРД с турбонасосным агрегатом. Схема запуска на рисунке не приведена. Для запуска применяется сжатый воздух или электростартер. В турбонасосный агрегат входит насос 4, который подает окислитель в камеру сгорания через отсечной клапан 9 и дозирующий клапан, помещенный в магистрали перед поступлением топлива в форсунку. К насосу поступает окислитель из бака 2. Насос 6 подает топливо в форсунки двигателя, прогоняя его вначале через рубашку двигателя, вследствие чего достигается охлаждение камеры сгорания, и далее через фильтр, отсечной и регулировочный клапаны 7. Из бака 3 топливо поступает к насосу. Для привода в дей- 158 етвие насосов на одной оси с ними расположена турбина 5, которая работает от парогазогенератора 1. В парогазогене-ратор окислитель поступает через предохранительный клапан 10. Клапан 10 служит также и для выключения двигателя в случае резкого увеличения давления или чрезмерного нарастания оборотов. Системы с баллонной подачей топлива имеют свои специфические особенности. Источником энергии для движения топлива и окислителя являются баллоны, из которых воздух через редукторы подается в резервуары. Стартовые ускорители, представляющие собой силовую установку ЖРД, монтируются в обтекателе, в котором размещаются топливо, окислитель и все агрегаты, необходимые для запуска и работы ускорителя. •м -1*..* ГЛАВА ТРЕТЬЯ МАСЛЯНЫЕ СИСТЕМЫ Предельная высота полета зависит не только от значения избыточной мощности винтомоторной установки и летных данных самолета, но и от работы систем моторного оборудования. Одним из существенных моментов, определяющих нормальную эксшюатацию двигателя на больших высотах, является надежность работы масло-системы. Надежность работы маслосистемы характеризуется д а-влением масла в главной магистрали и его температурой. Высотностью маслосистемы называется высота, за которой давление масла становится ниже минимально допустимого для данного двигателя. При недостаточном давлении масла не обеспечивается надежная смазка трущихся поверхностей и деталей двигателя, что приводит к разрушению подшипников, к заклинению поршней и т. д. Давление, создаваемое насосом, зависит от конструктивного выполнения системы смазки, от давления на входе в насос, конструкции насоса и его так называемой кавитационнюй характеристики, температуры и вязкости масла, эффективности работы воздухоотделителя и ряда других факторов. Решающими факторами, от которых зависит надежность работы маслосистемы, являются давление на входе в масляный насос и количество газов и воздуха, имеющихся в магистрали, подводящей масло из бака к насосу. Маслосистема .состоит из внешней системы, расположенной на самолете, и внутренней системы смазки двигателя. Внешняя система состоит из двух участков: 1) всасывающей магистрали — участка маслосистемы от бака до нагнетающего насоса на двигателе; 2) откачивающей магистрали — участка масло-системы от откачивающего насоса до бака. 160 Между этими двумя участками заключена внутренняя система смазки двигателя. По принципу работы систем моторного оборудования маслосистема занимает промежуточное положение между бензосистемой и системой водяного охлаждения. В водяной системе циркулирующее количество воды остается постоянным. В бензосистеме все топливо, поступающее к насосу, расходуется. В маслосистеме часть масла расходуется, основная же часть циркулирует в системе. Совершенно очевидно, что маслосистема должна включать в себя ряд агрегатов и элементов, присущих и водяной, и бензиновой системам. Внутренняя система смазки оказывает большое влияние на давление, создаваемое насосом, которое зависит от гидравлических сопротивлений. В данном двигателе на определенном режиме работы и при необходимой температуре масла гидравлическое сопротивление внутренней системы смазки постоянно. При уменьшении прокачки падает внутреннее сопротивление двигателя, а следовательно, и давление масла. Потребное давление для обеспечения нормальной смазки для разных двигателей различно и колеблется от 5 до 9 кг/см2. Минимальные температуры масла на входе в двигатель — не ниже 45—50° Ц, максимальные температуры — не выше ПО—120° Ц. Основными проблемами при разработке и эксплоатации маслосистем являются: — борьба с падением давления масла; — борьба с выбрасыванием масла из систем; —- обеспечение охлаждения масла на любых режимах полета и на всех высотах; — быстрота запуска при низких температурах воздуха. К трущимся деталям авиационных двигателей подводится масло под давлением, создаваемым масляным насосом. В процессе работы часть масла выгорает, попадая в полость цилиндра, остальное масло собирается в картере, откуда откачивающим насосом отводится из двигателя. Загрязненное, вспененное и отработанное масло уносит с собой часть тепла. Для использования отработанного масла на самолете имеется система внешней циркуляции. В маслосистеме должен быть запас масла, пополняющий его расход, для чего на самолете устанавливаются маслобаки. Масло должно подвергаться в фильтрах хорошей очистке от нагара, частиц металла и загрязнения. Перед поступлением в двигатель должна быть погашена пена, т. е. масло отделено от газов и воздуха, что достигается установкой в баках или отдельно от них воздухоотделителей. Для охлаждения масла в систему включаются радиаторы, отводящие тепло в воздух. 11-484 •'-.,.' 161 На современных самолетах для уменьшения гидравлических сопротивлений фильтры на линии всасывания, т. е. на магистрали от бака к насосу, не устанавливаются. Соединения между отдельными элементами осуществляются маслопроводами. К маслопроводам предъявляются примерно те же требования, что и к бензопроводам. Маслосистемы работают под высоким давлением. Это давление создается масляным насосом и в нагнетательной магистрали при запуске мотора достигает 13 ат, поэтому особое внимание должно быть уделено прочности трубопроводов и их соединений. Для маслосистем применяют трубки из дуралюмина с дюритовыми соединениями или, на некоторых участках, гибкие шланги. В зимних условиях металлические трубопроводы должны быть покрыты тепловой изоляцией. На каждый двигатель многомоторного самолета устанавливается независимая масляная система с отдельным маслобаком. § 26. СИСТЕМЫ ВНЕШНЕЙ ЦИРКУЛЯЦИИ МАСЛА Схема циркуляции масла зависит от типа двигателя, конструкции и назначения самолета. В зависимости от типа двигателя применяют различного рода фильтры даже в том случае, если очистка масла производится в самом двигателе. Для обеспечения большой высотности системы необходимо давление масла сохранять постоянным. Для этого устанавливают насосы высокой производительности или применяют ряд методов, которые будут рассмотрены дальше. В некоторых конструкциях самолетов устанавливают отдельно от маслобаков специальные бачки-пеногасители. Прогрев масла в системах в зимних условиях достигается различными путями. Один из распространенных методов заключается в постановке шунтовых кранов, отключающих маслорадиатор на период запуска и прогрева двигателя в условиях низких наружных температур, прогоняя масло по обогревательной рубашке между сотами и обечайкой в бак, что ускоряет прогрев и предохраняет радиатор от разрыва. Во многих системах для охлаждения масла применяют несколько радиаторов, включаемых обычно последовательно. На рис. 127 показана типовая схема внешней циркуляции масла. Масло из бака поступает к насосу. Отработанное масло откачивающими насосами прогоняется через фильтр и радиатор, в которых масло очищается и охлаждается до нормальной температуры, после чего поступает в бак через воздухоотделитель, в котором происходит отделение газов и воздуха из масла. На масляном баке имеется заливная горловина и должна быть мерная линейка для замера количества находящегося в баке масла. На тяжелых самолетах жела- 162- . . :• тельна установка масломера, показывающего количество масла, оставшегося в баке. Для контроля за работой системы служат: термометр масла на выходе из двигателя и манометр, показывающий давление в главной масляной магистрали. Показания термометра и манометра полностью характеризуют работу маслоси-стемы самолета. 7 Р и с. 127. Схема маслосистемы: 1 — кран; 2 — слив; 3 — шунг; 4— фильтр; 5— пеногаситель; 6 — дренаж; 7 — термометр; 8 — манометр масла; Р—манометр бензина Для запуска двигателя при низких температурах воздуха в системах устанавливается смеситель, к которому из топливной системы подводится бензин, т. е. применяется система разжижения масла бензином. Перед остановкой двигателя в зависимости от наружной температуры воздуха открывается на определенное время кран доступа бензина в маслосистему. Бензин, перемешиваясь с маслом, разжижает его, снижает вязкость, что облегчает последующий запуск двигателя при низких температурах. Краны разжижения масла должны устанавливаться на всех самолетах, причем топливо должно подаваться не в масляные баки, а во всасывающую магистраль маслосистемы. Масляные баки сообщаются с атмосферой через дренажные трубки, через дренажные клапаны, устанавливаемые на маслобаках, или же через картер двигателя, к которому присоединяют дренажную трубку из бака. На рис. 128 показана схема маслосистемы одного из двигателей воздушного охлаждения двухмоторного самолета. В баке 7 установлен циркуляционный колодец-сепаратор,. 11* 163 2 3 4 -8 23 Р и с. 128. Схема маслосистемы двигателя воздушного охлаждения: 1—трубопровод Хподвод масла к регулятору винта); 2 — термоприемник; 3 — трубка к мано1ие)ру; 4 — трубка д 1Я подвода масла к флюгерному насосу: 5—дренажные трубы; 6 — заливная горловина: 7 — масляный бак; 8 — циркуляционный колодец-сепаратор; 9 - трубо ровод or радиатора к б ку; 10 — ;i3T4i к скгтлиэации давления масла; 11 — электромотор флю-тчрного нгсоса; 12 — всасывающая магистраль; 13—электромагнитный кран ргзя^ жения масла; 14 — т[ у(ка (по. вод бензина для разжижения масла); 15— трубя для слива; 16 — сливной кран: 17 — маслорадиатор; 18—сливной кран радиатора: 19 — предохранительный клапян; 20 — трубопровод от двигателя к ргдиатору; 21 — флюгерный насос; 22 — трубопровод (подвод масла к манометру и датчику сигнализатора давленая); 23 — регулятор оборотов облегчающий прогрев масла при запуске и отделение воздуха от отработанного масла. Масло из отстойника, расположенного под сепаратором, поступает по всасывающей магистрали 12 в двигатель. Трубопровод 20 служит для возврата отработанного масла из двигателя в радиатор. На радиаторе установлен предохранительный клапан 19. Если температура масла, поступающего в радиатор, ниже 71° Ц, масло минует радиатор и через обечайку поступает в маслобак 7; при более высокой температуре клапан направляет масло в радиатор, из которого оно поступает в бак. К насосу, устанавливающему винт во флюгерное положение, масло поступает по трубе 4. Для обеспечения подачи необходимого количества масла к флюгерному насосу 21, трубка 4 164 присоединена к баку ниже обреза патрубка, подающего масло к двигателю. Если флюгерный насос выключен, то масло поступает к винту и его регулятору по трубопроводу /. Маслобак имеет глубокую выемку, как бы разделяющую его на две части; дренаж осуществляется двумя трубами 5, идущими от маслобака к картеру двигателя. Такая система дренажа предохраняет бак от попадания в него пыли и влаги, имеющихся в воздухе. 7 .--... Ри с. 129. Схема маслосистемы с пластинчатым фильтром после дополнительного насоса: 1 — бак; 2 — дополнительный насос; 3 — флльтр; 4 — радиатор; 5 — двигатель; 6 — маслосборник; 7 — суфлер; 8 — трехстрелочный индикатор; 9 — дренаж ! Пена, образующаяся в случае переполнения бака, не выбрасывается в атмосферу, а попадает непосредственно в картер. От задней крышки двигателя по трубопроводу 22 масло подается к тройнику, а от него к манометру (по трубке 3) и к датчику 10, который включает сигнальные лампы при да-, влении ниже 3,5 кг/см2. Таким образом осуществляется двойной контроль за работой маслосистемы. Разжижение масла бензином производится электромагнитным краном 13, который при помощи трубки 14 соединен с всасывающей магистралью 12, подающей масло из бака в двигатель. Масло сливается из бака, из радиатора и из картера. Отстой сливается из бака через кран отстойника. На рис. 129 показана схема маслосистемы самолета-истребителя с пластинчатым фильтром, установленным после до- 165 полнительного насоса. Дренаж бака осуществлен через картер двигателя. Для предохранения от потери масла в случае выбрасывания его из картера, на выходе из суфлера установлен маслосборный бачок, возвращающий масло в картер двигателя, откуда откачивающими насосами оно снова подается в систему. В качестве пеногасителя в баке установлена постепенно уширяющаяся труба, по которой отработанное масло поступает в бак. На радиаторе имеется пружинный шунтовой клапан, предохраняющий радиатор от разрыва при запуске. Давление и температура масла передаются на трех-стрелочный индикатор. В маслобаке установлена масломер-ная линейка. Дополнительный насос в описанной маслосистеме обеспечивает преодоление сопротивления масляного' фильтра и создание дополнительного напора на входе в основной масло-насос, однако давление перед дополнительным насосом при подъеме самолета непрерывно падает, в результате чего падает и давление, создаваемое дополнительным масляным насосом. На многомоторных самолетах, как указывалось в требованиях, масляные системы делают независимыми для каждого из двигателей. Маслобаки располагают по возможности ближе к двигателю и на таком уровне, чтобы обеспечить статический напор перед насосом. Маслосистемы должны иметь минимальное количество агрегатов. Чем меньше агрегатов и кранов в системе, тем надежнее ее работа. На рис. 130 показана принципиальная схема маслосистемы самолета с двигателем АШ-82. Металлический маслобак имеет воздухоотделитель, являющийся колодцем для прогрева масла при запуске. Для обеспечения подачи масла к насосу двигателя при пикировании в баке устроен специальный отсек. Дренаж бака осуществляется через картер двигателя. Масло из бака поступает к насосу двигателя; отработанное масло нагнетается через радиатор в маслобак. Радиатор имеет предохранительный клапан. Регулирование температуры масла осуществляется при помощи заслонки на выходе из туннеля маслорадиатора. На баке имеются заливная горловина и мерная линейка. Дренаж двигателя осуществляется через маслоулавливатель-ный бачок. Для слива масла система имеет несколько точек: слив 7 из бака, сливной кран 8 из магистрали, сливная пробка 11 из радиатора и сливной кран 12 из маслоотстой- ника. § 27. ЕМКОСТЬ МАСЛОСИСТЕМЫ Емкость маслосистемы самолета зависит от расхода масла, режима и продолжительности полета, количества масла в двигателе и в элементах маслосистемы. Кроме того, в си- 166 dn ^4 Рис. 130. Принципиальная схема маслоскстемы самолета с двигателем'АШ-82: / — дренаж двигателя; 2 — масляный насос; 5 —дренажная трубка маслобака; 4 — маслобак; 5 —заливная горловина; 6 — льнейка для замера количестьа масла; 7—слкв из бака*, 8 — сливной кран; 9 — кар.лгн АЛЯ термометра выходящего масла; 10— маслорадиатор; // — сливная пробка; 12 — сливной кран; 13 — маслоотстойник стеме должен находиться неприкосновенный циркуляционный запас масла, предназначенного, во-первых, в качестве теплового аккумулятора для обеспечения приемистости двигателя и, во-вторых, для обеспечения нормальной работы системы в случае перекачки масла в двигатель, что может получиться при резком наклоне самолета, например, при пикировании. Кроме того, так же, как и в топливных системах, на самолете должен быть определенный запас масла для обеспечения безопасности полета до полной выработки топлива. Количество масла, заправляемого в маслобаки, оказывает влияние и на выделение воздуха и газов. При малом количестве масла в баках и при большой производительности масляного насоса масло в системе циркулирует так быстро, что пена, не успевая гаситься в баке, может попасть в насос, что приведет к падению давления масла. Количество масла, заправляемого в маслосистему, и время, по истечении которого масло должно быть из системы слито и заменено чистым, регламентируются инструкциями по эксплоатации для каждого самолета. ! ••** Щ t В зависимости от типа двигателя применяется определенный сорт масла для летних и зимних условий. Общее количество масла в маслосистеме определяется так: W .= W -f W 4- W 4- W м.с w расх ~ ^ дв ~ с ' зап ' где Wpacx — количество расходуемого масла; WRB — количество масла в двигателе (во внутренней системе смазки двигателя и в картере); Wc — количество масла в элементах системы: трубопро-' водах, радиаторах, шунтовых устройствах и т. д.; Wsan — запас масла. Полная емкость маслосистемы современных самолетов примерно равна 25 л на 1 000 л. с. мощности двигателя на 1 час полета. Определим, сколько должно быть масла в отдельных агрегатах и элементах, входящих в маслосистему двигателя. В масляном баке находится количество масла, которое расходуется в полете, и запас масла. Удельный расход масла зависит от типа двигателя и изме няется в пределах от 6 до 20 г/л с. ч. Обозначив: q—удельный расход масла в кг/л. с. ч-, Ne — мощность мотора в л. c.t t — время полета в часах, -у — удельный вес масла в кг/л> получаем количество израсходованного в полете масла: W ----- I'"'* Л w расх -у 168 В маслобаке должен находиться запас масла в количестве 15 % от расходуемого. Неприкосновенный запас берется рав-; ным 1 л на 100 л. с. мощности двигателя. Тогда количество масла, находящегося в баке, будет: w < = w + w м.б расх ' зап т--/ _ l,15-g*-Vg-< Ne W*.Q-------------j---------+ ТОО Л' Пример. Определить количество масла, которое должно находиться в баке для обеспечения полета самолета продолжительностью t = 4 часа,, при мощности двигателя Лг<- = 2000 л. с. и удельном расходе масла q = 8 г/л. с. ч, чм -= 0,9 кг/л. Решение. По формуле определяем объем масла: w __ 1,15.0,0-8-2000.4 2000 w*. б - б?----------+~ШГ - 10J ж Количество масла, заливаемого в двигатель, равно примерно 0,6—1 кг на 100 л. с. мощности. Количество масла, имеющегося в элементах системы, зависит от размеров трубопроводов и емкости этих элементов. При заправке системы недостаточным количеством масла оно перегревается, если же масла залито в систему больше, чем это предусмотрено инструкцией для данного самолета, происходит выбрасывание масла через дренажную магистраль. Объем масляного бака должен быть больше емкости масла, заливаемого в бак, на 15—25%, в зависимости от конструкции пеногасителя. Этот свободный объем в маслобаке служит для размещения в нем увеличенного объема масла при разогреве и для вспененного масла, отработанного в двигателе. § 28. ПЕНООБРАЗОВАНИЕ И БОРЬБА С НИМ При работе двигателя масло, смазывающее его детали» нагревается на 30—35° Ц и стекает в картер. Подогретое масло имеет небольшую вязкость и незначительное поверхностное натяжение масляной пленки. Падающая капля масла погружается в слой масла на некоторую глубину, обладая определенным запасом энергии и увлекает с собой окутывающую ее пленку воздуха. При разрыве пленки капля соединяется с общей массой масла и выделяется пузырек, который остается в масле и вместе с ним забирается насосом из картера. Производительность откачивающего насоса больше производительности нагнетающего насоса, поэтому он захватывает из картера вместе с маслом воздух и гонит его по» системе через радиатор в бак. 169 В условиях криволинейного полета масло иногда отливает из мест, где расположены откачивающие насосы, и тогда насосы захватывают воздух и гонят его в систему. При высокой температуре и небольшом давлении масла, а также при наличии в нем бензина, в отработанном масле находятся пары и газы; любые посторонние включения в масло в виде загрязнений, бензина, воды приводят к усиленному пенообразованию. Таким образом, отработанное в двигателе масло насыщается в значительной мере воздухом, парами и газами, резко увеличивающими объем масляной воздушной эмульсии в баке, в результате ч-его при небольшом объеме бака происходит выбрасывание масла из дренажной магистрали. Наличие воздуха и газов в масле при недостаточно хорошем отделении лх в баке приводит к тому, что воздух и газы попадают во всасывающую магистраль насоса. С подъемом самолета на большие высоты объем воздуха и газов, имеющихся в масле, возрастает, вследствие чего производительность маслонасоса снижается и давление масла падает. Для устранения выбрасывания масла необходимо прежде всего иметь определенный свободный объем бака, заполняемый выделяющимся воздухом и газами. Во многих случаях дренажную магистраль соединяют с картером двигателя, в котором давление несколько: выше атмосферного; при выбрасывании из бака масло поступает в картер и из картера возвращается в систему. Но это< не дает радикального разрешения вопроса борьбы с выбрасыванием масла. Предотвратить выбрасывание масла можно установкой в баке надежно работающих пеногасителей-сепараторов, обеспечивающих хорошее отделение газов и воздуха из отработанного масла. Однако следует отметить, что в обычной маслосистемс газы и воздух выделяются из охлажденного масла. Охлажденное в радиаторе масло имеет вязкость, примерно в три раза •большую, чем масло на выходе из двигателя, в связи с чем поверхностное натяжение масляной пленки значительно возрастает, что затрудняет выделение газов и воздуха из масла. Поэтому для хорошего пеногашения и отделения газов из масла нужно иметь воздухоотделитель, механически разрушающий масляную пленку. Значительно легче выделяются газы и воздух из горячего масла до охлаждения его в радиаторе. Этим можно не только предотвратить выбрасывание масла из баков, но и улучшить работу маслосистемы — повысить давление в главной масляной магистрали и поднять высотность маслосистемы. На рис- 131 приведены схемы маслобаков с различного вида пеногасителями. Для уменьшения пенообразования отработанное масло не должно подводиться к баку снизу, так как оно вспенивает масло, находящееся в баке. В большинстве систем теперь стремятся поводить масло в баки сверху. 170 На схеме 1 показан бак с лотком. Предполагалось, что из масла, растекающегося по широкой поверхности, будут выделяться пузырьки воздуха и газов. Такой лоток не обеспечивает пеногашения и ,----------а. 'Ч ПО А Д. По АА По 44 для предохранения от выбрасывания масла оставляется незаполненный ; объем, составляющий 30—35% объема бака. Схема бака 2 дает сочетание лотка с колодцем для прогрева масла. Бак 4 имеет сепаратор в виде спиральной трубы, по внешней стороне которой рассверлены небольшие отверстия. Масло с большой скоростью поступает в сепаратор и приходит во вращение. За счет инерционных сил более тяжелые частицы, т. е. масло, отжимаются к внешней части трубки и вытекают через отверстия; газы в воздух собираются у внутренней стенки трубки и поступают в верхнюю часть бака, но так как газы выходят также в масло, находящееся в баке, то начинается бурление всего масла и не обеспечивается надежное выделение газов и воздуха. Лучшим из указанных вариантов воздухоотделителей является сепаратор в баке 3. В данной схеме масло в колодце приходит во вращение, в результате чего во внутренней части сепаратора собираются газы и воздух, выходящие в верхнюю часть бака, а масло действием центробежных сил отжимается к стенкам. Для успокоения потока в нижней части колодца установлена крестовина. Забор масла осуществлен с другой стороны бака. На рис. 132 показан сепаратор в маслобаке, обеспечивающий хорошее отделение газов и воздуха и предохраняющий систему от выбрасывания масла при условии. 171 Рис. 131. Схемы маслобаков с пеногаси-телями: / — бак с лотком; 2 — бак с лотком и кочодцем для прогрега; 3—бак с центробежным сепаратором; 4— бак с трубчатым спиральным пенсгасителем Bfffftt 8 мотоо Рис. 132. Маслобак с сепаратором: / — бак; 2 — кран слива отстоя; 3 — сепаратор; 4 — дренаж что забор из бака осуществлен не непосредственно под сепаратором. В случае забора масла под сепаратором в системе должно очень быстро циркулировать масло, имеющееся в нем, что затрудняет отделение газов, но вместе с тем облегчает прогрев масла при запуске. Однако все эти типы воздухоотделителей не могут обеспечить надежного отделения воздуха из масла. Для хорошего воздухоотделения должны применяться центрофуги или приводные сепараторы. § 29. МАСЛЯНЫЙ БАК Требования, предъявляемые к маслобаку, такие же, как и к топливным бакам. Маслобак должен быть прочным и вибростойким и при достаточной емкости иметь небольшой вес. Очертание бака зависит от компоновки самолета и места, где бак размещен. Маслобаки располагают на самолете так, чтобы обеспечить небольшие гидравлические сопротивления системы до входа в насос — обычно вблизи двигателя за пожарной перегородкой или впереди двигателя над редуктором. В некоторых случаях при большой емкости масляных баков их располагают в специальных отсеках в крыле. Материалом для изготовления маслобаков служит АМц— сплав, получивший наибольшее распространение для этих целей; иногда маслобаки изготовляют из фибры. В масляном баке должны быть предусмотрены: пеногаси-тели, обеспечивающие хорошее отделение паров и воздуха из отработанного масла, фильтр, заливная горловина, штуцеры выхода масла из бака и возврата масла, дренажный штуцер и измерители уровня масла. В некоторых случаях в баках J72 •ч оэ Рис. 133. Маслобак сварной кон» струкции с горловиной, обеспечивающей заполнение масла до определенного ) ровня устанавливают колодцы для прогрева масла при запуске двигателя. Пассивной мерой борьбы с выбрасыванием масла из бака является ограничение уровня заливаемого масла, при этом в баке оставляется объем, обеспечивающий помещение вспененного масла без выброса его через дренажную магистраль. Но при плохой конструкции пеногясителя незаполняемый объем маслобака достигает 40% его объема. При хорошем пеногасителе выбрасывания масла не происходит даже при заполнении бака на 85—90% объема. На рис. 133 показана конструкция маслобака с заливной горловиной, выведенной сбоку таким образом, что при заправке системы уровень масла в баке ограничивается положением заливной горловины. На рис. 134 показан маслобак овальной формы с заливной горловиной, также расположенной сбоку и ограничивающей уровень заправки масла в бак. Для обеспечения перевернутого полета в некоторых конструкциях самолетов на баках устанавливают дренажную магистраль, которая сообщает бак с атмосферой при различных положениях самолета. Рис. 134. Маслобак овальной формы с заливной горловиной, расположенной сбоку Рис. 135. Шариковый дренажный клапан масло-системы На рис. 135 показан шариковый дренажный клапан масло-системы. На баке имеются две дренажные трубки, из которых одна выведена вверх, а другая вниз. Для ускорения заправки на маслобаках имеются заливные горловины диаметром до 100 мм. Конструкция крышки горловины должна обеспечивать быстроту ее съемки. Крышка кре- 174 пится к баку цепочкой. Обычно к горловине прикрепляют сетчатый фильтр. На рис. 136 показана заливная горловина. Для замера количества масла в маслобаках установлены измерители, представляющие собой стержень с насечками», отмечающими емкость в литрах. На рис. 137 показан измеритель, ввертываемый в специальный штуцер на маслобаке. Рис. 136. Заливная горловина маслобака хт ш ш 32 ti 28 & 20 16 Рис. 137. Измеритель масла для маслобаков На некоторых современных самолетах в маслобаках устанавливают специальные масломеры по типу обычных бензи-номеров, которые показывают количество масла, имеющегося в баке. Маслобаки испытываются на герметичность под давлением 0,3 кг/см2 и на вибрации под нагрузкой. Маслобаки, работаю- 175 щие под давлением, испытываются на соответствующее давление. В некоторых случаях (в закрытых маслосистемах) давление в баках доводят до 0,3 KejcM2. Крепление маслобаков осуществляется в большинстве случаев на лентах, под которые прокладывается кожа или брезент. Реже применяют жесткое крепление маслобаков на уз- Р и с. 138. Крепление маслобака на лентах лах. На рис. 138 показано крепление бака к лонжеронам «рыла на лентах, на рис 139 — на жестких узлах. Для обеспечения подачи >масла на пикирующих самолетах в ;баках предусматривают специальные перегородки, удерживающие масло при отрицательных перегрузках, вводе в пикирование и при пикировании в специальных отсеках. На 176 рис. 140 приведена схема бака с сепаратором и горизонтальной перегородкой, удерживающей масло при отрицательных перегрузках. Масло сначала поступает в сепаратор /, а затем в бак, откуда по трубам 5 и 6 попадает в отсек, где на- I тУ^^\ ЛЙИС * я*--^ (/} Рис. 139. Крепление бака на жестких узлах :т / ,.. -\s г— —'• /~ -Ф-—И г/т- Р и с. 140. Схема маслобака с сепаратором и перегорел кой, удерживающей масло при отрицательных перегрузках: / — сепаратор; 2 — заборная трубка; 3 — дренаж отсека; 4 — перегосодка; 5 н 6 — чрубы, подающие масло из бака в отсек ходится заборная трубка 2. Верхний обрез трубки 2 не доходит до перегородки 4. В условиях отрицательных перегрузок масло удерживается перегородкой 4, и обрез трубки 2 не оголяется. Когда масло оголяет дно бака, дренаж отсека осуществляется трубкой 3. § 30. ОЧИСТКА МАСЛА Для очистки масла применяются фильтры трех типов: сетчатые, фетровые и пластинчатые. Сетчатые фильтры наиболее распространены, так как оказывают небольшое гидравлическое сопротивление. Фильтры фетровые лучше очищают масло, но создают большое гидравлическое сопротивление; они устроены так же, как и обычные сетчатые, но вместо сетки на проволочный цилиндр надевается фетр, через который проходит масло. Большого распространения фетровые фильтры не получили. Конструктивно маслофильтры мало отличаются от фильтров для топлива. 12-4S4 • {177 На основании статистических данных площадь сетки может быть определена так: 1000-W ^Ф^ Ь0"г> см2, где W—количество циркулирующего масла в л/мин; v — допустимая скорость прохождения масла через сетку фильтра, равная 3,5—5 см/сек. В различных системах фильтры располагают по-разному: на входе в двигатель или на выходе из него. Расположение маслофильтров до масляного насоса может привести к падению давления масла за счет большого гидравлического сопротивлении фильтра, и в этом случае необходима установка дополнительного насоса. На двигателях воздушного охлаждения фильтры включены непосредственно в конструкцию двигателя и расположены на выходе масла из откачивающего насоса. Пластинчатый фильтр МФМ-25 (рис. 141) состоит из корпуса, внутри которого на стержень насажены тонкие металлические пластинки. Между пластинками вставлены тонкие секторы, укрепленные неподвижно в корпусе. Масло, попавшее в корпус, проходит между пластинками и при размерах механических при- Из насоса -. ^ Пить очищенного масла *• — Путь мосла при зосзрон'-ном фильтре и в Мотор Рис. 141. Пластинчатый маслофильтр МФМ-25: 1 — манометр до фильтра; 2 — манометр за фильтром месей больших, чем зазор между пластинками, загрязнения остаются в фильтре, а очищенное масло поступает в магистраль. Так как расстояние между пластинками невелико, после непродолжительной работы фильтр может засориться. Для 178 • :. .. —:>•'. • > прочистки его без разборки проворачиваются за рукоятку оси основные пластинки, между которыми проходит масло, и неподвижные секторы счищают загрязнения с поверхности пластинок. Пластинчатые фильтры устанавливаются также на двигателях жидкостного охлаждения, где они включаются после дополнительного масляного насоса. Для уменьшения гидравлических сопротивлений в магистраль включается не один, а несколько фильтров параллельно. При этом сопротивление течению масла падает пропорционально квадрату количества параллельно включенных фильтров. На рис. 142 показана конструкция фетрового фильтра. Фетр 1 обхвачен латунными сетками. 2 для сохранения формы. Для предохранения от разрыва и течи при большом сопротивлении в фетровом фильтре в корпусе установлен редукционный клапан, отрегулированный нормально на 0,55—0,65 ат. При сопротивлении, превышающем силу затяжки редукционного клапана, клапан давлением масла открывается и пропускает масло по внутренней полости фильтра. Несмотря на хорошую очистку масла, применение фетрового фильтра не нашло распространения из-за очень большого гидравлического сопротивления. Потери в фильтре при расходе порядка рис- 14- Фетровый фильтр: 2000 л/час доходят до ' ~ фетр; 2-**ry™?^™'' *-*ГЛЬТРУЮЩИЙ 12* 179 3 ат. На некоторых самолетах фетровые фильтры пришлось снять и заменить их сетчатыми, сопротивление которых в четыре-пять раз меньше фетровых фильтров. § 31. ТРУБОПРОВОДЫ Трубопроводы маслосистем выполняются из алюминиевых труб, а на участках, соединяющих агрегаты маслосистемы, находящиеся в разных условиях вибрационной нагрузки,— из гибких шлангов. Трубопровод должен быть прочным, обладать достаточной вибростойкостью, соединения должны обеспечивать герметичность. Подсасывание воздуха в месте присоединения трубопровода к насосу приводит к резкому ухудшению условий смазки, к падению давления в системе и к нарушению работы двигателя. Радиус поворота трубопровода не должен быть меньше трех диаметров. Допустимые скорости масла в трубопроводах, исходя из допустимого перепада давления за счет гидравлических потерь, приведены в табл. 8. Таблица 8 ' Скорость масла в трубопроводах Участок трубопровода Скорость в м\сек Линия всасывания . . . . Нагнетающая магистраль 0,7—1,5 1,5-2,5 Большие скорости хотя и приводят к уменьшению диаметра трубопровода, но резко снижают высотность маслоси-стемы. Трубопровод диаметром меньше 25 мм на современных самолетах не применяется. Гибкие шланги применяются со стандартной заделкой концов. На рис. 143 показана заделка конца гибкого шланга с гайкой для присоединения к арматуре. Для предохранения от застывания масла при низких температурах и уменьшения гидравлического сопротивления тру- Гайка А-г Рис. 143. Заделка конца гибкого шланга с гайкой 180 бопроводов их покрывают тепловой изоляцией; остальные требования к трубопроводам общеизвестны. Внутренний диаметр трубопровода маслосистемы определяется, исходя из производительности маслонасоса. Для различных двигателей производительность маслонасоса изменяется в пределах 25—100 л/мин. Если производительность насоса W л/мин и скорость масла v см/сек, то: ъсР 1000 • W ----- . т/ _=. --------------- 4 ЬО ' откуда d^ 4,6 1/-— см. ' Y v Так как диаметр, определенный по формуле, может не совпадать со стандартным, то подбирается ближайший диаметр по стандарту. Пример. Определить диаметр трубопровода маслосистемы от бака к насосу, если производительность насоса W =- 80 л/мин и скорость масла v = 100 см/сек. Решение. По формуле определяем диаметр: \ «г ' ^h •l / . ч, Л , / ' Т Г ^ --— ^ / 1 1 /'/' Л] ' ! L*" i ___ 1 L ___ ,-> ___ JlirSfiii ___ | \ ) / i J / 1 • "и V\ // / л, ."//УЛ^ __ ^/ ц ------- --------- Ш ^ ] | II ------ ^ II - ' № ~Р,'//.-У///Ц 1 ' ч 1 / / Jv -, ^ ч ~J3 __ _ '-1 ----- ^>- ! J | у_Ш \/////,У//Л U 1 — ' '--' Г // --,- (7 // - ' г\ \ ((&§?№> lb- s~ ------ 1 ---- 1 N Ч ^-П ГТТ . _. ------- ^"::;-т|"УТ'ГГ^С^) ^\ /s- — ~ '. V ______ 1 •) \ k-b-r-^Ji х *._-• vs — г- ! р? ^ / х> -^ J f/ k Рис. 144. Схема"смазкитпод давлением: 1 — масляный бак; 2 — нагнетательный насос; •?— главный редукционный клапан; 4 — распылительный клапан; 5—сопло; 6—ограничитель; 7 — откачивающий насос под высоким давлением (рис. 144). Такую систему обычно применяют при низких температурах. Нормально масло подается масляным насосом 2 в коленчатый вал, откуда оно поступает для смазки всех трущихся частей двигателя. Не-обходимое давление в магистрали, от насоса 2 к коленчатому валу, поддерживается главным редукционным клапаном 3 пружинного типа при определенной температуре масла. Масло, проходящее через редукционный клапан, возвращается в маслобак. В трубопровод, соединяющий редукционный клапан с баком, поставлен ограничитель 6, уменьшающий давление масла на пути в бак. При низкой температуре масла гидравлическое сопротивление внутренней системы смазки возрастает, и через глап- 182 ный редукционный клапан начинает перетекать большое количество масла и повышается давление перед ограничителем и распылительным клапаном 4. Распылительный клапан открывается при меньшем давлении, чем главный редукционный клапан, и пропускает масло в сопло 5, установленное в верхней части картера. Масло через сопло попадает непосредственно на шатунные подшипники; оно поступает к соплу до тех пор, пока температура масла не повысится настолько, что основное количество его пройдет в основную магистраль двигателя. Тогда главный редукционный клапан закроется, и система работает нормально. Такое устройство является вариантом автоматической смазки двигателей типа М-100 при запуске их от инжектора подкачки масла; применение его; не приводит к увеличению веса двигателя. § 34. ДВУХКОНТУРНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ С целью уменьшения или уничтожения потерь на преодоление лобового сопротивления маслоохладителей применяют двухконтурное охлаждение. Оно заключается в том, что на самолете помимо маслосистемы со своими охладителями устанавливается дополнительная система, обеспечивающая интенсивную передачу тепла к воздуху. Примером осуществления двухконтурного охлаждения является маслосистема самолета Хейнкель-100 (рис. 145). За кабиной пилота расположен маслобак, являющийся общим агрегатом со спиртовым радиатором. Масло из маслобака по трубе диаметром 38 мм поступает в насос. Отработанное масло возвращается в бак по трубе диаметром 25 мм. Указанными магистралями ограничивается внешняя система циркуляции масла. Пройдя сепаратор, масло охлаждается спиртом в общем агрегате: маслобак—спиртовой радиатор. Спирт имеет низкую температуру кипения, и, охлаждая масло, он испаряется. Пары спирта по трубопроводам направляются в поверхностные конденсаторы, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, киле и стабилизаторе. Встречный поток воздуха обдувает конденсаторы с большой скоростью, в результате чего полная охлаждающая поверхность всех конденсаторов не велика и равна 3,4 м2. Охлаждающая поверхность маслобака-радиатора, омываемого спиртом, 1,13л.2-Такая система охлаждения обладает тем преимуществом, что уничтожается лобовое сопротивление масляных радиаторов. К недостаткам системы относятся большая уязвимая поверхность и значительный вес. В данной системе в маслобак заливается 20 л масла и 24 'л спирта; кроме того, вес всей системы с дополнительными коллекторами, насосами и конденсаторами возрастает. Схема сложнее и тяжелее существующих, имеет большую уязвимую поверхность, сложна и неудобна 183 в эксплоатации, не обеспечивает регулирования температуры масла, но представляет интерес как попытка уничтожения лобового сопротивления за счет охлаждения масла. 0/3 18 Рис. 145. Маслосистема самолета Хейнкель-100: / — маслобак; 2 — фюзеляжный конденсатор; 3 — конденсаторы; 4 — фильтр; 5 — коллекторный бачок лля спирта; 6 — насос; 7—клапан; 8 — слив спирта; Р — заливная гор .овина спиртового радиатора; 10 — слив; 11 — тер лостат; 12—дзигз-тель; 13 — насос; 14— кран разжижзния; 15 — манометр; 15—клопьи избыточного ;авлгкия; 17— заливная горловина; 18 л 19 — дренаж § 35. МАСЛОСИСТЕМА САМОЛЕТА ФОККЕ-ВУЛЬФ 190А4 Маслосистема самолета Фокке-Вульф 190А4 отличается от обычных систем внешней циркуляции масла рядом особенностей не только по расположению и конструкции агрегатов, но и по принципу устройства системы. Для лучшего отделения газов и воздуха из отработанного масла оно из двигателя поступает в бак и из бака в радиатор. Система имеет два нагнетающих и четыре откачивающих насоса, что обеспечивает работу системы смазки двигателя по принципу сухого картера. Внешняя система смазки является принадлежностью двигателя и смонтирована вместе с ним. Радиатор и маслобак расположены в капоте двигателя по всему кольцу, образуя общий узел с передними броневыми кольцами капота. Воздух, попадая в капот, прогоняется вентилятором через радиатор и, поворачивая на 180°, выходит через переднюю • щель. На рис. 146 показана схема протока воздуха через радиатор. Такое расположение бака и радиа- 184 -,•.,.....,., тора вызвано стремлением повысить живучесть самолета и маслосистемы, основные агрегаты которой расположены за броневыми кольцами капота. На рис. 147 показана схема маслосистемы самолета FW-160A. Масло из бака 1 поступает к двум нагнетающим насосам 32 и 33. Насос 33 прогоняет масло под давлением 12 ат через радиатор 3. На этом насосе имеется редукционный клапан, предохраняющий радиатор от чрезмерного повышения давления. Редукционный клапан перепускает масло на вход к нагнетающим насосам. На входе в радиатор установлен термостатический клапан 15, пропускаю- Рис. 146. Схема протока воз-щии масло, ов зависимости от его духа через радиатор: Температуры, ПО СОТаМ ИЛИ ПО /-капот; 2 — радиатор; 3 - масло- отводному каналу радиатора. бак Охлажденное в радиаторе масло по трубе 2 снова подводится к термостатическому клапану, имеющему особую полость, откуда по трубопроводу 6 возвращается в общий всасывающий канал нагнетающих насосов. Насосы смонтированы в одном корпусе — агрегате насосов. Нагнетающий насос 32 подает масло в двигатель через фильтр 10 и автомат 27 давления, регулирующий давление в магистрали двигателя. Автомат при нормальных температурах поддерживает давление 8 ат, при низких температурах давление доходит до 15 ат, что обеспечивает достаточно хорошую подачу масла при запуске двигателя. Масло из двигателя откачивается четырьмя насосами: из кожуха передач нагнетателя и картера двигателя масло откачивается насосом 31, из коробок коромысел клапанов — насосом 30, из картера редуктора — насосом 26 и из картера передач к вентилятору — насосом 16. Все эти насосы подают масло в бак. Дренаж двигателя осуществляется через бак трубопроводом 5, дренаж маслобака — трубопроводом 18. На выходе из бака установлен двойной маятниковый клапан 13, предохраняющий выброс масла из бака при фигурных полетах. В суфлере двигателя 8 также имеется маятниковый клапан, закрывающий отверстие при перевернутом положении самолета. ''<,;,'': Слив масла производится: из маслобака — через специальный сливной клапан, из радиатора — через сливную пробку термостатического клапана 15 и из корпуса агрегата масло-насосов — через сливную пробку. Температура масла замеряется в трубопроводе от радиатора к нагнетающему насосу. > ,'• ;;5х. . .. . -85 Давление масла замеряется в агрегате маслонасосов перед входам в двигатель.- Особенностями данной системы являются хорошая защита маслосистемы бронированными кольцами капота и хорошее отделение газов и воздуха в горячем масле до радиатора. Г0 Я 13 1 12 /5 15 26 19 21 25 31 ^^ От крана системы разжижения масло топливом Рис. 147. Схема маслосистемы самолета FW-190A4: / — бак; 2 — труба; 3 — радиатор; 4 — трубопровод подачи масла в бак; 5 — трубопровод суфлера двигателя; 6 — трубопровод подачи масла из радиатора к нагнетающему насосу; 7 — трубопровод к нагнетающему насосу; 8 — суфлер двигателя; 9 — трубопровод из фильтра; 10 -• фильтр; 11 — трубопровод к фильтру; 12 — заливная горловина; 13 — двойной маятндковыи клапан; 14 — редукционный клапан; 15 — термостатический клапан; 16, 26, 30 и 31 — откачивающие насосы; 17—нагнетающий трубопровод; 18 — трубопровод дренажа; 19 — трубопровод обратного масла; 20 — трубопровод к радиатору; 21—мзс-лоотстойник двигателя; 22 — обратный клапан; 23— редукционный клапан^ фильтга; 24 — штуцер заливки системы горячим маслом: 25 — трубопровод из маслоотстойника; 27—автомат давленья; 28 — термопара; 29 — манометп; 52 и 33 — нагнетающие насосы; 34 — редукционный клапан К недостаткам этой системы относится то, что регулирование температуры только протоком количества масла через радиатор приводит к увеличению сопротивления на режимах полета при больших скоростях. Для обеспечения полета на больших высотах нужно сохранить давление масла до допустимых для данного двигателя значений. Как было разобрано в § 28 «Пенообразование и борьба с ним», наиболее эффективно может работать маслоси- 186 схема, в которой отделение газов и воздуха происходит из горячего масла. Особенностью описанной маслосистемы является отделение воздуха из горячего масла. Такая система может быть названа системой с обратным контуром. В системе с обратным контуром отработанное подогретое и вспененное масло забирается из двигателя и нагнетается в масляный бак. / ' : В сепараторе, находящемся в баке, происходит интенсивное отделение газов и воздуха из масла при высокой reiMne-ратуре. Горячее масло из бака поступает к дополнительному насосу, прогоняющему масло через радиатор на вход к основному насосу маслосистемы под давлением. Масло, отделенное от воздуха, лучше охлаждается в радиаторах. Хорошее отделение воздуха в данной системе и повышение давления на входе в основной насос приводит к улучшению работы системы на больших высотах. Полеты на высотах порядка 10 км с маслосистемой с обратным контуром подтверждают, что давление в главной масляной магистрали насоса находится в допустимых для эксплоатации пределах. Однако при запуске существует опасность разрыва радиаторов, через которые прогоняется недостаточно прогретое масло. Так как откачивающий маслонасос должен прогонять масло только по трубопроводу в бак, то давление для преодоления сопротивления откачивающей магистрали снижается. Дополнительный насос по сравнению с обычной системой перегружается. В обычной системе с дополнительным насосом последний создает давление от 0,8 до 1,5 ат, в данной же системе дополнительный насос прогоняет масло через радиатор и создает давление 3—3,5 ат. Установка дренажного клапана в маслосистеме с обратным контуром и с незначительным повышением давления в баке может обеспечить большую высотность маслосистемы. Однако неправильно подобранные давления дополнительного насоса и чрезмерная затяжка шунтовых клапанов на радиаторах могут приводить к разрыву радиаторов. § 36. МЛСЛОСИСТЕМА С РАСШИРИТЕЛЬНЫМ БАКОМ, СЕПАРАТОРОМ И ДИФФУЗОРОМ Схема маслосистемы, обеспечивающая большую высотность, может быть осуществлена аналогично схемам водяных систем. На рис. 148 показана схема маслосистемы с расширительным бачком, в которой своеобразно' осуществлена циркуляция масла. Масло из бака / поступает в диффузор 2 и из диффузора к нагнетающему насосу 3 двигателя. Отработанное масло забирается откачивающим насосом 4 и гонится во 187 внешнюю систему, расположенную на самолете. Из откачивающего насоса масло попадает в центробежный сепаратор 5. В сепараторе из горячего масла отделяются воздух, пары и газы, которые отводятся в бак, имеющий ряд перегородок для Рис. 14Я. Схема маслосистемы с расширительным бачком, сепаратором и диффузором: 7 — бяк; 2— диффузор: 3 — нагнетающий насос; 4 — откачивающий насос; 5 — сепаратор; 6 — радиатоо; 7-— шунт; 8 — дренажная магистраль; 9 — дренаж; 10 — двигатель дополнительного отделения воздуха. Вместе с воздухом из сепаратора в бак попадает и часть масла. Остальное масло, отделенное от воздуха и газов, поступает в радиатор 6. Охлажденное масло по маслопроводу направляется в диффузор. В диффузоре за счет сужения сечения сопла скорость масла резко возрастает. Смешиваясь с маслом, поступающим из бака, охлажденное масло попадает в диффузорную часть. Вследствие расширения сечения диффузора скорость преобразуется в давление, и к насосу поступает масло под повышенным давлением. Из бака к диффузору поступает столько масла, сколько ушло его' из сепаратора в бак. Таким образом, в данной системе основное количество циркулирующего масла не проходит через бак. Наличие диффузора и центробежного сепаратора значительно улучшает условия отделения от масла воздуха, улучшает охлаждение масла и значительно повышает высотность маслосистемы. Недостатком такой системы может 188 :• ..,,..,„., ,:v- ... . .-- '••••. ,. =д tf/" =а 'n Л* маслдна-i сосу' \ явиться то, что откачивающая магистраль находится под давлением, в результате чего растворенный в масле воздух выделяется с трудом. • § 37. РАЗЖИЖЕНИЕ МАСЛА БЕНЗИНОМ При низких -наружных температурах резко возрастает вязкость масла, находящегося в маслосистеме. Для запуска двигателя нужно преодолеть момент от трения, зависящий от вязкости масла. Для ускорения запуска и уменьшения времени на подготовку самолета к вылету применяют разжижение масла бензином. Бензин подастся во всасывающую магистраль , /" маелосиетемы перед остановкой двигателя под давлением, создаваемым насосом. На рис. 149 приведена схема включения разжижения масла бензином. Трубка диаметром 6X4 мм присоединяется после бензинового насоса в магистраль, идущую к манометру. Кран включения ' бензина устана1вли-вается в кабине летчика. В зависимости от наружной температуры воздуха в систему вводится до 12,5% бензина (по весу). С точки зрения эксшюатации самолета и подготовки его к полету разжижение масла бензином дает большие преимущества, так как даже в зимних условиях масло из системы после полета можно не сливать. На рис. 150 показано изменение вязкости масел МК и МС в зависимости от содержания в них бензина. Как видно из кривых, при увеличении содержания в масле бензина вязкость масла резко снижается. Уменьшение вязкости приводит к падению потребного крутящего момента при запуске двигателя, что облегчает условия запуска. Необходимо иметь в виду также и то, что давление разжиженного масла падает, доходя на малом газе до 1 кг!смг. В начале полета при работе на разжиженном масле давление в главной магистрали может быть ниже обычного на 0,5—1 кг/см2. После 20—30 минут полета давление масла восстанавливается, так как бензин испаряется и масло за это время восстанавливает свою вязкость. При снижении давле- .... ••'". V ••....'••'::..'.. 189 Рис. 149. Схема включения разжижения масла бензином: / — манометр; 2 — кран разжижения; 3 • тель; 4—маслопровод смеси- ния на величину больше чем 1 кг/см^ необходимо остановить двигатель и заменить масло, так как--большое падение давления характеризует чрезмерное разжижение, при котором не обеспечивается надежная смазка двигателя. О 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 Содержание бензина в % Р и с.|150.^ Изменение' вязкости масел МК и МС в процентах в зависимости от содержании о нил оенлина На рис. 151 показано примерное количество бензина, которое нужно добавить в масло (в процентах по объему) в зависимости от продолжительности предыдущего полета на разжиженном масле. и 19 - • • /' ^Г" CD i1 & о /; и 1П / ъ 1и \? 0 / Чэ У сэ S? Р . 5 Ь со % " ,/ У ^ •^1 ^^ ^3 1 UJ ^ Г, / _^ ^ ^ -с 6 с ^ ^ •^ 0 А S* ^ 15 3D 45 Время полета в минутах Р и с. 151. Количество бензина в процентах (по объему), добавляемого в масло в зависимости от продолжительности предыдущего полета на разжи-.,, „ женном масле 190 § 38. ГИДРАВЛИКА МАСЛЯНЫХ СИСТЕМ Давление, создаваемое масляным насосом, зависит от ряда факторов, перечисленных в начале щгтавы. Существенное влияние на работу маслосистемы и надежность работы двигателя оказывает давление масла на входе в насос. Давление масла на входе в насос определяется по тем же формулам, как и давление в системах питания двигателей топливом. В условиях криволинейного полета инерционные нагрузки учитываются так же, как и в топливных системах. Следовательно, чем больше гидравлическое сопротивление участка всасывания, тем меньшее давление будет перед входом в насос и тем меньшее давление создаст насос. Гидравлическое сопротивление зависит от ряда факторов и в том числе от скорости масла и вязкости. Средняя скорость масла определяется делением секундного расхода масла на сечение трубопровода. Если производительность маслонасоса W л]мин и внутренний диаметр маслопроводки d, то: v 1000 W W 60. ? 21,24-^ см/сек. d* C32Z--^rr-^r Скорость масла в откачивающей магистрали больше скорости во всасывающей, так как маслю* в откачивающей магистрали при высоких (температурах вспененное и занимает больший объем. Сопротивление маслосистемы, как было указано, зависит от вязкости масла. Коэфициент вязкости характеризует силу трения отдельных слоев масла, движущихся с различной скоростью. При движении вязкой жидкости по трубе с небольшой скоростью скорость по сечению трубы изменяется по закону квадратной параболы (рис. 152). У стенок скорость масла равна нулю, постепенно нарастая к оси трубы. Скорость по оси трубы вдвое Рис. 152. Изме^ше скорости масла больше средней скорости по сечению трубопровода масла. Следовательно, на разных расстояниях от оси трубы к стенкам скорости движения будут разные. При движении слоев масла с разными скоростями возникают касательные напряжения, характеризуемые силой трения, приходящейся на единицу площади соприкосновения слоев жидкости. Единицей измерения вязкости является пуаз или сотая часть его — . : , -..; "••••;,;••. 191 с а н т и п у а з. Коэфициент вязкости характеризует касательное напряжение, вызванное силой трения, приходящейся на единицу изменения скорости по радиусу трубы. Обозначается AT * С? '*С он через ц и имеет размерность ~—г~ • Коэфициент вязкости, деленный на массовую плотность, называется кинематическим коэфипиентом вязкости. v ------ см2 /сек, где р — массовая плотность масла. Коэфициент вязкости зависит от сорта масла и его температуры. Чем выше температура масла, тем меньше сила трения между слоями масла и тем меньше вязкость. В табл. 9 приведены значения коэфициекта вязкости масла в зависимости от температуры. Таблица 9 Значении коэфициента кинематической вязкости в зависимости от температуры Наименование масел Удельный вес при 0 °Ц Коэфацлент кннеу.ап ческой вязкости в cM'jceK 20° Ц 43° Ц 60° Ц 83° Ц 10Э"Ц КзстороЕО" .... .... 0,958— 0,У66 0.9СО 0,909 0,905 7,50 12,84 7,50 13,50 20,00 » 2,20 2,98 1.Я5 3,20 3,80 0,70 0,97 0,60 1,20 1,45 0,30 0,41 0,30 0,65 0,70 0,15 0,21 0,10 0,40 0,50 мс ........... мзс ............ Кастроль К-25 ........ Сурзт>:анский брайсток . . . Вязкость измеряется также в градусах Энглера при определенной температуре. Потери на трение в прямых трубопроводах определяются по формуле Д*-Р = -^5^ «^ где v — кинематический коэфициент вязкости в см?/сек\ 7 — удельный вес масла в.кг/см9; I — длина трубы в см\ И 10°Ц 7s N \ 5«э О §.? §&-» tM~* ъ% / ^ \ сй2Г 7 goes V/? / / \^ ^:S0 Sir *м=Ь -0°Ц< / > k 3-^1 Л \ § 4 7 'I 0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 02 0,1 0,0 ,v Давление на входе в насос вке/см* ' Рис. 156. Давление, развиваемое насосом в зависимости от давления на входе в насос На рис. 156 показана зависимость давления, создаваемого насосом от давления на входе в насос. Из кривых, снятых при разной температуре масла, видно, что чем выше температура масла, тем раньше начинается падение давления. Таким образом, если данный двигатель может работать при определенном минимально допустимом давлении, то этому давлению 196 / "&.! соответствует определенное давление на входе в насос. Например, если минимально допустимое давление /?=5 /ег/сля2 и температура масла tH = 80° Ц, то, судя по рис. 156, минимально допустимое давление на входе в насос должно быть не меньше 0,29 кг/см2. Для других насосов получаются соответственно другие значения. Наличие воздуха в масле приводит к резкому падению производительности и давления, создаваемого насосом. Минимально допустимое давление, снятое с кавитационной характеристики, является потребным давлением на входе в насос. Если располагаемое давление больше потребного, система вх меньше р min • доп — СИ- А работает надежно, если же рЕ стема надежно работать не может. На рис. 157 приведены кавитационные характеристики, пересчитанные по результатам летных испытаний самолетов с двигателями В К-105, АМ-35А, Даймлер-Бенц-601А и ЮМО-211. Рнос*%м2- '8 01------1-----1—->------.-----,-----------1-----1------1------1-----1 1,0 0,9 0,8 0,7 0,5 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 О ";" ;,. ,-, ^frbW"* '••'.•*'• Рис. 157. Кавитационные характеристики, ' ПЭД;,, пересчитанные по результатам летных испытаний . , !-„,-- о» -. ; •••..... ...-*.• ft 197 Для такого двигателя, как ЮМО-211, имеющего минимально допустимое давление р=4 кг/см2, минимально допустимое давление перед насосом /?min ^ доп — 0,43 кг/см2. § 40. ВЫСОТНОСТЬ МАСЛОСИСТЕМ * Высотность маслосистемы определяется из сравнения минимально допустимого давления на входе в насос и располагаемого давления. /W доп ~ А, + Т* ~ 2 (Ртр + ры). Отсюда определяется наружное давление, при котором обеспечивается работа маслосистемы: >• Р* = Anin. доп - ТЛ +' S (Ртр + рн), а по наружному давлению определяется высота по стандартной атмосфере. Если располагаемая высотность маслосистемы меньше потребной, следует повысить давление перед входом в насос. Решается это в различных системах по-разному: повышается давление в маслобаке или ставится дополнительный масляный насос. Повышение давления в баке больше 0,25 кг/см-не рекомендуется, так как для обеспечения прочности бака приходится увеличивать его вес. Избыточное давление в маслосистеме из условий получения заданной высотности /4 определяется так: . дАаб = А. — X, • На рис. 158 показано изменение давления в маслосистеме по высоте полета для самолетов-истребителей с разными двигателями. Характер изменения давления в данном случае зависит от (температуры масла, которая во время полета и набора высоты не была постоянной. На рис. 159 показано изменение давления масла по высоте при испытании самолета-истребителя на режиме скороподъемности. Система снабжена дренажным клапаном, поддерживающим давление Д/?ИЗб=:0,13 кг/см2. До высоты 9 км температура масла сохранялась, на высоте, большей 9 км, началось повышение температуры масла, что' привело к резкому падению давления. При температурах масла на выходе из двигателя, близких к 100—105° Ц, видимо, происходит интенсивное пенообразование, и при быстрой циркуляции масла в баке, в результате того, что газы и воздух не успевают выделиться, давление резко падает. ' 198 = •-• •.. •• . ' ' > • '. •'. х "'•'.' ' Р"%мг ,W,'j ,0-1 23 6789 10 11 Нкм Рис. 153. Зависимость давления в маслосистеме от высоты $ полета > <ъ ! S I ! if § ! ^ •*•• \ 9 Г О 7 6 5 4 3 2 1 п м >•* ^ **% t 5^ 7 ^^ 4 ^ i f ^ <95°Ц йРизб=№"%м2 ^^ ч ^о°ц - ^ 'в J ^116°Ц 34 5 6 7 8 9 Ю 11 12 Высота полета в им 13 Рис. 159. Изменение давления масла по высоте при испытании самолета-истребителя на режиме скороподъемности (пунктирная кри-,,г ,. вая экстраполированная) ,у Jr, m ,«?.-* ', 199 На рис. 160 показано изменение давления в маслосистемс по высоте на режиме скороподъемности при повышении температуры масла. Из кривой видно падение давления масла при повышении температуры с 72 до 91° Ц. На высоте 5 км летчик сделал «площадку» для охлаждения масла, что резко улучшило работу маслосистемы на высоте. O"-fcJ г 7СМ К 72 °bJ _ ПГ ^ч 0 It • С ^» 82 k 69 °c л 88* \ M r°/> p 8°C ч- 9f -\ ^ 81°C т V ъ \ ч О \ \ i V \ i ; t I Г < F i > t > : 7 i ? 1 HKM Рис. 160. Изменение давления в маслосистеме по высоте на режиме скороподъемности при повышении температуры масла - .^т Изменение давления масла в зависимости от количества его в 'системе На ряде самолетов наблюдалось падение давления масла при установке на них более мощных двигателей с маслонасо-сами повышенной производительности. Вообще насос с повышенной производительностью увеличивает давление, но при недостаточно надежных пеногасителях и при эксплоатации двигателя на больших мощностях, приводящих к большой теплоотдаче в масло и к повышению температуры, происходит падение давления масла. В результате этого на некоторых самолетах пришлось увеличить емкость масляных баков не из условий расхода масла, а для сохранения нормальной работы маслюсистемы. Одним из критериев, характеризующих надежность работы маслосистемы, является кратность обмена масла в минуту. Если 200 — производительность маслонасоса в л/мин и объем маслобака, то кратность обмена будет: ^м.6.~ с = w,, U7, м.б Давление, создаваемое насосом, зависит от кратности обмена объема масла, находящегося в баке. Это объясняется тем, что при большой кратности обмена газы и воздух не успевают выделиться из отработанного масла и вспененное масло снова поступает на вход в насос. s «» J fi г6 CD 5 I4 !' 0} 3» ? 2 1-я ^ к \ V \ ч N ч N Ч, X W ;5 2,0 2,5 Кратность обмена в °°ъь'*/#ин. Рис. 161. Изменение давления масла при полете на высоте 4 км в зависимости от заправки маслобака На рис. 161 показано изменение давления в маслосистеме истребителя при полете на высоте 4 км при разной заправке маслобака. Из графика видно, что при кратности обмена до 1,3 объем/мин давление масла сохраняется нормальным. При дальнейшем увеличении кратности обмена, определяемом уменьшением масла в баках, происходит резкое падение давления, доходящее при С = 2,5 объем/мин до рнас= 1,6 кг/ел.2. Ряд исследований показывает, что достаточное отделение газов и воздуха происходит в баках в течение 2 минут, следовательно, при малых кратностях обмена до С = 1 может быть обеспечено довольно хорошее воздухоотделение. Установка сепараторов на выходе из двигателя до охлаждения масла в радиаторе, как это разбиралось раньше, может улучшить условия работы маслосистемы даже при большой кратности обмена. и' « ^ 201 Влияние различных параметров на высотность маслосистемы * •''.' Применение маслосистем с малыми диаметрами трубопроводов приводит к возрастанию скоростей масла, к возрастанию гидравлических потерь и падению высотности. Увеличение скорости масла от 1 до 2 м/сек приводит к падению высотности открытой маслосистемы примерно на 2,5 км. На рис. 162 показано изменение высотности маслосистемы одного из самолетов в зависимости от скорости движения масла при различной длине всасывающей магистрали. У $ а ^\ . "* X ^ V, V 3& ^ —••\ ^ о СО л 7 ч ~^ х X 1 ^ '& i & я s х^ -м ^ ^> о <• п 1 ё Т ч у ф ^ X & X I5 «О А 1 ^ N ч ^ч •^j ц. % \ ч \ S s > \ ч ^ 100 200 300 Скорость движения масло е ^/сек. Рис. 162. Изменение высотности маслосистемы в зависимости от скорости масла при различной длине всасывающей магистрали В условиях горизонтального полета уменьшение разности уровней между баком и насосом на 10 см приводит к незначительному изменению высотности — порядка 130 м. В криволинейном полете влияние разности уровней между баком и насосом может существенно сказаться на изменении высотности. Применение закрытой маслосистемы с установкой на маслобаке дренажного клапана двойного действия оказывает большое влияние на высотность маслосистемы. При хорошем воздухоотделителе. увеличение давления в маслобаке на 0,1 кг/'см2 дает прирост высотности маслосистемы на 2 000 — 3 000 м, однако повышение давления в баке более 0,25 — 0,3 кг/смг нерационально из-за утяжеления конструкции бака. На рис. 163 показана расчетная кривая изменения высотности маслосистемы при повышении давления в баке. 202 r^M Как уже указывалось ранее, наибольшее влияние на высотность маслосистемы оказывает количество воздуха, находящегося в масле в растворенном и взвешенном состоянии. От количества воздуха зависит минимально допустимое давление перед насосом. Если воздуха в масле имеется до 8%, то это не оказывает значительного влияния на высотность маслосистемы, но количество воздуха при полете на больших lw о 13 1 и 1" 1» 8 9 §8 1' 1 - \ t > / у / И г / / ^ S г _^*" ^ ^"^ Ъ 0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 Избыточное давление в /см** Рис. 163. Расчетная кривая изменения высотности маслосистемы в зависимости от избыточного давления в баке высотах может доходить до 30—40% по объему, что резко снижает производительность насоса и приводит к падению давления масла ниже допустимых пределов. Увеличение содержания воздуха в масле на 10% приводит к падению высотности маслосистемы на 25GO—3000 м. Работы конструкторов и изобретателей направлены на то, чтобы создать такую маслосистему, в которой происходило бы хорошее отделение воздуха от масла. Для этой цели предлагается ряд систем с дополнительными насосами, забирающими из верхней части отстойников эмульсию из масла и воздуха с направлением ее в специальные сепараторы. Нижние насосы в этих схемах должны откачивать чистое масло. Ряд схем предусматривает автоматическое поддержание постоянного уровня масла в отстойниках, с тем чтобы насос не мог засасывать воздух и т. д. Обеспечить полеты на очень больших высотах можно выделением "воздуха из горячего масла в приводных центробежных сепараторах, совмещая это с некоторым повышением давления в маслобаках. 1Ш:/ '*fs 203 § 41. КОНТРОЛЬ ЗА РАБОТОЙ И ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛОАТАЦИИ МАСЛОСИСТЕМЫ Работу маслосистемы характеризуют давление масла в главной масляной магистрали двигателя, температура масла и количество масла, имеющегося в маслоси- стеме. Отсюда следует, что в системе смазки должен быть установлен манометр давления масла, подключаемый к насосу или к главной нагнетательной магистрали. Для предупреждения от выбрасывания масла при повреждении проводки к манометру и предохранения от замерзания не циркулирующего в трубке манометра масла давление к манометру передается через реле-гофрированную коробку (рис. 164), трубка которой заполняется жидкостью с низкой температурой замерзания- При запуске двигателя из-за большого гидравлического сопротивления внутренней системы Рис. 164. Гофрированная коробка для передачи давления к манометру: 7 —затяжная муфта; 2—фибровые прокладки; 3 — штуцер м-сляной магистрали; 4—-корпус; 5 —коробка; 6 — капилляр J ске манометр не показывает смазки давление резко возрастает и при прогреве системы падает, но давление при этом не должно быть ниже минимально допустимого для данного двигателя. Если при запу-давления масла в течение нескольких секунд, двигатель должен быть остановлен и должны быть выявлены и устранены .причины отсутствия давления масла. Для контроля за температурой масла служит термометр, включаемый в систему. От температуры масла зависит также и давление, создаваемое насосом. Запуск двигателя производится на малых оборотах, и переводить работу двигателя на большие обороты до прогрева его нельзя. Прогрев двигателя характеризуется температурой масла и воды или головок цилиндра. Минимальная температура масла не должна быть ниже 45—55° Ц. В инструкции по зксплоатации для каждого двигателя указываются минимальные и максимальные температуры масла и минимальное давление. Для контроля за работой бензо- и маслосистемы применяется трехстрелочный индикатор, показывающий давление и температуру масла и давление бензина. 204 Количество масла в баке проверяется в основном на земле мерной линейкой или масломерами. Дозаправка маслом производится после полета. Инструкции по эксплоатации самолетов отражают специфические особенности каждой маслосистемы, однако существует ряд общих вопросов эксплоатации, относящихся в одинаковой мере к маслосистемам всех самолетов. Чрезвычайно важным обстоятельством является наблюдение за герметичностью маслосистемы, в особенности в месте присоединения магистрали к насосу, так как подсос воздуха приводит к резкому ухудшению условий работы маслосистемы. При наличии фильтра необходимо следить за его чистотой, так как часто засорение фильтра вызывает падение давления масла. Масло, подогреваемое перед заправкой, не должно быть доведено до кипения. Заправлять в систему закипевшее масло запрещается. Разжижение масла должно производиться в зависимости от наружной температуры воздуха и в соответствии с инструкциями. Особое внимание следует обращать на состояние дренажной магистрали, от которой в большой степени зависит работа системы. При промывке фильтров необходимо следить, не появляется ли на сетке фильтра металлическая стружка. Наличие металлической стружки сигнализирует о неисправности двигателя или системы смазки его. Неполадками в работе маслосистем могут явиться падение давления, выбрасывание масла из дренажной магистрали или из суфлера двигателя, перегрев масла на режиме набора высоты, замерзание масла в радиаторах и разрыв радиаторов или магистралей при запуске двигателя. Рассмотрим влияние некоторых эксплоатационных факторов на надежность работы маслосистемы. 1. Количество заправляемого в бак масла определяется инструкциями по эксплоатации. Заливка большего количества масла может привести при разогреве системы к выбрасыванию его через дренажную магистраль. Заправка меньшего количества масла часто приводит к невыполнению задания вследствие недостатка в системе масла, а также к падению давления масла из-за усиленной циркуляции его через бак. Быстрый обмен масла в баке приводит к поступлению в насос вместе с маслом воздуха, который не успевает отделиться от масла. -. . 2. Падение давления может произойти при перегреве масла на режиме набора высоты, если заслонки капогга радиатора недостаточно открыты. 3. Большое сопротивление всасывающей магистрали часто является причиной падения давления масла, вызываемого ухудшением наполнения насокса. Сопротивление магистрали 205 может также возрасти при охлаждении трубопроводов воздухом низкой температуры в случае негерметичности капота-двигателя. Затяжка редукционного клапана с целью повышения давления на небольших высотах не может привести к сохранению давления масла на большой высоте, так как оно зависит от производительности масляного насоса. Чрезмерное увеличение давления масла при работе двигателя на земле может "' ухудшить работу маслосистемы. • 4. Иногда после ремонта капотов наблюдается перегрев •ц масла на режиме набора высоты. Это может произойти при неправильном очертании входного участка капота. Форма входного участка капота должна соответствовать получению постоянного градиента давления (см. главу V «Радиаторные установки»). Неправильное очертание капота приводит также к неравномерному распределению скорости потока, что при низких температурах создает благоприятные условия для замерзания масла в маслорадиаторе. Негермепгичность капота радиатора вследствие возрастания сопротивления радиаторной установки приводит к снижению скорости полета. * Иногда перегрев масла получается в результате засорения сот радиатора. Засорение сот выключает часть поверхности охлаждения из работы и, следовательно, ухудшает условия обдувки радиатора. Необходимо поэтому внимательно наблюдать за состоянием и чистотой сот радиатора. § 42. МАСЛОСИСТЕМЫ ТУРБОКОМПРЕССОРНЫХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ На воздушно-реактивных двигателях макросистема в отличие) от самолетов с винтомоторной группой устроена значительно проще. В воздушно-реактивных двигателях установлены шариковые или роликовые подшипники в отличие от подшипников скольжения, имеющихся на обычных авиационных двигате-. лях. Это приводит к тому, что количество тепла, отводимое маслом, во много раз меньше, чем в винтомоторной группе. . При одинаковых мощностях расход масла у воздушно-реактивного двигателя во много раз меньше, чем у обычного поршневого. При развиваемой воздушно-реактивным двигателем тяге до 2 000 кг расход масла не превышает 2,5 кг/час. Удельный расход на некоторых типах двигателей доходит до 0,5 г/л с. ч. Ввиду малого расхода масла на ряде двигателей приме-; няется незамкнутая система с выбрасыванием отработанного масла в атмосферу. Применение незамкнутой системы смазки упрощает систему, уменьшает ее вес, улучшает аэродинамику -щ '< ' 206 . /Ч >:С"С.у ' "•.. /•,;".'•'". ., -У самолета ввиду отсутствия сопротивления охлаждающих устройств и упрощает эксплоатацию» самолета. Однако она может применяться для двигателей, развивающих сравнительно небольшую тягу. Замкнутая маслосистема без специальных радиаторов для охлаждения применяется на многих двигателях. Рис. 165. Простейшая схема маслосистемы реактивного двигателя: 1 — маслобак; 2 — насос; 3 — слив; 4 — дренаж Таким образом, маслосистемы воздушно-реактивных двигателей могут быть разделены на следующие типы: 1. Циркуляционные с воздушно-масляными радиаторами (BMW-003 и Вестингауз-19В). 2. Циркуляционные без радиаторов (ЮМО-004, J-40, НИН-1 и др.). Л п ••' *- 3. Незамкнутые с выбрасыванием масла в атмосферу. Простейшая схема маслосистемы реактивного двигателя представлена на рис. 165. Масло из бака поступает по трубопроводу к! маслонасосу и далее на смазку деталей двигателя. Отработанное масло откачивающими насосами возвращается в бак, пройдя предварительно через центробежный сепаратор, в котором из масла выделяется воздух. Для обеспечения надежной работы автоматических регуляторов и смазки приводов вспомогательных механизмов масло проходит через фильтры, являющиеся обя- '-'•• . Г^:?;1-... . '•• . ' "- ' ' , • 207 зательными элементами воздушно-реактивных двигателей всех систем. Давление масла у различных воздушно-реактивных двигателей различно и находится в пределах от 1,5 до 7 кг/см2. Во всех маслосистемах масло подается также к подшипникам вала газовой турбины и компрессора. В некоторых конструкциях масло к подшипникам подводится через специальные форсунки, разбрызгивающие его по внутренней обойме. Иногда для охлаждения вместе с маслом к подшипникам подается воздух. На некоторых двигателях устанавливаются специальной конструкции насосы и дополнительные дозирующие насосы, каждый из которых подает определенное количество масла в обслуживаемые им подшипники. ! На масляных насосах или в магистрали устанавливаются редукционные клапаны, предохраняющие систему от разрушения. Смазка приводов агрегатов во многих случаях осуществляется разбрызгиванием. § 43. ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ МАСЛОСИСТЕМ ТУРБОКОМПРЕССОРНЫХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Система смазки двигателя BMW-003 Маслосистема двигателя BMW-003 относится к типу циркуляционных с воздушно-масляным радиатором. Емкость маслобака 25 л, причем на вспенивание оставляется 7 л незаполненного объема. Вся масляная система вместе с маслобаком расположена на двигателе. На рис. 166 показана принципиальная схема маслосистемы двигателя BMW-003. Масло из бака /, размещенного на наружной поверхности входного участка двигателя, поступает в нагнетающий насос 6. Нагнетающий насос шестеренчатого типа с редукционным клапаном. Нагнетающий насос гонит масло в коллектор-распределитель 7, внутри которого размещен фильтр. Очищенное в коллекторе-распределителе масло распределяется по трубкам, подводящим смазку к полостям 2 и 3. Из этих полостей масло поступает к сервомотору регулятора оборотов и на смазку привода вспомогательных механизмов. К распределителю присоединяется манометр, по которому контролируется давление масла. В первой полости расположены передний подшипник осевого компрессора, вал пускового мотора и привод к откачивающему насосу. Во второй полости находятся задний подшипник компрессора, привод к откачивающему насосу, подшипник вала ротора и подшипник газовой турбины. Трубки, подводящие масло к подшипникам, заканчиваются специальными форсун- 208 - •'•;'•- J-. оо .*-. Ось двигателя 8 to о о . К регулятору g 'Л \ числа оборотов X-JUJI V -ч t-J ^г г : s^ _J .Л? регулятора ^. л wevw оборотов Рис. 166. Принципиальная схема маслосистемы двигателя BMW-003: / — бак; 2—первая полость: 5 — вторая полость; 4 — радиатор; 5—откачивьющие насосы; 6—нагнетающий нссос; 7—коллектор-распределитель; Я — сливной кран; 9 — заливная горлов, на; 10 — дренаж радиатора камй, к которым масло подается под давлением 7,5 /сг/ш2. Таким образом смазка подшипников осуществляется разбрызгиванием. Приводы к агрегатам смазываются под давлением (масло подводится по специальным магистралям) и разбрызгиванием. Отработанное масло из передней и задней полостей забирается откачивающими насосами 5 и прогоняется через радиатор 4 в бак. Параллельно радиатору в откачивающую магистраль включен предохранительный шунтовой клапан, отрегулированный на давление 12,5 кг/'см?- Клапан предохраняет радиатор от разрыва пр,и запуске двигателя, пока масло недостаточно прогрето и сопротивление радиатора превосходит затяжку клапана. Когда давление превышает 12,5 кг/еле2, шунтовой клапан откроется и перепустит масло мимо радиатора в бак. Пр(И меньшем давлении все масло проходит через радиатор. Радиатор состоит из ребристых трубок, внутри, которых протекает маслю. Воздух, ох'лаждающий радиатор, обтекает трубки снаружи в направлении, перпендикулярном к ним. Воздух забирается из зоны повышенного давления диффузора. На внутренней поверхности входного участка имеются три заборника, из которых воздух поступает в три воздушных канала, идущие к задней стороне сот радиатора. Подогретый воздух отсасывается чер/ез щель, расположенную в передней части входного участка пониженного давления. Масляный бак выполнен из алюминиевого сплава и крепится к двигателю при помощи лент за передним обтекателем. Дренаж бака осуществлен в атмосферу. Полость 2 соединяется дренажной трубкой с маслобаком; верхняя часть радиатора также сообщена с баком, что обеспечивает заполнение радиатора маслом при заправке системы. Заливается масло в бак через заливную горловину 9, слив масла производится через сливной кран 8. Маслосистема BMW-003 не отличается от обычных систем смазки поршневых двигателей. Объясняется это тем, что этот двигатель является наиболее старым реактивным двигателем и маслосистема его выполнена по образцу систем винтомоторной группы. В новых конструкциях реактивных двигателей маслосистемы имеют специфические особенности, присущие реактивным двигателям. ••:••.'.,; • ^ • j-, • , -л,"'.'". : .. Система смазки турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя ЮМО-004 , i , Маслосистема двигателя ЮМО-004 (рис. 167) относится к типу замкнутых циркуляционных без радиатора. Для охлаждения используется внутренняя -часть маслобака, обдуваемая воздухом. Система смазки состоит из следующих основных элементов: маслобака /, двух нагнетающих насосов 2 и 3, 210 , • • • • ' . •*•;••,•# А- * ND ^ В аюмисферу От peevwrnap" К манометру Рис. 167. Схема мяслосистемы двигателя ЮМО-ОС4: 1 — маслоб-.к; 2 и 3 — нагнетающке насосы; 4, 5 и 6~ откачи- в;ющие насосы; 7 —сетчатые фильтры; 8— сепаратор; 9 — вер- •'Zr' тькальный к.'нал; 10 — привод агрегатов; //—передний лод- .'.: щипник компрессоре; 12—вадкмй подшипник компрессора; " 13 и 14 — подшипники газовой турбины; 15 и It— отстойники _ . с фильтрами трех откачивающих насосов 4, 5 и 6, двух сетчатых фильтров 7, сепаратора 8 и трубопроводов. Масляный бак кольцеобразной формы, расположен в передней части двигателя. Вместо радиатора используется, как было указано, часть бака, которая, несмотря на небольшую поверхность, обеспечивает достаточное охлаждение масла. Масло из бака поступает к двум нагнетающим насосам. Насос '2 гонит масло через сетчатый фильтр 7 в вертикальный канал 9 для смазки привода агрегатов 10 и переднего подшипника 11 компрессора. ^ / ;;^ ?^«^ Насос 3 гонит масло «а смажу: заднего подшипника 12 компрессора, переднего и заднего подшипников 13 и 14 газовой турбины. К подшипнику 14 масло поступает по внутренней полости вала турбины. - f/ Отработанное масло, насыщенное большим количеством воздуха, забирается откачивающими насосами из передней и задней частей двигателя и направляется через сепаратор 8 в маслобак. ,--'••> Сепаратор центробежного типа имеет привод от двигателя. Воздух, хорошо отделяясь от масла в сепараторе, по специальной трубке направляется в верхнюю часть бака. Хорошее отделение воздуха от масла необходимо потому, что масло используется для управления регуляторами, оборотов и изменения положения сопла. Регуляторы чрезвычайно чувствительны к загрязнениям, а наличие воздуха в масле может резко изменить режим, поддерживаемый регуляторами. Для сервопривода регуляторов масло насосом 2 подается в нагнетающую магистраль, откуда оно поступает к приводу агрегатов. В эту же магистраль включен манометр, по которому летчик может судить о работе м&слосистемы и регуляторов. % ; \ Отработанное масло собирается в отстойниках 15 и 16, имеющих сетчатые фильтры. Система смазки данного двигателя несколько проще мас-лосистемы двигателя BMW-003. При запуске двигателя в условиях низких температур воздуха необходимо обеспечить подогрев масла в регуляторах, от которых зависит работа двигателя. К применяемым маслам предъявляются повышенные требования в отношении вязкости и чистоты. Для каждого типа двигателей должно применяться только то масло, которое указано в инструкции по эксплоатации. Применение масел, не соответствующих техническим условиям по паспорту, может привести к нарушению работы как автоматических регуляторов, так и самого двигателя. , ,'":)-,•" ' ••';,'•-!' ••/'' •'• '''••- • ' '-'"''. '' 'г*У'<л1^!*г!л'•'"•• •' -:' '• . ' '; ' 212 J : "•" ' ./ '' ' ' - Маслосистема двигателя Дженерал-Электрик J-40 Маслосистема двигателя /-40 (рис. 168) циркуляционная, без охлаждения. Масло размещается в отсеке, выполненном заодно с картером редуктора; таким образом, специальный масло'бак на этом двигателе не нужен. Смазка подшипников и приводов производится под давлением, развиваемым насосом. ; Отсек для масла образуется между картером и корпусом опоры переднего подшипника. Емкость масляного отсека 16л, но заливается масла только 7 л, причем этого небольшого количества масла достаточно для десяти часов непрерывной работы двигателя. Масло нагнетается к подшипникам масло-насосом, состоящим из двух секций. Насос расположен на картере редуктора и сообщен с маслом в отсеке специальным отверстием в месте крепления. Масло из насоса, пройдя фильтр, по наружным трубкам поступает к четырем подшипникам ротора и к муфтам, а возвращается в резервуар (отсек) самотеком под действием разрежения. Из переднего подшипника компрессора и игольчатого подшипника в приводе агрегатов масло сливается непосредственно в резервуар, из трех остальных подшипников и из муфты оно стекает в картер, откуда попадает в откачивающую полость масляного насоса и направляется в масляный резервуар. Все шестерни и подшипники привода агрегатов смазываются барботажем. Барботаж создает шестерня, приводящая в действие маслонасос. Эта шестерня находится в специальном отсеке ниже уровня масла. В этот отсек масло попадает через отверстие, регулирующее подачу его для смазки; кроме того, это отверстие предотвращает вспенивание масла в резервуаре. Резервуар имеет перегородку для уменьшения колебаний масла. ; Система смазки двигателя «НИН-1» Маслосистема двигателя «НИН» — замкнутая, циркуляционная, без специального охлаждения. Запас масла размещается в нижней половине корпуса привода агрегата, который является одновременно маслоотстойником и баком. Запаса масла в 5,68 л достаточно для обеспечения продолжительной работы двигателя. Минимальный запас масла составляет всего 4,5 л. Несмотря на то, что двигатель создает тягу 2 0.20 кг на скорости полета 960 км/час расход масла составляет только 0,57 л/час. Мощность, развиваемая двигателем в этих условиях, равна 7180 л. с, . Чтобы поршневой двигатель развивал такую же тяговую мощность, при коэфициенте полезного действия 0,75 мощность на валу двигателя должна быть равной 9 600 л. с. Счи- 1 . 213 )'• ,' 912 lit-, ^;..s-.:.^'.f -•-Г";-УМ I f -» {7 ;o (Г VI i ,<и /^ \ /. \ \ ^ / / 1 /Т!4,__/__ Рис. 168. Схема смазки двигателя J-40: / — фильтр; 2 — масляный насос; 5 — зализная горловина; 4 и в — подшипника; 5 — муфга; 7 — т Р — дренаж; 10 — манометр К J • муфга; 7 — турбина; 8 — компрессор; •->.,.• *'• -•*• - /У /2 Р'ис. 169. №аслосистема двигателя „НИН-1Й: / — центральный подшипник; 2 — крыльчатка для охлаждения; 5 —передний подшипник нагнетателя; 4— трубопровод к приводу агоегатов; 5 - откачивающий насос; 6-нггнетаюшлй насос, 7 — воздухоотделитель; 8 — редукционный клапан; 9— вход масла, 10 -подвод воздуха; 11 и 12- фильтры; 13 - возврат отработанного масла; /4 —фильтр высокого давления; 15— штуцер для манометра; /<У - штуцер для термометра; //-трубопровод к переднему подшипнику нагнетателя; 18 - трубопровод к центральному и заднему подшипникам; 19 — задний подшипник •Tv" - тая удельный расход для мощного поршневого двигателя 8 г/л.с.ч., получаем часовой расход масла 76,8 кг, или 90 л. Таким образом, при одинаковой мощности, развиваемой на уровня моря, расход масла в реактивном двигателе «НИН-1» меньше расхода «масла в поршневом двигателе почти в сто шестьдесят раз. Маслосистема этого двигателя показана на рис. 169. В отстойнике установлены масляные насосы, фильтры, редукционный клапан и воздухоотделитель. ••.;..- Масло из отстойника забирается насосом 6 через фильтр 11 и нагнетается в магистраль для смазки двигателя. На выходе из нагнетающего насоса 6 имеется редукционный клапан 8. Масло под давлением поступает в трубопровод 4 на смазку шестерен передачи привода агрегатов, по трубопроводу 17 — на смазку переднего подшипника нагнетателя 3 и по трубопроводу 18 — на смазку центрального подшипника / и заднего подшипника 19. К подшипникам масло поступает через сверления — жиклеры, дозирующие количество его. Перед жиклерами установлены сетчатые фильтры. К лабиринтным уплотнениям подается воздух по трубке 10 под давлением 0,28 кг/см2. Масло из подшипника 3 сливается в отстойник. • Из центрального и заднего подшипников масло по обратной магистрали поступает в фильтр 12. Отработанное масло откачивается насосом 5 в воздухоотделитель и, пройдя его, Сливается в отстойник. В нагнетающую магистраль включаются: к штуцеру 15 — манометр и к штуцеру 16 — термометр. /,:,;.;•;:•- \1 •;: \ '•/'••'7 Л / '•' /' • с • ;^ ..'.. .'j'f's •-?:(', > W ..''-V J:J' , " ''; \ \ \ • . - '- '. f ? tev* ':V'H ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ ЖИДКОСТНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ § 44. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Из теплового баланса двигателя (известно, что тепло, выделяющееся при сгорании топлива, расходуется на полезную работу, на преодоление сопротивления трения (так называемые механические потери), на тепло, уносимое выхлопными газами, и тепло, отводимое охлаждением. Если бы двигатель не охлаждался, в деталях его аккумулировалось бы тепло, приводящее к непрерывному повышению температуры их, что в конце концов привело бы к разрушению двигателя. Высокая температура газов, образующихся при сгорании топлива, обусловливает интенсивную передачу тепла к головкам цилиндров, к цилиндрам, выхлопным клапанам, поршням и другим деталям. ^ -г Для сохранения допустимых температур деталей необходимо обеспечить непрерывное охлаждение двигателя. В двигателях воздушного охлаждения охлаждающий воздух непосредственно отводит тепло, подогреваясь при этом. В двигателях жидкостного охлаждения тепло передается в окружающую среду через жидкость, циркулирующую в специальной замкнутой системе охлаждения. Система жидкостного охлаждения состоит из внутренней системы, расположенной в двигателе, и внешней, расположенной на самолете. Жидкостное охлаждение может быть: — (водяное; -*< .;...,>.._ {>: • — с антифризами; -(, N| ; ? — высококипящими жидкостями (жидкости с высокими температурами кипения); ш — водяное с частичным выпариванием и , — испарительное. В табл. 11 приведены значения нормально допустимых температур деталей двигателя. Превышение этих температур приводит к понижению механических качеств материала, увели- 917 чению зазоров между трущимися поверхностями, ухудшению условий смазки, уменьшению наполнения двигателя, в результате чего падает мощность, появляется угроза детонации и т. д. k- Следовательно, одним из существенных факторов нормальной работы авиадвигателя является надежность охлаждения. Таблица 11 Нормальные температуры деталей при работе двигателя на полной мощности Название детали Температура в °Ц Головка выпускного клапана . . . Донышко алюминиевого поршня . Головка цилиндра воздушного охлаждения Головка цилиндра водяного охла- ждения Стакан цилиндра воздушного охла- ждения Стакан цилиндра водяного охла- ждения 750-800 200—250 240-285 180—220 140—180 90—110 Общее количество тепла, подлежащее отводу от двигателя, меняется в зависимости от его конструкции, режима работы и других факторов и в большой мере зависит от температуры охлаждающей жидкости. Тепло, отводимое от двигателя, эквивалентно 45—50% его эффективной мощности и составляет 280—315 кал/л с. ч., так как работа I л. с. в течение одного часа эквивалентна 632 калориям тепла. Кроме тепла, уносимого водой, часть тепла отводится маслом. Для передачи этого тепла обдувающему самолет воздуху приходится затрачивать значительную мощность на преодоление лобового сопротивления, что приводит к снижению скорости полета. » ^ Если в полезную работу в авиационном двигателе превращается 25—27% тепла, внесенного топливом, то на долю охлаждения приходится до 14% тепла топлива, что не включает тепло, отводимое от двигателя непосредственной обдувкой встречным потоком воздуха. Для обдувки двигателя в капотах устраиваются специальные заборники воздуха и выходные щели, которые отводят тепло от картера двигателя, свечей и других агрегатов. На режим охлаждения оказывают влияние многочисленные факторы: число оборотов двигателя, диаметр цилиндра, состав смеси, опережение зажигания, сте- 218 . . ... •- • , •'. .:';:' — /:Я-*"-: ;' .' ;• : .-^ пень сжатия и др. В данной книге рассматриваются системы охлаждения двигателей, их осуществление, особенности отдельных элементов и лобовое сопротивление охлаждающих устройств. На преодоление лобового сопротивления охлаждающих устройств современные самолеты расходуют значительную часть мощности двигателя. При водяном охлаждении с низкой температурой воды, порядка 70° Ц, потери максимальной скорости полета достигали 8% и больше. Увеличение температуры охлаждающей жидкости, приводящее к уменьшению охлаждающих поверхностей и сопротивлений, снижает потери максимальной скоррсти на охлаждение до 4-—5%. Использование поверхностей самолета в качестве радиирующих элементов может существенно уменьшить потери в скорости полета. Повышение температур охлаждающих жидкостей уменьшает отвод тепла от двигателя, что приводит к увеличению его термической нагрузки. Однако высокие температуры охлаждающей жидкости приводят к значительному подогреву воздуха, проходящего через охлаждающие устройства. Подогретый в замкнутом объеме воздух расширяется, благодаря чему увеличивается его скорость на выходе из капотов, что уменьшает сопротивление охлаждающих устройств. Рели бы подогрев был таким, при котором скорость воздуха на выходе из капота равнялась скорости полета, то внутреннее сопротивление радиаторной установки равнялось бы нулю. При таком подогреве, когда скорость воздуха на выходе из капота становится больше скорости полета, радиаторная установка уже создает тягу, т. е. работает как воздушно-реактивный двигатель. Однако для этого нужна слишком высокая температура охлаждающей жидкости. Уничтожение сопротивления охлаждающих устройств дало бы для самолетов с максимальной скоростью полета 650 км/час увеличение скорости примерно на 35—45 км/час. § 45. О СХЕМАХ ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ч В жидкостном охлаждении двигателя вода или другая жидкость являются промежуточным телом, передающим тепло воздуху. Тепло от нагретых частей двигателя передается жидкости, циркулирующей в системе под напором, создаваемым -насосом. Вокруг цилиндров и их головок имеются специальные рубашки для охлаждения жидкости. Подогретая вода или антифриз по трубопроводам подводится к радиаторам, где она охлаждается воздухом. В установившемся режиме работы двигателя и полета все тепло, полученное охлаждающей жидкостью, передается воздуху. Исключением может явиться режим подъема самолета, пр,и котором ско- - ' ':^7';^-^Г-':Щ.!:Х "' ' ' "..;' '..,. . ........' .. .219 ••.'-•. ч. рости обдувки охлаждающих поверхностей невелики, в результате чего в системе аккумулируется некоторое количество тепла, приводящее к возрастанию температур. В некоторых системах с трубопроводами значительной длины потери тепла достигают 10%, что обычно не учитывается, так как идет в запас надежности 'системы охлаждения. Температура воды в рубашках двигателя должна быть ниже температуры кипения во избежание перегрева отдельных частей и деталей двигателя. Скопление паров ухудшает условия теплоотвода от нагретых деталей. В системах с парообразованием вода в рубашках двигателя также не доводится до кипения. Разность между температурой охлаждающей воды на входе в двигатель и на выходе из него изменяется в небольших пределах — от 8 до 12° Ц — и зависит от интенсивности охлаждения и прокачки воды по системе. Давления и температурь! воды в отдельных точках должны быть такими, чтобы не происходило парообразования, особенно на входе в водяной насос. Водяные системы разделяются на два типа: открытые и закрытые. Открытые системы охлаждении применялись на самолетах с двигателями небольшой высотности. В них наиболее высокая точка •— расширительный бачок — соединена с атмосферой, в результате чего температура воды при подъеме самолета должна снижаться, чтобы не происходило закипания. Температура кипения воды в открытой системе в зависимости от высоты полета может быть определена следующим образом: / ^=100 — 3,3 -Я, где Я — высота полета в км. Температура воды в системе должна быть ниже температуры кипения на 3—4° Ц, т. е. /тах =-= 100 — 3,ЗЯ— 4 = 96 — 3,ЗЯ. Тогда для высоты полета Н=7 000 м максимальная температура воды на выходе из мотора должна быть не выше ^тах =• =-73° Ц. : :•.'•"-• " • ' •"'•" Для высоты полета 10000 м температура воды не должна превышать 63° Ц. ; ^ Известно, что чем ниже температура охлаждающей жидкости, тем большая поверхность охлаждения необходима для отвода данного количества тепла. На современных самолетах применяются закрытые системы охлаждения, в которых вода находится под давлением. Сохранение давления в системе дает возможность получать достаточно высокую температуру воды и на больших высотах. 220 В закрытых системах сообщение с атмосферой осуществляется через дренажный клапан при повышении давления паров в расширительном бачке. Повышенное давление в системе может получиться при недостаточном теплоотводе от радиатора. ЕСли вода, поступающая в насос, имеет слишком высокую температуру при низком давлении, перед насосом может начаться интенсивное парообразование, и подача воды резко упадет или прекратится. Поэтому перед водяным насосом создают некоторый статический напор, для чего бак располагают в наиболее высоком месте относительно насоса. Радиаторы в открытых и закрытых системах могут быть расположены высоко или низко относительно двигателя. В системах с низко расположенными радиаторами включение расширительного бачка может быть параллельным или последовательным. При высоко расположенных радиаторах наличие расширительного бачка необязательно, так как необходимое резервное количество воды можно разместить в верхней части радиатора. Путь воды, циркулирующей в системе, следующий: вода из насоса поступает в блоки, охлаждает двигатель, по трубопроводам поступает в радиатор и охлажденная возвращается к насосу. Таким образом, в систему охлаждения нормально должны входить такие элементы: 1) водяной насос, обеспечивающий определенную прокачку воды в системе и создающий достаточный напор для преодоления гидравлических сопротивлений; 2) рубашки цилиндров двигателя с соответствующим распределением и направлением воды к нагретым частям деталей двигателя; 3) радиатор, один или несколько, в зависимости от компоновки системы охлаждения на самолете; 4) расширительный бачок с открытым дренажем или с дренажным клапаном; бачок должен иметь достаточную емкость для вмещения увеличивающегося объема жидкости при нагревании, резерва воды для компенсации утечек или испарения и достаточный объем парового пространства; 5) трубопроводы основной и дренажной систем; 6) управление заслонками для регулирования температуры охлаждающей жидкости; 7) арматура для заполнения и опорожнения системы; 8) приборы контроля за работой системы охлаждения. -'• , Кроме того, в систему могут быть включены сепараторы для отделения пара от воды, водо-воздушные радиаторы для охлаждения воздуха после нагнетателей, различного вида подогреватели: для подогрева воздуха во всасывающем патрубке, для обогрева кабин самолетов, для подогрева карбюраторов и т. д. * •* _.•:•• .:•*."•'•»• >-T'f •• ; 221 § 46. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К СИСТЕМАМ ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ -•'••.'..(* К системам жидкостного охлаждения предъявляется ряд требований, к которым относятся: 1. Обеспечение необходимого отвода тепла от авиадвигателя на разных режимах работы и полета самолета при минимальном сопротивлении охлаждающих устройств. Система должна обеспечивать отвод тепла при температурах наружного воздуха от +30 до —56° Ц без перегрева и переохлаждения. 2. Надежность работы системы на разных высотах. Надежность системы характеризуется не только прочностью и плотностью соединений и элементов, но и давлением перед водяным насосом. При малом давлении перед насосом может наступить кавитация, нарушающая охлаждение двигателя. 3. Малый вес системы. Так как вес системы зависит от веса радиатора, то следует иметь радиаторы небольших поверхностей, обеспечивающих необходимый теплоотвод. Применение ребристых алюминиевых радиаторов может значительно уменьшить вес системы. 4. Небольшие гидравлические сопротивления, которые получаются при малых длинах труб с плавными изгибами и хорошим состоянием внутренней поверхности. 5. Наличие гибких соединений для предохранения системы от разрушения из-за вибраций между трубопроводами и агрегатами. 6. Обеспечение достаточного объема охлаждающей жидкости в расширительном бачке для компенсации утечек и выпаривания. 7. Установка сепараторов для отделения пара от воды при температурах воды на выходе из блоков больше 100° Ц. 8. Простота обслуживания, эскплоатации и ремонта. 9. Заполнение системы антифризом при низких температурах или установка крана аварийного слива на многомоторных самолетах для слива воды из системы в случае остановки одного из двигателей. " - ' ' 10. Обеспечение полного слива воды из системы. 11. Контроль за количеством воды в системе при ее заполнении. 12. Установка термометра на выходе воды из двигателя для контроля за работой системы- 13. Желательна установка автоматов для регулирования протока воздуха через радиатор, что облегчает условия эксплоатации системы и воздуха. i 14. Возможность быстрого прогрева системы в условиях низких наружных температур. '' . ' "..v/'''*.'' 222 , ' Однако не все из перечисленных требований .могут быть выполнены, так как часто это связано с изменением компо- •. новки самолета. В некоторых конструкциях самолетов радиаторы располагают на большом расстоянии от двигателя. Это приводит к., увеличению веса системы и гидравлических сопротивлений, что вызывается необходимостью сохранения центровки или компоновки самолета. Недостаточная охлаждающая поверхность радиатора ограничивает летно-тактические данные самолета, так как в этом случае самолет не может совершать продолжительный подъем без «площадок», т. е. без перехода на определенных высотах на режим горизонтального полета для охлаждения воды. Некоторые требования являются противоречивыми, и для правильного решения вопроса выбираются оптимальные условия. Например^ чем больше скорость обдувки радиатора, тем меньшая поверхность требуется для отвода тепла, но с ростом скорости обдувающего воздуха резко возрастает мощность, теряемая на охлаждение. Правильно подобранный радиатор создает минимальное сопротивление при полете на максимальной скорости. \ § 47. КОЛИЧЕСТВО ТЕПЛА, ОТВОДИМОЕ ОТ ДВИГАТЕЛЯ Тепло, отводимое от цилиндров авиационного двигателя встречным потоком воздуха Qu, как было указано выше, может передаваться или непосредственно воздуху через увеличенную поверхность двигателя воздушного охлаждения за счет оребренмя, или (в двигателях жидкостного охлаждения) — жидкостью, омывающей рубашки и переносящей тепло к теплообменным поверхностям, обдуваемым воздухом. Кроме того, охлаждение может быть паровое, когда вода, охлаждающая двигатель, превращается в пар, и тогда последним передатчиком тепла к воздуху будет являться пар. Картер двигателя должен охлаждаться воздухом, при этом от двигателя отводится некоторое количество тепла QK. Для этого в капотах делают заборники для входа и сечения для выхода воздуха, размеры которых выбираются из конструктивных соображений на основании летных испытаний опытных образцов самолета. При недостаточном охлаждении моторных агрегатов, магнето, свечей и др. увеличивают сечения в капоте для прохода воздуха. Для обдувки и охлаждения авиационного компрессора устанавливают специальные заборники воздуха. Масляные системы на самолетах, помимо смазки трущихся поверхностей двигателя, обеспечивают также охлаждение их. Количество тепла, отводимое маслом QM, зависит от типа двигателя, а также от способа охлаждения. «;; ; >-р! ....... •> . : . . ,.-'•'. . '•'.''' 's-..'/' . 223 • И, наконец, для двигателей с большой высотностью появляется необходимость в отводе тепла от воздуха после нагнетателей QB. Это количество тепла возрастает с увеличением высотности. Поэтому необходима установка специальных охлаждающих устройств, которые могут быть включены в водяную систему или выполнены независимо в виде воздухопроводов и воздухо-воздушных радиаторов. Итак, суммарное количество тепла, подлежащее отводу от двигателя к воздуху, можно записать так: 0 <м -------- _ 4 4 Ч, ^v „ ] ^ ............... ) 4 > ^ .S-Г^ _^ V//yV//> >>y (V/VyV/v/f f tiXWSAJ Р и с. 175. Соединение труб дюритовым шлангом 232 надевается дюритовый шланг, который затем зажимается хомутиками (рис. 176). Такой вид соединения нашел широкое применение в водяных системах. Для гибких шлангов применяют соединение с развальцовкой труб. В некоторых случаях употребляется соединение при помощи накидных гаек или поворотных соединений. Для получения небольших гидравлических потерь радиусы поворотов труб не должны быть меньше двух-трех диаметров трубы. Соединения труб должны быть герметичными и надежными. При нормальном гибком соединении, изображенном на рис. 175, между трубами оставляется зазор для поглощения тепловых деформаций и уменьшения влияния вибраций. Внутренний диаметр труб водяной системы определяется из условий допустимых) скоростей движения воды. Скорости движения воды в трубах допускаются в пределах 3—5 м/сек. В радиаторах скорость воды не должна превышать 0,35— 0,45 м/сек из-за больших гидравлических сопротивлений, доходящих до 1 ат и больше. Потребная прокачка воды по водяной системе, исходя из подогрева воды в рубашках двигателя на А/° Ц, определяется? по следующей зависимости: Оц Рис. 176. ХОМУТИК w = 3600 • Д* где Qu—теплоотдача двигателя в воду в кал/час\ kt— подогрев воды в двигателе. Приняв согласно приведенной ранее формуле ' Qu = 315/V. [1 - 0,00342 (*ж - 70)], получаем при средней температуре охлаждающей жидкости *Ж = Ю5° и Д*=10°. ж tt?«7,68.Ve см*Iсек. Сечение трубы получается делением секундного расхода на скорость воды: уг__ W ^^-•--__М V 233 •а диаметр л-т/Щ. . Лосле подстановки получаем приближенное значение диаметра труб водяной системы: d«3,12j/^? см, где v — скорость воды в см/сек (больше 500 см/сек не берется). После определения диаметра по формуле выбирают ближайший больший диаметр по стандарту. Такая зависимость действительна только в том случае, *если вся вода проходит по одной трубе. Если же имеется два радиатора или подвод из блоков идет по двум трубам, то формула принимает такой вид: d ~2,2J/^.. Пример. Определить диаметр труб водяной системы для двигателя мощностью Ne -= 1 200 л. с., принимая скорость воды в трубопроводах t> = 400 см/сек для случая, когда вода выходит из блоков по отдельным трубам и соединяется в общую трубу. Решение. Диаметр трубы, по которой протекает половина воды, •будет: Л = 2,2 j/-^?- = 3,81с*. 400 Для таких данных диаметр трубы принимается d = 4см, т. е. скорость 'воды будет несколько меньше 400 см/сек. Диаметр трубы, по которой •проходит вся вода, будет: . 010,/Т20~Г _. d = зд V ~ш~ =5>*ем- ''' • •' - I :. На самолете Ил-2 диаметр трубопровода составляет 5см, т. е. скорость воды несколько больше принятой. Расширительный бачок От давления в расширительном бачке зависит давление в отдельных точках системы. Так как в закрытых системах дренажные клапаны регулируют на избыточное давление до 0,8 кг/см2, то с учетом запаса прочности бачок должен выдерживать давление до 3,5 кг/см2. Материалом для 'расширительного бачка служит листовой АМц. Конструкции бачков в зависимости от компоновки на самолете могут быть различными. В расширительном бачке должен помещаться запас воды, обеспечивающий заполнение системы: при выпаривании 234 •:;';.;^:v'-^::;v:V- через дренажный клапан — в закрытых системах и при испарении в атмосферу — в открытых системах. Объем воды в расширительном бачке составляет примерно 15% от емкости системы. При отсутствии сепараторов желательно иметь в расширительном бачке перегородки, способствующие отделению пара от воды. На рис. 177 изображен расширительный бачок самолета, на котором видно устройство крана максимального уровня, обеспечивающего нормальное заполнение системы. Рис. 177. Расширительный бачок самолета Расширительный бачок располагается в наиболее высокой точке водяной системы. Такой точкой является пространство над двигателем. На рис. 178 расширительный бачок имеет довольно сложную конфигурацию обусловленную расположением) его под редуктором двигателя. Диаметр заливной горловины должен быть не меньше 60 мм для обеспечения быстрого заполнения водяной системы. Для более надежной работы водяной системы необходимо иметь в расширительном бачке высокое давление. Утепление 'ренаж из сепара• тора в радиатор компенсационной трубке Рис. 178. Расширительный бачок 235 W Ю п расширительного бачка повышает температуру в бачке на 1 — 1,5° Ц, что приводит к повышению давления в бачке и на входе в водяной насос. На рис. 179 приведена кривая изменения давления в зависимости от температуры в расширительном бачке. Для слива воды из системы применяют обычные сливные краны. Расширительные бачки испытываются: на прочность — давлением жидкости от 2,5 до 3,5 ат, на герметичность — давлением воздуха в 0,2—0,3 ат и разрежением в бачке не менее 0,5 ат. Кроме того, бачки испытываются на вибрацию. Дренажный клапан Дренажные клапаны, устанавливаемые на расширительных бачках, выполняются по-двум принципиальным схемам: 1) клапаны, поддерживающие постоянный перепад давления между системой и атмосферой А/?=const т) ' > ррб t *Рпар If А / , У // f / Y / У / 7 3 80 90 ЮО tp.6 °Ц Рис. 179. Изменение давления в зависимости от температуры в расширительном бачке: р б - рабочее давление в бачке; рпар - ОБЫЧНО ПруЖИННОГО ТИГШ, И давление парообразования 2) КЛаПЗНЫ, обеСПеЧИВЗЮ- щие постоянное давление внутри системы, вне зависимости от атмосферного давления (p=const). Кроме того, могут применяться клапаны комбинированные. Клапаны постоянного давления могут быть анероид-н ы е или мембранные. Дренажные клапаны при повышении давления внутри системы за счет повышения температуры перепускают пары в атмосферу и таким образом поддерживают внутри системы необходимое давление. После стравливания давления клапан закрывается под действием пружины. Клапан постоянного перепада давлений, обеспечивая определенную температуру в системе на заданной высоте, не может обеспечить такой же температуры на земле, так как абсолютное давление в системе на уровне земли может быть больше давления в системе на заданной высоте. При недостаточно интенсивном охлаждении на уровне земли это может' привести к перегреву системы. 236 Пример. Какое давление должно быть в системе, чтобы на высоте •в 11 км температура воды в бачке не превышала 115° Ц. Решение. Температуре 115° Ц соответствует давление насыщаю-дцих паров рп = 1,72 am. Давление на высоте Н = 11 км по стандартной атмосфере рн =. 0,23 am. Таким образом, пружина клапана должна быть затянута так, чтобы обеспечить перепад давления Ьр=рп—рн = 1,72 — 0,23 = 1,49 кг/см2. На земле при разогреве системы максимальное давление равно наружному давлению цлюс давление от затяжки пружины клапана, т. е. рп = 1,033 + 1,49 = 2,523 am. Такому давлению соответствует температура t = 127° Ц. Во избежание перегрева воды в системе на земле клапан тарируют так, чтобы на земле температура воды не могла подняться выше допустимых для данного двигателя пределов. Клапан постоянного давления избавляет систему от указанных недостатков, так как постоянное предельное давление в системе обеспечивает постоянную максимальную температуру воды, вне зависимости от высоты полета. На рис- 180 даны кривые для определения затяжки пружины клапана в зависимости от температуры и высоты. ( Левая часть графика дает .зависимость температуры кипения от давления. Правая часть графика — изменение давления воздуха по стандартной атмосфере в зависимости от высоты. Затяжка пружины клапана определяется по разности давления парообразования и атмосферного давления. Для определения разогрева на земле к усилию затяжки пружины клапана прибавляют разницу между давлением на земле и на заданной высоте и по полученному суммарному давлению находят максимальную температуру разогрева на земле. Эти графики, построенные инж. В. В. Косточкиным, дают наглядную картину работы дренажлого клапана постоянного перепада давлений. Клапа^н постоянного давления, поддерживая постоянное предельное давление внутри системы, приводит к увеличению перепада давлений по мере поднятия на высоту. Водяная система в этом случае должна рассчитываться на прочность для условий максимальной высоты полета. В некоторых случаях давление внутри системы сможет стать и меньше наружного давления воздуха. Падение давления в системе может произойти в результате переохлаждения воды. На режиме планирования при работе двигателя на малом газе в воду отводится небольшое количество тепла; если 237 ч ИЗ j \Р(*.яоВ.ст.) j _ • \ \ I --35 -34 ~J2 — ЧЛ ! . • j -.«. 1 f i j I / PR ! / CO 9ft . с 4 — 6O PA ..... * i / ь» -ГГЪ''» %. 1 "i .,_?? -ta ^я •*-\ ^ \ \ , Эхвь / t?WC>7 юнтно Р I sm - i { *V i_4p- \ V III /И Ч '< \ **> kr-\ , >!. - *-",#—•-' IV — JT •^ « E.W irm-r Г- "vt? ---- ~Чт* ^ ^J «f* "*" алш^^ т I--» >--M "~i J !i /1 Ч 7Ф 19 К M ~i ij ! 1 / !' / 1 Ч* " 1 из •in г il? if i i " | у I|t iu Rffl \ W «Й 1-JeeT _..._.' ~- » ni* il5 i ! / И1Ш, tHtr II! -Id i^v Й/) \ s r 8 J* —i* 'g -it S i. 1 ,* 'j? > f 0/> АГ; Ч A ; 5s • i ' / Ifl lij >»4 . i4J «f,u "0 s^ !§ •• ..... N^-, ..ьк ^1r^ 1 II 4o | i Т n r-?fs» t{-5 40 60 а» ш f2o т о гд №~~в.о eju IOJQ izp i*ja 15$ isp н(кк} Рис. 180. Кривые для определения затяжки пружины клапана в зависимости от температуры и высоты же за-слонки радиатора закрыты недостаточно, то в воздух будет отдаваться большое количество тепла. Это может привести к снижению температуры воды, к резкой конденсации паров в расширительном бачке и в связи с этим к понижению давления внутри системы. Падение давления в системе может также произойти при пикировании с большой высоты. Если система снабжена клапаном и температура воды на высоте не была высокой, то в момент начала пикирования давление внутри системы невелико, при снижении же самолета наружное давление воз- 238 ' растает, а давление внутри системы повышаться не будет. Таким образом, растет перепад давлений, нагружающий-систему, что может привести к сплющиванию бачка и радиаторов. Для предохранения агрегатов системы от сплющивания устанавливается обратный клапан, тарируемый «а 0,05 — 6,1 ат. Конструктивно клапаны прямого и обратного действия-объединяют в один клапан двойного действия. На рис. 181 представлен дренажный клапан двойного действия постоянного перепада давлений. Клапан состоит из точеного корпуса 1 с резьбой для ввертывания в штуцер расширительного бачка, штока 2 и клапана 5, прижимающегося-к резиновой прокладке 4 пружиной 5. При повышении давле-* Рис. 181. Дренажный клапан двойного действия: / — корпус; 2—ш;ок; 3—кла-пзн; 4—резинозая прокладка; 5—пружина; 6 — обратный клапан; 7—п; ужина обратного клапана Рис. 182. Пружинный клапан двойного действия с общей прокладкой ния внутри системы клапан отжимается кверху и сообщает расширительный бачок с атмосферой. Обратный клапан 6 вмон-. тирован в основной клапан и при падении давления внутри системы отжимает пружину 7, открывая доступ воздуха в расширительный бачок. Пружины клапана не должны давать остаточных деформаций, и резиновые шайбы должны хорошо противостоять воздействию высоких температур. В некоторых конструкциях клапанов к наружному концу штока 2 прикрепляют кольцо, при помощи которого, отжимая клапан, можно стравить пары : •: • ,' •-/-..Ч- 239» Нйвч- $^В атмосферу Рис. 1Ь6. Линейный дренажный клапан из системы на земле в случае необходимости быстрого пополнения водяной системы. Открытие заливной горловины у неоетывшей водяной системы может привести к ожогам. На рис. 182 показана конструкция пружинного клапана двойного действия, у которого одна резиновая прокладка служит для прямого и обратного действия клалаиа. Линейный клапан, монтируемый в дренажной линии, показан на рис. 183. Этот клапан надежно работает даже без резиновых прокладок. Дренажный клапан постоя иного давления ане-роидного типа изображен на рис. 184. Обратный клапан в этой конструкции работает по прин-- ципу перепада давлений. Сепараторы Если в системе охлаждения вместе с водой циркулируют воздух, пар и другие газы, имеющие- Рис. 184. Дренажный клапан постоян- ся в в°Ае' то УСЛ°вия ОТ-ного давления анероидного типа вода тепла от радиатора 240 .. . . 'Ч' - ;V;'V' .'1Л';- к окружающему воздуху ухудшаются. Теплопередача от газов через стенку к воздуху в пятнадцать-двадцать раз меньше теплопередачи от воды через стенку к 'воздуху. Наличие газо--вых «включений в воде приводит1 к неустойчивой работе водяного насоса, а значит — к уменьшению надежности работы системы охлаждения. Для отделения пара, воздуха и других газов от воды в водяной системе на выходе из блоков двигателя устанавливают сепараторы. Сепараторы могут быть различной конструкции. Наиболее простыми являются центробежные сепараторы. В этом типе сепараторов вода, подведенная к цилиндрической части корпуса по касательной, с большой скоростью приходит во вращение и под действием центробежных сил отжимается к стенкам; во внутренней полости отделяются газы и пары, которые отводятся по пароотводным трубкам к расширительному бачку. Вода, отделенная от паров, выходит по касательной из сепаратора к водяному радиатору. На некоторых самолетах устанавливают бачки-сепараторы, в которых отделение пара от воды поучается вследствие завихрений воды в бачке специально установленными перегородками и направляющими. Рациональная конструкция центробежного сепаратора представлена на рис. 185. В этой конструкции, показавшей хорошие результаты по очистке воды от паров и газов, подводящие и отводящие патрубки направлены по касательной к корпусу. Верхняя часть прикреплена на болтах к фланцу корпуса и образует паровое пространство сепаратора. Выход пара осуществляется через сверления в верхней части купола парового пространства. На рис. 186 показан бачок с центробежным сепаратором. В этой конструкции сепаратор выполнен заодно с расширительным бачком. Роль дренажных трубок выполняют сверления в куполе сепаратора. Диффузоры в водяных системах Для обеспечения надежного охлаждения двигателя и устранения возможности образования местных паровых зон в рубашках необходимо, кроме достаточно надежного тепло-отвода от двигателя, иметь еще определенное давление воды, поступающей на охлаждение в водяные рубашки. Для каждого типа двигателя существуют минимально допустимые давления, обеспечивающие хорошее охлаждение. Давление в блоках двигателя должно превышать упругость паров на 1,5—1,9 ат. Для примера в табл. 13 приведены значения упругости насыщенных паров и данные испытаний одного из дви- . • ' y'^r.; <;:V, . ;. ..-.16-484 •..,.,-, :.. ' :„;;>......., , ., ;;,г ••' 241 '•'•if '* " Ц '• • , . ,•' ".•';> I ' (1 .' >'\ • ' ' .!'•? П » ' ' -»' .'I • Вы/од пара -— - ^ц. —к расширителя -иу ному бачру Резиновая прокладка Вход ою блоков мотора / г? •& Рис. 185. Конструктивная схема центробежного сепаратора Из двигателя Сепаратор I в компенсационную трубку 'К радиатору • ~ • Рис. 186. Бачок с центробежным сепаратором ft 1.) гателей на минимально допустимые давления воды в блоках в зависимости от температуры воды на выходе из двигателя. Таблица 13 Минимально допустимые давления воды в блоках одного из двигателей и упругость насыщенных паров в зависимости от температуры Температура в °Ц 95 100 105 110 115 120 Минимально допустимое давле- 2,72 2,85 3,00 3,15 3,30 3,56 Упругость насыщенных паров В иТП ... ......... 0,86 1,033 1,23 1,46 1,73 2,02 Минимально допустимый запас 1,86 1.82 1,77 1,69 1,57 1,54 1 Как видно из табл. 13, требуется большой запас давления воды в блоках двигателя. Во многих водяных системах, в которых для повышения давления перед входом в насос используется статический напор от расширительного бачка, давление, создаваемое насосом, ниже минимально допустимого на величину до 0,5 ат. Возникает вопрос: как же работают современные системы? Чтобы разобраться в этом вопросе, необходимо выяснить, от каких факторов зависит и какова должна быть величина давления в расширительном бачке. После заправки системы водой в незаполненном пространстве расширительного бачка находится воздух. При повышении температуры в процессе работы двигателя возрастает упругость паров, а так как в бачке находится и пар и воздух, который нагревается, то парциальное давление его увеличивает общее давление в расширительном бачке. Стравливание воздуха происходит тогда, когда давление в бачке повысится до величины, равной давлению паров и затяжке пружины клапана. Так как система нагревается главным образом на режиме подъема и температура воды при этом не доводится до состояния выброса пара через дренажный клапан, то давление перед насосом обеспечивается, во-первых, статическим давлением, возникающим вследствие разности уровней между расширительным бачком и насосом, и, во-вторых, парциальным давлением воздуха и пара. Для обеспечения нормальной работы системы необходимо сохранить давление в ней и после стравливания воздуха из расширительного бачка. • ; а/х? " •'" 16*. v'Z':'v":; " . * \ 24а Повысить давление перед насосом, а следовательно, и давление, создаваемое им, можно установкой диффузора на входе в водяной насос. Диффузор, предложенный инженером Косточкиным (рис. 187) и испытанный на ряде самолетов, дает хорошие результаты. Компенсационная трубка присоединяется к смесительной камере диффузора. Работа диффузора состоит в том, что вода, идущая из радиатора, попадает в узкое сечение, при этом возрастает скорость и падает давление. Вода, поступающая по компенсационной трубке из расширительного бачка, смешивается с водой, идущей из радиатора, .и поступает в диффузорную часть и далее к насосу. Так как количество воды, выходящее из диффузора, больше, чем поступившее из радиатора, возрастает количество движения воды, а в диффузоре ири расширении сечения скорость преобразуется в давление, вследствие чего удается повысить давление перед насосом. из расширительного бачка К насосу.___ От радиаторе Рис. 187. Схема диффузора водяной системы *;о ы Полезный напор диффузора получается за счет эжекции и преобразования скоростного напора в статическое давление (см. главу I «Системы питания топливом поршневых двигателей», § 17 «Пути повышения высотности топливных систем») и дает увеличение давления воды на входе в двигатель на 0,5 ат выше, чем в системе без диффузора при тех же числах оборотов насоса и температурах воды. Применение сепаратора и диффузора может при наличии клапана постоянного давления обеспечить большую высотность водяной системы, создавая необходимое давление воды в блоках двигателя. Однако при больших скоростях воды в узкой части диффузора возможно появление кавитации. Кавитация может возникнуть в диффузоре в том случае, когда давление в узком сечении приближается к давлению насыщающих паров. При температуре охлаждающей воды перед насосом, равной 95° Ц, давление не должно быть ниже 0,86 кг/см*. Для других температур давление определяется по упругости паров. •'244 ' , „,..> ,,, ...;. • ,. ;:..... v ,";'•' . ....'., У ;'••,.v . X Рис. 188. Распределение давления в замкнутом контуре § 50. ГИДРАВЛИКА ВОДЯНЫХ СИСТЕМ ^ В надежно работающей водяной системе давление в любой точке должно превышать упругость паров. Наиболее низкие давления получаются перед входом в водяной насос, так как весь напор, создаваемый насосом, расходуется на преодоление гидравлических сопротивлений системы. На рис. 188 показано распределение давления в замкнутом контуре, в котором имеется насос. Чтобы обеспечить необходимую прокачку воды, насос должен развивать определенное давление, преодолевающее гидравлическое сопротивление системы. Следовательно, весь напор, создаваемый насосом, гасится в замкнутой системе. В водяной системе давление изменяется так же, как в замкнутом контуре, но в любой точке системы к давлению, создаваемому насосом, прибавляется давление паров. Если же давление на входе в насос увеличить, то возрастет давление во всей системе. При недостаточном давлении перед насосом наступает кавитация, разрывается струя воды, происходит резкое выделение паров, и система охлаждения прекращает подавать необходимое количество воды в блоки двигателя, что может привести к перегреву, короблению, трещинам и т. д. Разберем, что представляет собой кавитация в водяных системах. Когда температура жидкости близка к температуре кипения ее (что получается в том случае, если давление на входе в насос почти равно упругости паров), за счет разрежет ния, создаваемого насосом, начинается интенсивное выделение «паров из воды. Пары захватываются лопатками насоса и сжимаются. При возрастании давления на лопатках насоса пары конденсируются, в связи с чем резко падает давление. В зону низкого давления с огромными скоростями устремляются частицы воды. Происходит это настолько интенсивно, что при работе на кавитационном режиме даже сравнительно непродолжительное время разрушаются металлические трубопроводы на входном участке насоса. Водяная струя разрывается, и насос не обеспечивает необходимой прокачки воды. Для предотвращения возникновения кавитации нужно, чтобы располагаемое давление перед насосом было больше потребного. Потребное давление — это минимально необходимое давление для надежной работы системы: v пот Р* + ДЛ.а ' 245 ;''v::,*'Y.:,V:^4k" где Рп — давление насыщенных паров при данной температуре воды перед насосом; AA,QD— кавитационный запас давления, необходимый для •* K3J.» предотвращения кавитации. Минимальный кавитационный запас определяется по формуле г кав ri нас где о—коэфициент кавитационного запаса, равный 0,1—0,13; нас давление, создаваемое насосом в кг/см2. Минимальный кавитационный запас давления должен составлять не меньше 10%; от давления, создаваемого насосом. Бачок LHL блон /7 1 /7/F R- блок S-, 7 /6'5 Радиатор Рис. 189. Схема водяной системы современного самолета Располагаемое давление на входе в насос зависит от гидравлического сопротивления системы, температуры в бачке и перед насосом и разности уровней между расширительным бачком и насосом. Для определения величины располагаемого напора необходимо рассмотреть работу водяной системы. На рис. 189 показана схема водяной системы, применяе-'мой на современных самолетах. Рассматриваемая система состоит из трех контуров, определяющих ее работу, прокачку насоса и давление в любой точке. Все три контура водяной системы включены между двумя общими точками 5—1 или 5—1'. 1. Основной контур включает участки системы от места присоединения компенсационной трубки 5 через насос, напорные трубы 6—7 и 6'—Т до выхода воды из блоков двигателя 1 и Г. В основном контуре циркулирует вся вода водяной системы, так как к точке 5 подходит вода из радиатора и компенсационной трубки; смешиваясь, она поступает к насосу. 246 . • В основном контуре насос создает напор, и часть его теряется в напорных трубах и в блоках. Таким образом, в точке / на выходе воды из двигателя давление равно давлению насоса за вычетом гидравлических потерь основного контура, составляющих 30—40% от напора насоса. В основном контуре происходит нагрев воды при охлаждении двигателя. 2. Радиаторный контур представляет собой внешнюю систему циркуляции воды и включается так же, как и основной контур, между двумя точками 1 и 5. Радиаторный контур охватывает участки внешней системы циркуляции от выхода воды из блоков мотора через радиатор 3—4, до присоединения компенсационной трубки (точка 5). В радиаторном контуре происходит охлаждение воды. Так как при работе двигателя вода омывает детали с очень высокой температурой, то в блоках двигателя образуются пары, которые обязательно должны отводиться из наиболее высоких мест двигателя во избежание местного перегрева. Для отвода пара, конденсации его и возвращения в систему служит дренажный контур. 3. Дренажный контур присоединяется параллельно радиаторному контуру к точкам 1 и 5 и состоит из пароотводных или дренажных трубок 1—8—9 или сепаратора, отводящих пар в расширительный бачок, и компенсационной трубки 9—5, по которой возвращается в систему то количество воды, которое ушло в виде пара из воды. В дренажном контуре циркулирует горячая вода. В точке 5 она смешивается с охлажденной водой радиаторного контура и поступает к основному контуру. Следовательно, при подогреве воды в двигателе на 10° Ц радиатор должен охладить воду больше чем на 10° с тем, чтобы, смешавшись с водой, поступающей из компенсационной трубки, обеспечить такой же перепад температур, какой получился в двигателе. < *»• ir * Так как в месте выхода из двигателя (точка 1 или Г) вода поступает в две магистрали: в дренажную и радиаторную, то расход воды по радиаторному контуру будет меньше расхода по основному контуру, и мождео записать: W =W + W , осп vv рад ' до' где WOCH — расход воды по основному контуру или прокачка насоса; W — расход по радиаторному контуру; W — расход по дренажному контуру. Разность давлений между точкой выхода воды из двигателя и местом присоединения компенсационной трубки уходит на преодоление сопротивления радиаторного контура. Между 247 этими же точками включен и дренажный контур; таким образом, потери давления в дренажном контуре равны потерям давления в радиаторном контуре, так как они включены параллельно между двумя общими точками. Так как при равных расходах сопротивление дренажного контура больше радиаторного, а перепад давления в этих контурах одинаков, то в контурах установятся разные расходы воды, обратно пропорциональные гидравлическим сопротивлениям. Расход воды по дренажному контуру составляет от 8 до 15% от расхода по основному контуру. Для нормальной работы системы необходимо выполнение следующих условий: 1. Давление на входе в насос должно быть больше упругости паров на величину кави-тационного запаса. 2. Потребная прокачка должна равнять- на- ся располагаемой. 3. Напор, создаваемый насосом, должен быть достаточен для преодоления гидравлического сопротивления системы при потребной прокачке. Как было указано раньше, потребная прокачка насоса зависит от количества тепла, отводимого водой, и перепада температур горячей и охлажденной воды. 40 55 §30 1?» §25 Ч ' ъ20 Iй 10 , 5 *Й ]&ф . **~— р. XI " ьз *&* h^4_-i ft ^ ^^ s^v V N \ -..•— гг в< -. — <-Т05 пф -1 i — п*2[ W0° '1 *• 'И ••,--, №L / -*- * 024 6 8 10 12 14 Прокачка вл/сек 16 18 Рис. 190. Характеристика водяных сосов АМ-38Ф и ВК-105ПФ W = пот р«|^| .;•.•#• >'гЛ : 7) компенсационной трубке; ;-':\ 8) сепараторе и др. ? Потери напора в элементах состоят из потерь напора на трение и местных потерь. ; .'.,,, I;-.;.. ' ; :-С;-К' . '^ '• '" • ' '" ".':V' . ' 249 'и Напор, теряемый на трение в трубах, подсчитывается по формуле / ю- h — \ -— - — /г~~Л a 2g • где h — напор в м водяного столба; X—коэфициент трения, равный примерно 0,02 для гладких труб; ' > /—длина в ж; •;...• •••; d— диаметр в м; v— скорость воды в трубопроводе в м/сек; g—ускорение силы тяжести (<7 = 9,81 м/сек2). Скорость воды в трубах не выше 3—5 м/сек. Местные потери напора определяются по следующей формуле: | •. -,2 h =г _?- " ^ --?' м где_С—коэфициент сопротивления элемента. В значение коэфициента С,| кроме местных потерь, входит также и величина потерь на трение в данном элементе. В таблицах 14 и 15 приводятся значения коэфициента потерь в коленах и в дюритовых соединениях. Таблица 1 Коэфициент потерь напора в коленах Внутренний диаметр трубы в м м Развернутая длина участка в мм Угол поворота в ° Отношение радиуса закругления к внутреннему диаметру Коэфициент потерь С 12 200 Пространственный • ':* 0,49—0,45 •" '^"1 <:- изгиб 32 200 84 6,35 0,16 32 1440 84 5,56 0,90, 40 375 83 2,75 0,24-0,21 40 660 85 4,62 0,36—0,33 50 680 168 1,50 0,27 ,« , i • '' * • 250 Таблица 15 Коэфициент потерь напора в дюритовых соединениях Ь Отношение Внутренней диаметр Расстояние внутреннего диаметра Коэфициент трубы в мм между торцами в мм трубы к расстоянию между потерь С торцами 12 3 4,0 0,09 6 2,0 0,10 ~32 6 5,34 0,06 16 2,0 0,20 40 8 5,0 0,10 20 2,0 0,11 50 10 5,0 0,05 25 2,0 0,08 По приведенным таблицам можно подсчитать потери в трубах. " i При резком изменении скорости С= 1,0. П. м вод. ст. 11 Wfy 'сен Р и с. 192. Потери напора в зависимости от расхода воды для радиаторов нескольких типов На рис. 192 приведены кривые потерь напора для радиаторов нескольких типов: ' ,- 7 — сотовый радиатор с диаметром трубок б мм, ширина канала для воды до 1,5 мм, диаметр каждого из двух входных патрубков 40 мм, диаметр выходного патрубка 50 мм, вход и выход воды сверху. // — пластинчатый радиатор, размер пластинки 20Х2,5Х Х650 мм, число пластинок в секции 225; диаметр входного 251 Л AW/, вод cm. 500 и выходного патрубков 55 мм, вход и выход воды с одной стороны. /// — то же, что / с длиной трубки 320 мм. IV — сотовый лобовой радиатор с размером трубки ^-=10 мм, ширина канала для воды до 1,5 мм, вход воды сверху, выход снизу, глубина радиатора 190 мм. V — сотовый радиатор с диаметром тру бок 10мм, ширина канала для воды до 1,5 мм, диаметр каждого из двух входных патрубков 40 мм, диаметр выходного патрубка 50 мм, вход воды сверху, выход снизу, глубина радиатора 400 мм. На рис. 193 даны потери напора в центробежном сепараторе в зависимости от прокачки воды. На рис. 194 приведены кривые потерь напора в блоках двигателей АМ-34, М-100, ВК-105ПФ, АМ-38ф, АМ-35А в зависимости от прокачки. Как видно из кривых, при конструировании современных двигателей конструкторы принимают О 0,5 1,0 1,5 2,0 2,6' Мл/сеь Рис. 193. Потери напора в центробежном сепараторе меры к уменьшению потерь напора в блоках, что вызывается возросшей производительностью насосов. Ю W%ef< н т в 1 блоке ^ Рис. 194. Кривые потерь напора в блоках . двигателей 252 Общая потеря напора в радиаторном контуре составляет 35—45% от напора, создаваемого насосом. Определив потери в отдельных элементах системы, находят потери по контурам, суммируя их по отдельным участкам. Так как потери опре- Hv вод.ст. W %ы Рис. 195. Кривые потерь по отдельным участкам водяной системы деляются для одного какого-либо значения прокачки, то для получения сопротивления при другой прокачке известное сопротивление пересчитывают пропорционально квадрату изменения прокачки и наносят на кривую характеристики насоса, как показано на рис. 195, где нанесен ряд кривых потерь по отдельным участкам условной системы. Располагаемое давление на входе в насос Располагаемое давление на входе в насос может быть определено следующим образом. Из напора, развиваемого насосом, вычитают потери всего радиаторного контура и по- 253 лучают давление перед насосом. Но таи: как потери в радиаторном и дренажном контурах равны между собой, можно определять давление и по дренажному контуру. Задача определения располагаемого давления упрощается, если иметь в виду, что давление в расширительном бачке имеет определенное значение. Следовательно, давление на входе в насос можно определять исходя из давления в расширительном бачке: расп = А,, б + h р. б ст ДД комп ' Им вод ст. 1°*ь»а. +ъ ?ъь Ъ(>. где /?расп — располагаемое давление на входе в насос; ррб —давление насыщенных паров в расширительном бачке, зависящее от температуры; Лст — разность уоовней между расширительным бачком и насосом; ' А/?комп—гидравлические потери в компенсационной трубке. Потери в компенсационной трубке зависят от расхода воды по «ей. Рассмотрим, как определяется расход воды по дренажному и радиаторному контурам. На рис. 196 дана нормальная характеристика насоса. Если из да(влений, создаваемых насосами, вычесть потери в основном контуре при одинаковых прокачках, то получится так называемая в н е-шняя характеристика насо-с а. Внешняя характеристика насоса показывает величину давления (при данной прокачке) в точке 3-Х, Ъ Ч, Ъ* WpWp+dp сен iPnc. 195. Графическое определение прокачки выхода ВОДЫ ИЗ бло-по радиаторному и дренажному контурам КОВ двигателя, ИЛИ, иначе говоря, давление, которое расходуется на преодоление гидравлических сопротивлений внешней системы циркуляции воды. Имея определенные размеры труб и зная конструкцию радиатора, можно при какой-то заданной прокачке определить потери в радиаторном контуре. Пересчитав по квадратной параболе потери на другие расходы, можно получить кри- 254 . ; вую, показывающую изменение потерь в зависимости от прокачки. Аналогично строится и кривая потерь всего дренажного контура. Так как потери радиаторного и дренажного контуров равны между собой, а сумма расходов по этим контурам равна расходу по основному контуру (производительности насоса), суммируем при равных потерях давления расходы по радиаторному и дренажному контурам (см. кривую на рис. 196 справа). В точке пересечения кривой сум(марных расходов с внешней характеристикой насоса получаем рабочую точку системы. В этой точке удовлетворяется условие равенства: W =-= W 4- W оси W рад ^ др» и, кроме того, напор, полученный в месте выхода воды из блоков, целиком уходит на преодоление сопротивления во внешней системе циркуляции. Проводя из рабочей точки горизонтальную прямую, получаем значение расходов по радиаторному и дренажному контурам. Зная расход по дренажному контуру, легко найти потери в компенсационной трубке и располагаемое давление на входе в насос. Приравняв потребное давление располагаемому, рассмотрим, от чего зависит надежность работы водяной системы. Рп + ^кав = Рр.6 + ЛстТ — ДДсоып ' - Отсюда следует, что кавитационный запас д/7 = р , — р -4-h ч—Д/7 г как грб "п ' ст» -комп ' но для надежной работы необходимо, чтобы ДА™ > °A™ > ол/\ кав •^ г нас ^ ~»*^нас Таким образом, критерием надежности работы водяной системы является значение кавитационного запаса. При недостаточном кавитационном запасе нормальная работа системы, а следовательно, и двигателя невозможны. Условия работы системы могут быть улучшены повышением давления перед насосом, что достигается повышением давления в расширительном бачке, уменьшением потерь в компенсационной трубке или установкой диффузора. Покрытие расширительного бачка тепловой изоляцией может повысить давление перед насосом на 0,05 ат. При установке диффузора перед водяным насосом повышается располагаемое давление: ; Лисп = Рр.6 + ^СТТ - ^комп + A/W •' •;'•/. •;:. ""'.• - . ^., . ' ' " 255 Пример. Определить надежность работы водяной системы, имеющей следующие данные: температура воды на выходе из двигателя *вых ~ 1-0° Ц, температура воды после радиатора ^х -= 100° Ц, расширительный бачок выше насоса на 0,8 м, потери давления в компенсационной трубке Д/7КОМП = 0,03 am, давление, создаваемое насосом /?нас = Зат. Решение. Минимально необходимый кавитационный запас должен быть Д/?кав > 0,13-3 = 0,39 am. Определяем располагаемый кавитационный запас. Давление в расширительном бачке при температуре * =-110° Ц равно /?PI б> = 1,46 am (см. табл. 13). Давление паров перед входом в насос при t =. 100° Ц рп = 1,03 am ^кав = 1,46 — 1,03 + 0,08 — 0,03 в 0,48 am. \ Следовательно, данная система работает надежно, так как располагаемый запас получился больше минимально необходимого кавитацион-вого запаса давления. На надежность работы водяной системы оказывает боль- , шое влияние дренажный контур, так как в зависимости от расхода воды по нему меняется давление на входе в водяной насос и кавитационный запас. Уменьшение потерь в компенсационной трубке может несколько увеличить кавитационный запас, в особенности в том случае, если сопротивление компенсационной трубки велико. j Шри малых сечениях компенсационной трубки и плохо осуще- • ствленном подводе к насосу потери &PKovm могут доходить до 0,1—0,15 от и в этом случае не может быть обеспечена надежная работа водяной системы. Уменьшить сопротивление компенсационной трубки можно i двумя путями: 1) увеличением диаметра трубки, что дает | уменьшение скорости воды, и 2) уменьшением прокачки через дренажный контур при данном диаметре компенсационной трубки. Увеличение диаметра компенсационной трубки, давая меньшие потери на трение, приводит к возрастанию местных потерь в месте присоединения трубки к всасывающей магистрали насоса. Этот фактор лимитирует увеличение сечения компенсационной трубки. Уменьшение циркуляции через дренажный контур возможно за счет увеличения сопротивления пароотводных трубок или отверстий для выхода пара из сепаратора. Увеличением сопротивления дренажных трубок можно резко изменить циркуляцию по дренажному контуру. В результате испытаний получены следующие данные прокачки по дренажному контуру при компенсационной трубке с диаметром 32 мм. ;.:У;^- ' ,. !•"•<•• Диаметр дренажной трубки в мм 8 12 16 Прокачка от общей циркуляции в системе в %........6,5 9,5 20 256 •';••• .' •'"•;";:•., • '•' '. -' , '.•-•••" ': ' •'• "'.-••] .'-,• . ,•'. - . :';: г. •••„';./ • // ::,;д-;.к;;.* Сопротивление дренажных трубок оказывает влияние на: — кавитационный запас в сторону его увеличения при возрастании сопротивления дренажных трубок; — абсолютное давление в расширительном бачке; —отвод пара из блоков двигателя. Чем интенсивнее циркуляция воды через расширительный бачок, тем больше тепла к нему подводится. Увеличенный подвод тепла повышает температуру и давление в бачке, а от давления в бачке зависит давление во всей системе. Таким образом, уменьшение прокачки за счет большого сопротивления дренажных трубок приводит к уменьшению давления и во всасывающей магистрали двигателя. Увеличение сопротивления дренажных трубок в определенных пределах может сыграть положительную роль, однако слишком большая циркуляция через дренажный контур может ухудшить смешение горячей и охлажденной воды перед насосом. Это приводит к падению производительности насоса и (может привести к кавитации. Слишком малые сечения дренажных трубок не могут обеспечить необходимого дренажа блоков. 27,5 25,0 22$ ±20,0 |/7,5 5 15,0 со |;2,5 И |/-?,0 *=$ 75 5,0\* 2J5 сН Рис. 197. Примерное распределение давлений и температур в водяной системе современного самолета 17—484 2Я№ « ' Л1- ..(,'• •-( .(:. •/>,;Л',);/' /' При увеличении прокачки по дренажному контуру вода на входе в водяной насос не успеет достаточно хорошо перемешаться с охлажденной водой радиаторного контура, а это может привести к неустойчивой .работе насоса. На рис. 197 показано примерное распределение давлений и температур в водяной системе современного самолета. § 51. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛОАТАЦКИ СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ От эксплоатации системы охлаждения зависит в значительной мере работа двигателя. Так как на современных самолетах применяются закрытые системы охлаждения, то особое внимание должно быть уделено герметичности всех соединений, кранов и клапанов. Необходимо обращать внимание на состояние труб как всей водяной системы, так и дренажного контура. Смятие трубы водяной системы приводит к резкому местному возрастанию скорости воды и к увеличению гидравлических сопротивлений. Смятие дренажных трубок сможет привести к перегреву двигателя, так как смятая трубка не обеспечивает отвода пара из блоков. В зимних условиях система заполняется антифризом, который сливается при температурах наружного воздуха ниже минус 40° Ц. Остановка двигателя должна производиться при температуре воды не выше 70° Ц. Сразу после остановки при высокой температуре воды нельзя открывать дренажный клапан, так как пары, имеющиеся в расширительном бачке, могут причинить ожоги. Открывать заливную горловину можно только после стравливания паров из расширительного бачка через кран максимального уровня. При отсутствии крана максимального уровня открытие заливной горловины допускается при остывании воды до 60° Ц. В зимних условиях трубопроводы водяной системы утепляются. Утепление расширительного бачка при недостаточном давлении на выходе в насос может улучшить работу водяной системы. Тепловая изоляция расширительного бачка обеспечивает повышение температуры в нем на 1—1,5° Ц. Повышение температуры приводит к увеличению давления паров в бачке, а следовательно, и перед водяным насосом. Повышение температуры на 1,5° Ц производит такой же эффект, как поднятие расширительного бачка над насосом «а 500 мм. Увеличивать затяжку пружины дренажного клапана при выбрасывании паров из расширительного бачка нельзя, так как в этом случае может перегреться двигатель при работе на земле. Выбрасывание пара мож;ет произойти из-за недостаточности охлаждения двигателя на режиме подъема самолета. Это вызывается одной (или несколькими) из следующих 258 причин: недостаточной поверхностью радиатора, неправильным положением заслонок, засорением радиаторных трубок, неправильно осуществленной входной частью капота. Выбрасывание воды может также происходить при невысоких температурах охлаждающей жидкости вследствие прорыва газов, тогда причину следует искать в неплотностях головок цилиндров. Необходимо следить за тем, чтобы в дренаждых трубках или пароотводных отверстиях сепараторов не образовалось накипи. Накипь уменьшает проходное сечение для выхода пара. Попадание пара в радиаторный контур может резко ухудшить работу насоса и снизить надежность охлаждения двигателя. На режиме максимальных скоростей полета температура воды в системе должна находиться в допустимых пределах для данного двигателя. Нельзя допускать в полете большого снижения температуры, так как открытие заслонок капотов радиаторов (для снижения температуры на 10° Ц) приводит к уменьшению максимальной скорости полета на 2,5%. На режиме планирования или пикирования нельзя допускать переохлаждения двигателя, заслонки капотов необходимо перекрывать. § 52. ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ ВОДЯНЫХ СИСТЕМ i Вес водяной системы складывается из веса воды в системе, веса арматуры и трубопроводов, радиатора с креплением, капота, расширительного бачка. Вес расширительного бачка для емкости от 10 до 30 л лежит в пределах 2—4 кг. Вес радиатора зависит от конструкции и величины его поверхности. Вес туннеля составляет 80—85 кг на 1 м2 лобовой площади радиатора. Вес арматуры на одномоторном самолете составляет от 0,6 до 1,5 кг на двигатель, на многомоторном — от 2,3 до 2,8 кг на каждый двигатель. Вес трубопровода с креплениями зависит от длины и диаметра и лежит в пределах 0,8—2 кг/м. Вес трубопроводов с водой — от 1,5 до.4 кг/м. Вес воды в системе складывается из веса воды в радиа-> торе, в блоках двигателя, в расширительном бачке и в трубопроводах. \ . Количество воды в расширительном бачке составляет 35— 45% от воды, находящейся в системе охлаждения двигателя. В трубах от насоса к блокам и в насосе находится от 3 до 4 кг воды. Вес всей системы охлаждения с туннелями и водой составляет от 10 до 20 кг на каждые 100 л. с. номинальной мощности двигателя. ' • .-i?*; Ч .."•',..... ,,,..'•" .,;- :." • ' -'• . 259' ГЛАВА ПЯТАЯ РАДИАТОРНЫЕ УСТАНОВКИ § 53. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ На самолетах имеются радиаторные установки для обеспечения охлаждения: воды (при двигателях жидкостного • охлаждения), масла и воздуха (если высотность двигателя превышает 7—8 км). Радиаторная установка состоит из радиатора с креплениями, туннелей, капотов и управления заслонками. В зависимости от расположения радиаторной установки, меняются очертание радиатора, эффективность охлаждения и лобовое сопротивление. Основными требованиями, предъявляемыми к радиаторным установкам, являются: обеспечение потребного охлаждения при полете на разных режимах и высотах и в условиях различных температур окружающего воздуха, при минимальной потере скорости за счет охлаждающих установок, небольшом их весе и габаритах. Часто общая компоновка самолета зависит от размещения радиаторных установок. На самолетах устаревших конструкций радиаторы размещали выступающими из очертаний самолета; на современных самолетах стремятся к расположению радиаторов внутри самолета с заборниками для воздуха, размещенными в зоне высокого давления, и выходными участками туннелей в зоне разрежения. Плохо осуществленная радиаторная установка мож.ет привести к резкому ухудшению летно-тактических данных самолета, к возрастанию веса самолета, снижению скороподъем!-ности и к усложнению условий эксплоатации самолета на земле и в воздухе. Поэтому большое внимание должно быть уделено разбору тех факторов, от которых зависит осуществление хорошей радиаторной установки, обеспечивающей надежное охлаждение при минимальных потерях скорости. В табл. 16 приведен расход мощности на преодоление лобового сопротивления двух современных самолетов с сравнительно небольшими скоростями и мощностями двигателей, без радиаторов для охлаждения воздуха. ^ > 260 ., ........ , ... , ...'•. • • •' '•;"•''*;й: Таблица 16 Баланс расхода мощности на самолетах Тип самолета Максимальная скорость в км{час Мощность f/отороз в л. с. Расход дющкости на преодоление сопротивления в °/0 крылья фюзеляж моторные гондолы охлаждение другие сопротивления Двухмоторный скоростной бомбардиров- 560 650 2400 1200 42 43 13 20 13 9 12 23 25 Одномоторный истребитель ....... Как видно из табл. 16, на одномоторном истребителе на преодоление лобового сопротивления охлаждающих устройств расходуется 12% мощности двигателя; если же учесть вес охлаждающих устройств, то расход мощности увеличится до 14%. При плохо спроектированных охлаждающих установках расход мощности на преодоление лобового сопротивления охлаждающих устройств мож,ет возрасти до 30%. Неправильное открытие заслонок в данной радиаторной установке приводит к резким потерям скорости полета. В табл. 17 показано изменение температуры охлаждающей воды и скорости полета в зависимости от положения заслонок при полете самолета на максимальной мощности двига* теля. Таблица 17 Изменение температуры воды и скорости полета в зависимости от положения заслонок Относительное положение заслонок в % к исходному .... 100 144 187 250 Температура воды в °Ц .... 99 85 80 77 Изменение скорости полета 0 —4 —17 —45 Как видно из этой таблицы, положение заслонки играет огромную роль в получении больших скоростей полета. § 54. РАДИАТОРЫ Радиаторы, применяемые в авиации, выполняют различной конфигурации, в зависимости от компоновки самолета. Но ко / , "V':1/;. ,;.". . ;";'•";';. -V' 261 •ЗЛ'.-^,1-;,.1 ••••:•' ' всем радиаторам предъявляются общие требования, которые в основном сводятся к следующим: 1. Обеспечение отвода тепла от двигателя на разных скоростях полета и высотах при температурах воздуха от -f-ЗО до —56° Ц. В особенности это требование относится к режиму набора высоты, когда скорость полета невелика, а двигатель развивает номинальную мощность. 2. Конструкция радиатора должна удовлетворять условиям получения высоких коэфициентов теплопередачи при заданных скоростях обдувки радиатора. Коэфициент теплопередачи зависит от формы каналов, отношения длины трубки к ее гидравлическому диаметру скорости воды или другой жидкости между трубками и т. д. 3. Малые габариты радиатора, что необходимо для уменьшения внешних потерь на обдувку капотов и на интерференцию между радиаторной установкой и другими элементами самолета. 4. Минимальное лобовое сопротивление. Это достигается установкой специальных капотов, обеспечивающих торможение воздуха на входе в радиаторы и увеличивающих скорость воздуха на выходе из радиаторной установки. Увеличение температуры охлаждающей жидкости такж:е приводит к уменьшению лобового сопротивления радиатора. 5. Небольшой вес радиатора, что достигается уменьшением охлаждающей поверхности его и емкости. Емкость радиатора уменьшают применением пластинчатых или трубопластинчатых радиаторов. Вес сот может быть уменьшен применением легких алюминиевых сплавов. Цилиндрическая оболочка радиатора лучше противостоит высоким давлениям изнутри, чем оболочка любой другой формы. Радиатор, имеющий форму параллелепипеда или подковообразную, при одинаковом внутреннем давлении должен иметь большую толщину обечайки и ребер жесткости, чем радиатор цилиндрической формы. 6. Малое гидравлическое сопротивление, поэтому скорость воды между сотами радиатора «е должна превышать 0,35— 0,45 м/сек. 7. Удобство в эксплоатации (монтаж и обслуживание). Расположение радиатора должно обеспечивать легкий доступ к нему, быструю смену и легкость съемки его без разборки других агрегатов или элементов самолета. Радиатор должен хорошо противостоять вибрации и тряскам, для чего необходима эластичная подвеска его к самолету. Сливные пробки и краники для стравливания воздуха (при наличии их на радиаторе) должны быть легко доступными. Срок службы радиатора должен быть большим. Существовавшее в начале развития авиапромышленности большое количество различных типов радиаторов за послед- 262 . .. .' . • •' . •"' ' • • • v:•'••'• ч .. ; , :-- I ние годы резко уменьшилось. В настоящее время применяются радиаторы сотовые, пластинчатые и трубчатые. Крыльевые радиаторы в виде пластин, расположенных по обшивке крыла, теперь почти не встречаются. Наиболее распространенными являются радиаторы сотовые, трубопластин-чатые и ребристые. Сотовые радиаторы состоят из большого количества прямых трубок различных поперечных сечений. Трубки с обоих концов развальцовываются на несколько больший размер и соединяются пайкой. Через зазоры между трубками проходит жидкость, а внутри трубок воздух. Таким образом, для про- / Рис. 198. Трубки, применяемые для сотовых радиаторов: / — квадратная; 2 — кгуглая; 3—шестигранная; 4—Андре; 5 — овальная хода ^воздуха остается от 60 до 80% общей лобовой площади радиатора, а в воздухо-воздушных радиаторах — 40—60%. Остальная площадь приходится на припой, толщину трубок и расстояние между трубками. Трубки выполняют из латуни, красной меди, алюминия или из специальных сплавов. Несколько типичных трубок, применяемых для сотовых радиаторов, показано на рис. 198. Набранные и соединенные спайкой соты обхватываются обечайкой, на которой располагают профили жесткости, приваривают необходимые патрубки и иногда присоединяют узлы для крепления радиаторов, хотя в последнее время крепление радиаторов осуществляется при помощи специальных лент аналогично креплению баков. Другим типом радиаторов являются пластинчатые •радиаторы, состоящие из плоских труб, по которым течет вода, а 'между пластинами проходит воздух- Иногда для увеличения охлаждающей поверхности к трубам присоединяются ребра в виде пластин. Схематически пластинчатые радиаторы показаны на фиг. 199. Трубчатые радиаторы (рис. 200) выполнены аналогично пластинчатым. Перпендикулярно трубкам проходит воздух, •• ^ •..-,' < , : > , • х 263 а внутри трубок—вода, воздух (в воздухо-воздушных радиаторах) или масло.1 Рис. 199. Типы пластинчатых радиаторов Р и с. 200. Типы трубчатых радиаторов Довольно большое распространение получили т р у б о-пластинчатые радиаторы, у которых трубки располагаются в шахматном порядке и для увеличения охлаждающей поверхности на трубки надеваются пластины на расстоянии 3—4 мм одна от другой. Могут также применяться и ребристые трубки, пластины которых изготовлены вместе с трубками. Этот тип радиаторов имеет несколько меньший коэфициент теплопередачи, чем сотовый, но водяная емкость его также меньше, чем водяная емкость сотового радиатора. Таким образом трубопластинчатый радиатор дает значительную экономию в весе. На рис. 201 изображен трубопластинчатый радиатор. Обечайка его обхватывает всю охлаждающую поверхность и имеет патрубки для входа и выхода воды. Трубки припаяны к двум основным плитам, между которыми насажены пластины. 264 .' ''.'Ч'Ч'.''.'. '-М^Ч',.'!/'':^',:'^'''^. ;v',f ' .'•'•;! :-- '.,'" т-' '•'.''(.;•, >•! :•:•.. ••' I1,.;;''", •'' .• ..'•>.••' " •:''.:-.•.)•'.'{'•.: •'•••,.".'<;:, • •;.••.., ;•.,^ •.г: •;.;•; •, ', '.'i.'r'V, I'i'i '}<'• ^'Лл'^Ш Носовой пластинчатый радиатор (рис. 202) состоит из ряда пластин, внутри которых проходит вода. Для уменьшения внешних и внутренних потерь радиатор заключен в капот. Регулирование температуры охлаждающей воды достигается выдвижением специального кока, изменяющего сечение для прохода воздуха. Кок перемещается приводом из кабины летчика. Указанная конструкция радиатора применяется редко, так как прочность его недостаточна и регулировка входной щели для воздуха не приводит к уменьшению лобового сопротивления радиаторной установки при полете на больших скоростях. Крыльевые радиаторы плоского типа крепятся поверх обшивки, образуя профиль крыла, поэтому дополнительное ло- Р и с. 201. Трубопластинчатый радиатор :.'И">Н Рис. 202. Установка"носового пластинчатого радиатора: / — кок обгекателя (выдвижной); 2— насос; j 3 — расширительный^бачок; 4 —{радиатор \ бовое сопротивление при этом типе радиаторов отсутствует. Такие радиаторы для военной авиации непригодны вследствие большой уязвимой площади. Кроме того, возрастает вес крыла, возможно замерзание воды, появление трещин и т. д. Поверхностные радиаторы даже при испарительном охлаждении, несмотря на преимущество в отношении отсутствия дополнительного лобового сопротивления, не находят применения. Самолет Хейнкель-100, который строился для побития рекорда скорости, с испарительным охлаждением и конденсаторами, расположенными по крылу, оказался непригодным . ., si . :, >'' ','''.;.! "-• • ,. > 1 •' 1 ,. ' '.•''•' !( '.'.,' ' ; i > f\ л» г* '" ; ••';.-(.. ,\ , 'У'' ,Ч. ••,(.•.• .:. 26-'> для эксплоатации в зимних условиях, не говоря уж,е о пора-жаемости и живучести системы. Радиаторы, как было указано ранее, могут применяться для охлаждения воды, масла и воздуха. Для охлаждения воды и масла применяются сотовые радиаторы или другие перечисленные типы. Для охлаждения воздуха сотовые радиаторы «е применимы, так как создают слишком большие сопротивления протоку горячего воздуха между трубками. По роду охлаждающей среды радиаторы могут быть: — воздушн о-в о д я н ы е, в которых воздух охлаждает воду; это обычные водяные радиаторы; — воздушн о-м а с л я н ы е, в которых воздух охлаждает масло; — в о д о- м а с л я н ы е, применявшиеся тогда, когда температура охлаждающей воды была ниже температуры масла; на современных самолетах с высокой температурой охлаждающей воды эти радиаторы почти не применяются; их применение возможно при наличии на самолете независимой жидкостной системы для охлаждения воздуха и масла с низкой температурой жидкости; в этих радиаторах вода охлаждает масло (например, на самолете Мустанг); — вод о-в о з д у ш н ы е, расположенные внутри самолета на линии всасывания, где вода охлаждает воздух за нагнетателями или между ними; — воздух о-в о з д у ш « ы е, в которых воздух охлаждает воздух, нагревающийся в нагнетателях. § 55. КРЕПЛЕНИЕ РАДИАТОРОВ Для крепления радиаторов применяют или специальные узлы, привариваемые к обечайке, или ленты, которыми радиатор притягивается к самолету. При расчете узлов крепления радиаторов необходимо, кроме разрушающей нагрузки от веса (с учетом перегрузки для данного расчетного случая согласно нормам прочности), учитывать и силу лобового сопротивления (рис. 203). Запас прочности для узлов крепления радиаторов принимается _-^0.f f ==2. Разрушающая нагрузка, действующая на узлы крепления радиатора, рассчитывается по следующей формуле. сум = РР + Q-f. Рр Разрушающая нагрузка от веса ра- Рис. 203. Нагрузки, диатора:" действующие на радиатор 266 Я=(?./1'./. где Gp— вес радиатора в кг; пэ — эксплоатационная перегрузка; / — коэфициент запаса прочности. Перпендикулярно ей действует .нагрузка от силы лобового сопротивления: Q-/=• .••''.-. § 56. ОХЛАЖДАЮЩАЯ ПОВЕРХНОСТЬ И ЛОБОВАЯ ПЛОЩАДЬ РАДИАТОРА Охлаждающая поверхность радиатора прямо пропорциональна максимальному количеству тепла, подлежащему отводу от радиатора, и обратно пропорциональна разности сред- .. , • , •''. - " -' --V,1. ; 267 N5 О) 00 Р ичс. 204. Эластичное крепление радиатора на узлах них температур воды и воздуха. Охлаждающая поверхность зависит от величины коэфициента теплопередачи: ' 3 = —=-^---- м\ *('ж-'в> где Q — количество тепла, отдаваемое радиатором обдувающему его воздуху, в кал/час; tж— средняя температура охлаждаемой жидкости в °Ц; tB — температура воздуха, поступающего в радиатор, в °Ц; k — коэфициент теплопередачи в кал/м2 час °Ц, показывающий, какое количество тепла передается от охлаждающей жидкости к воздуху с поверхности теплообмена в 1 ж2, при разности температур между жидкостью и воздухом в 1° Ц за время в 1 час. Следовательно, потребная охлаждающая поверхность радиатора будет тем больше, чем большее количество тепла нужно отвести от радиатора, чем ниже температура охлаждающей жидкости и чем ниже коэфициент теплопередачи. Вопрос о том, как определяется тепло, которое нужно отвести от двигателя, освещен в главе IV «Жидкостное охлаждение авиационных двигателей». От масла должно быть отведено от 25 до 45 кал тепла с каждой лошадиной силы мощности двигателя за 1 час. Более точные величины имеются в данных соответствующих .двигателей. Однако в двигателях жидкостного охлаждения ' при повышении температуры воды возрастает теплоотдача в масло, так как при этом растет температура смазываемых деталей. Средняя температура жидкости в радиаторе ;" — __ ж, "т" -ж2 t ж= 2 ' где t — температура жидкости на входе в радиатор; t— температура жидкости на выходе из радиатора. Температура воздуха на входе в соты радиатора выше температуры наружного воздуха вследствие того, что воздух до поступления в соты тормозится, скорость его падает, а давление возрастает. Так как радиатор должен обеспечить отвод тепла при температуре воздуха на уровне земли +30° Ц, то температура воздуха на высоте определится так: 4 = 30 —6,5Я, где Н— высота полета в км, а 6,5 — коэфициент снижения температуры воздуха на каждый километр высоты (до высоты 11 км). ... .., .'."';'".•',.'''•. ', • " ' •"•"•'•: '. ' ' V • 269 Подогрев воздуха за счет сжимаемости его перед фронтом радиатора может быть определен так: работа, которую v2 несет с собой 1 кг воздуха при скорости полета К0, равна —• | ^§ При торможении до скорости, равной нулю, вся эта работа * переходит в тепло. Помножив работу на тепловой эквива- I лент работы, т. е. на -г-^ , получаем количество калорий, вы- . делившихся при торможении воздуха. Если это тепло поделить на теплоемкость воздуха ср, то получится величина -J подогрева воздуха при торможении: лг - v« 'торм 4'27-2g-Cf где g— ускорение силы тяжести 9,81 м/сек2', ср = 0,241 кал/кг °Ц. -•* . При скорости 150 м/сек воздух подогревается на 11,25° Ц, а при скорости 200 м/сек — «а 20° Ц, иначе говоря, для охлаждения радиатора в него поступает воздух, уже основательно подогретый от торможения. Температура воздуха «а входе в радиатор *„ = 30-6,5 Я+ 5 (-!&•)'. Исходя из того, что воздух подогревается за счет сжимаемости на больших скоростях полета, рассмотрим возможность охлаждения масла при полете на небольших вы- | сотах. Охлаждение возможно только в том случае, если температура воздуха ниже температуры охлажденного масла. Допустим, что температура масла на выходе из радиатора должна быть 70° Ц. Самолет летит на уровне земли летом со скоростью 900 км/час при температуре воздуха 40° Ц. Определяем температуру воздуха перед радиатором с учетом сжимаемости воздуха: .. *.= -0 + 5(-|г)' = 71,2-°Ц Мы получили температуру воздуха на входе в радиатор выше температуры масла. При этих условиях охлаждение масла до требуемой температуры в радиаторах обычного типа невозможно. Для обеспечения охлаждения масла на больших скоростях самолета необходимо применение поверхностных радиаторов. Коэфициент теплопередачи к зависит от ряда факторов: от 'Скорости воздуха в трубках радиатора, высоты полета-, 270 о формы и длины воздушных каналов и от скорости движения жидкости между этими каналами. Наибольшее влияние на величину коэфициента теплопередачи оказывают скорость воздуха и высота полета. Коэфициент теплопередачи определяется так: а„ • а k -= -^—^- кал/м2 час ° Ц, ав +аж — коэфициент теплопередачи от стенки радиатора к воздуху в кал/м2 час °Ц; аж — коэфициент теплопередачи от жидкости к стенке радиатора в кал/м2 час °Ц- Коэфициенты теплопередачи определяются опытным путем в лабораторных условиях и на основании теории подобия пересчитываются для конкретных условий- В случае, когда величина поверхности, обдуваемой воздухом, отличается от поверхности, омываемой жидкостью, например, в трубопластинчатых радиаторах, коэфициент теплопередачи определяется по формуле k-- °в 1 + _!L:?- аж'5ж где Sx — поверхность, омываемая жидкостью. Коэфициент теплопередачи от воды к стенке аж -=^ ~ 2 000 кал/м2 час °Ц, что в десятки раз больше коэфициента теплопередачи от стенки к воздуху, так что знаменатель в последней формуле лежит в пределах 1,02—1,06: Тогда можно принять, что /е-0,96-ав и для масляного радиатора /е~0,85ав. Коэфициент теплопередачи от стенки к воздуху зависит от скорости, плотности, вязкости и теплопроводности воздуха, от типа радиатора и размеров воздушных каналов: a. N"'1 В = ~*Г~' где Ntt — число Н у с с е л ь т а, критерий подобия теплопередачи; X— коэфициент теплопроводности в кал/м час °Ц; d— гидравлический диаметр1 воздушного канала. 1 Гидравлический диаметр трубки 4-(о <* = —р-. где ю — площадь поперечного сечения трубки; Р — периметр, омываемый водой. .'.". ",-: . :• • .-.: ' ' > -• '' v ' 271 Число Нуссельта зависит от скорости воздушного потока, диаметра трубки и вязкости воздуха, т. е. от числа Рей-нольдса. Число Рейнольдса R.= vr d • р t* где vp — скорость воздуха в трубках радиатора; р— массовая плотность воздуха в кг сек2/м*; и. — коэфициент вязкости в кг сек/м2. В табл. 18 даны значения физических постоянных воздуха в зависимости от температуры. Таблица 18 Физические константы воздуха t ®ц —50 —40 —30 —20 -10 0 +10 4-20 т, кг/м* ..... 1.585 1 517 1 451 1,398 1 344 1295 1,250 1,208 р, кгсек2/м* . . . 0,1615 0,1545 0,1480 0,1423 0,1370 0,1320 0,1272 0,1230 10е- р., кгсек/м2 . . 1,425 1,450 1,544 1,593 0,650 1,710 1,770 1,880 X, кал/м час °Ц . 0,0168 0,0177 0,0184 0,0191 0,0197 0,0203 0,0210 0,0216 Пользуясь этой таблицей, можно определить число Рейнольдса, а зная число Рейнольдса по номограмме (рис. 205), 272 ~SOW' Рис. 205. Номограмма определения числа Nu для воздуха (для сотовых радиаторов с ше-,,,,, стигранными трубками) '. ' ! ! •' ( I. .' /.' Ь/ ::'.•$• '«..''. ->v»l^' '''':;''.; V-;'i i:,'}l определяется число Nu. Эта номограмма применима для сотовых радиаторов с шестигранными трубками. Для других видов радиатора имеются аналогичные номограммы. Способ определения Nu показан на рис. 205: по значению -, где/—длина воздушного канала, и числу Rg. Лобовая площадь радиатора определяется так: •:- S ' ' ' ' * / > b-f d где b— коэфициент, зависящий от типа трубок; для сотовых радиаторов он равен 4 и для пластинчатых — 3,2; / — коэфициент живого сечения радиатора — отношение площади для прохода воздуха ко всей лобовой площади радиатора:/— 0,6—0,8 для сотовых радиаторов и 0,4—0,6 — для вюздухо-ваздушных радиаторов; / — длина воздушного канала; d— гидравлический диаметр трубки, равный учетверенному поперечному сечению трубки, поделенному на периметр. Для сотовых радиаторов наиболее выгодное отношение _.—50—70. Это отношение называют относительной глубиной радиатора, или числом калибров. Гидравлические диаметры применяемых теперь сотовых радиаторов лежат в пределах 3—6 мм. Пример. Определить лобовую площадь радиатора, если известны мощность двигателя Ne—\ 500 л. с., температура охлаждающей воды *Ж1 = 115° Ц, *Жа = 105° Ц, скорость полета К0 = 190 м/сек, гидравлический диаметр трубки d — 0,006 м, глубина радиатора / = 0,42 м, скорость воздуха в трубках радиатора t>p = 45 м/сек. Высота полета И—1 км. Коэфициент живого сечения / = 0,74. Решение. 1. Определяем количество тепла, которое нужно отвести от двигателя: Q = 3QQ-Ne [l — 0,00342(7^— 70)] =-. = 300-1500 [1 — 0,00342 (110 — 70)J = 388000 кал/час. 2. Температура воздуха на входе в радиатор: -в~= 30-6.5Я + 5(-^)2= 30-6,5-7 + д(^~)*--, + 3,5° Ц. 3. Разность температур: (*ж - 'в ) - ш — 3,5 = 106,5° Ц. 4. Определяем число Рейнольдса, беря значение [* из табл. 18, и массовую плотность воздуха по стандартной атмосфере (см. приложение) v0 -d-o 45-0,006.0,060M06 - р— - ------= 9360. Re, f* i»7iJ 18-484 - 273 5. По номограмме рис. 205 по значению — = 70 и Re =. 9360 находим Nu = 17. §. Определяем: -V-.-X 17.0,0205 ав=-«- = _^- = 58^/^^С°Ц. Значение X взято из табл.18. *ч 7. Находим коэфициент теплопередачи от воды к воздуху: k = 0,96-<хв == 0,96*58 = 55,6 кал/м* час ° Ц. 8. Полная охлаждающая поверхность радиатора: Q 388000 S= - _ *('ж-'в) 65,6-106,5 9. Лобовая площадь радиатора: 5 65,3 = 65,3 м*. F = b-f-~ 4-0,74.70 = 0,315 л2. В табл. 19 даны значения коэфициента живого сечения для сотовых радиаторов. Таблица 19 Значения коэфициента j живого сечения радиаторов Гидравлический диаметр трубки d в м ...... ...... 0,005 0,006 0,007 0,008 Коэфициент живого сечения 0,665 0,677 0,686 0,691 То же, шестигранной трубки . . 0,731 0,744 0,754 0,759 Скорость воздуха в трубках радиатора выбирается таким образом, чтобы на режимах максимальной скорости полета получить минимальную затрату мощности на охлаждающую установку. Если коэфициент расхода воздуха через радиаторную установку обозначить через а, то Ч а = П' где vi— скорость воздуха перед входом в соты радиатора. Так как сечение для прохода воздуха через соты меньше лобовой площади радиатора и составляет только часть ее, выражаемую коэфициентом живого сечения /, то. скорость 271 , .... ,. . . .' У;"- • в трубках радиатора возрастает в отношении . уменьшения площади: . • • ,.-.. \ „ _ *1—аУ± VP~ f -U f ' •* ;,' » Наивыгоднейшее значение коэфициента расхода воздуха для режима максимальной скорости полету лежит в пределах а = 0,13—0,16. На режиме подъема нужно скорость воздуха в трубках радиатора сохранить такую же, как и при полете на больших скоростях. Так как скорость полета падает, то для увеличения коэфициента расхода до 0,3—0,45 необходимо открывать заслонки капота, устанавливаемого на радиаторе. От величины коэфициента расхода воздуха зависят лобовое сопротивление радиаторной установки и интенсивность охлаждения. Коэфициент расхода воздуха зависит от величины открытия заслонки радиатора, расположения входных и выходных отверстий для воздуха и сЬпротивления капота радиатора. Даже при полностью. открытой выходной заслонке капота скорость воздуха непосредственно перед радиатором не может быть больше 50% от скорости полета из-за торможения потока, вызванного сопротивлением радиатора и капота. Сухой вес сотовых радиаторов колеблется в пределах 1,7—1,9 кг/м2 охлаждающей . поверхности. Вес радиатора с водой доходит до 2,5—2,7 кг/м2 охлаждающей поверхности, но может быть значительно снижен в радиаторах с ребристыми трубками. § 57. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ РАДИАТОРНОЙ УСТАНОВКИ На радиаторную установку не должна расходоваться большая мощность. Величина ее определяется по формуле АД/ — ХР-У ' VQ л г •^Р.у — 75-Y] Л-С-> где X — сила лобового сопротивления радиаторной установки в кг\ I/o— скорость полета самолета в м/сек; ,' т]— коэфициент полезного действия винта. Коэфициент полезного действия винта нужно . учитывать для того, чтобы определить мощность на валу двигателя,..т. е. мощность, расходуемую на охлаждение. Полная сила лобового сопротивления равна сумме сил внешнего сопротивления XQ и внутреннего сопротивления Хвн X^y=XQ + XBH. , . 18* 275 Для анализа лобового сопротивления радиаторной установки рассмотрим схему течения воздуха через «ее (рис. 206). Внутреннее сопротивление радиаторной установки зависит от конструкции радиатора, геометрических размеров капота» коэфициента расхода воздуха и подогрева воздуха при 'Прохождения через радиатор. Следует иметь в виду, что воздух, лолучая тепло от охлаждаемой жидкости, подогревается и это РО Вп /А ///////S/S/Zt*^ Рг *, b/sssss,,,,,,,,,, •Р2 F* \рг <<<<^,,„,Л,;,„, ~=~^ ИН^ • • i"""* ,. - Рис. 206. Схема течения воздуха через радиаторную установку тепло преобразуется в энергию движения (возрастание скорости на выходе из радиаторной установки). Увеличение скорости воздуха в выходном сечении приводит к уменьшению лобового сопротивления, выполняя роль небольшого воздушно-реактивного двигателя. Лобовое сопротивление уменьшается за счет подогрева воздуха на 20—30%. При больших температурах охлаждающей жидкости можно получить еще большее снижение лобового сопротивления. Большое влияние на лобовое сопротивление оказывает коэфициент расхода воздуха через капот. Выявим влияние отдельных факторов «а эту величину (не учитывая, для упрощения, влияния подогрева воздуха), для чего запишем уравнение Бернулли для двух сечений: участка невозмущенного потока и выходного сечения капота: Р^О Р^9 />о + — = А/> + Рг + -Г ' Это уравнение характеризует закон сохранения энергии при движении воздуха через капот с учетом потерь напора. Индекс 0 относится к невозмущенному потоку, индекс 1 — к сечению перед фронтом и 2 — к выходному сечению (см. рис. 206). Потерю напора при прохождении воздуха через радиатор удобно относить к скоростному напору перед фронтом радиатора: Др рг,2 где С — коэфициент потери напора на входном участке ка-аота и в радиаторе. «••ч 276 Давление на выходе обозначим в долях скоростного напора самолета: - *1± Pz Po — х 2 * Относительное открытие выходного отверстия капота определяется HIS условий неразрывности струи: / _ Л* - ?L Ja — р~ — г,2 » где Fa—площадь выхода; F—лобовая площадь радиатора. Коэфициент расхода воздуха »1 в--уГ- Подставляя принятые обозначения в уравнение Бернулли, получаем: PV_______Р^О __. РР? РР? 2 х 2 "^ 2 + 2 * Произведя сокращения и подставив вместо vz значение -^-, Ja получим: Ч о--)-*? (с+4- 4 -/а откуда / 1-» а = 1/ гл._1- г ^ С учетом подогрева воздуха коэфициент расхода определяется так: •-У"'5? • где Д^— подогрев воздуха в трубках радиатора; Т— абсолютная температура наружного воздуха. Следовательно, скорость воздуха в трубках радиатора зависит от величины открытия выходной щели радиаторного капота, от сопротивления радиатора и входной части капота и от коэфициента статического давления на выходе из капота. . ":л;'; -. .•::• ,?;'vv 277 . ; Коэфициент потерь напора С — С '4- С w — *-Р т- V где Ср — коэфициент потерь напора радиатора; для сотовых радиаторов он изменяется от 2 до 5; Ск—коэфициент потерь напора в каналах капота, зависящий от расположения радиатора; для радиатора в крыле и под мотором Ск=2—4; для лобовой радиаторной установки Ск = 1—2; для установки под фюзеляжем Ск=4—6. - t Коэфициент статического давления на выходе х = от +0,2 до —0,2 в зависимости от расположения выходной части капота. При расположении в зоне большого разрежения х имеет отрицательное значение, в зоне давления — положительное. Коэфициент открытия выходного отверстия капота fa, изменяющийся в пределах от 0 до 1, оказывает наибольшее влияние на значение коэфициента расхода воздуха. Чем меньше воздуха проходит через радиаторную установку, тем меньшее сопротивление она оказывает продвижению самолета. Коэфициент лобового сопротисления определяется из уравнения количества движения: х»н = т(уь — Щ), если пренебречь изменением давления и плотности воздуха за счет подогрева. Согласно записанному ранее из условий неразрывности струи tfo = «-Vo-r- J a Секундная масса протекающего через радиатор воздуха т = a- V0-F-p. Тогда Xn = a.Vt.F.t(vt-aV,j-}=-a.VtF.9{\—?). С другой стороны, можно записать: .-.-.,.-'4'. откуда коэфициент лобового сопротивления С — --t* I 1 —— , ^вн V ]а 278 Если учесть подогрев воздуха, то коэфициент лобового сопро-тивления 'в« * [1-(' + ?)Й е п^^^^й*^яь^гда: вы'одной колонки /а = ОД8, подогрев возду.а 4^ = 55» а наружная температура Тн = 250° Ц. Решение. 1. Без учета подогрева воздуха: 0,15' сх_ =2-0,15 1 вн 0,18 = 0,0504. 2. С учетом подогрева: 9 О 15[~1 ~(\ + -^)-^Л - -0,0054. Чн ' L V 25°/ U'16-I Как видно из примера, внутреннее сопротивление радиаторной установки получилось отрицательным Туннель радиаторной установки должен быть выполнен таким образом, чтобы в местах соединения отдельных его элементов" не было протока воздуха, т. е. туннель должен быть герметичным. Неплотности в туннеле приводят к возрастанию расходов воздуха. Небольшое же увеличение расхода приводит к резкому возрастанию сопротивления. На рис. 207 показана схема вытекания воздуха через зазоры капота против потока, из которой видно, что выход воздуха из туннеля в зону разрежения приводит к интен- ST? ~ ^=^Х „СГ д™ нем иПдалеееНк нарастанию расходов и к возраста- НИТследо—^проведенные в ЦАГИ, показали, что при 10%-ной утечке от основного расхода внутреннее сопротивление радиаторной установки возрастает почти на 50 /о. Таким образом, в условиях эксплоатации большое внимание должно быть уделено вопросам герметизации капотов чтобы исключить протоки воздуха через неплотности в местах спепинения капота. Кроме того, капот должен быть так по-погнан чтобы при закрытии заслонки исключить протекание воздуха через радиатор В противном случае на режиме пикирования или планирования возможно переохлаждение двига- теля. 279 Внешнее сопротивление радиаторной установки зависит от расположения 'радиатора на самолете, от размещения входных и выходных отверстий для воздуха, от давления во входной части капота и на выходе из капота. Наибольшее давление получается на передних кромках частей самолета, незатененных другими частями или элементами самолета. Такими местами являются носовая часть фюзеляжа, кок винта, передняя кромка крыла. Минимальные давления получаются в верхней части профиля крыла, но размещать заслонки в таких местах нельзя, так как появление надстроек в наиболее эффективной части крыла резко ухудшает аэродинамические характеристики крыла. Коэфициент внешнего лобового сопротивления равен силе внешнего лобового сопротивления, приходящейся на единицу скоростного напора и лобовой площади радиатора. с = *° *° М.Р' 2 Так как на больших скоростях полета заслонки капотов прикрывают, что приводит к очень малым значениям сх , то коэфициент общего сопротивления радиаторной установки довольно близок к значению коэфициента внешнего лобового сопротивления (на режиме ^шах): с ^с Х0 *р.у Вообще же г. _ _ „ гр.у ~Х0 ' ~*вн Сг = Сх "Т" СХ • •Хп v Хс\ ' Л Радиаторные установки в зависимости от расположения радиатора, входных и выходных отверстий можно разделить на несколько типов: 1. Радиатор расположен внутри самолета. Вход осуществлен в зоне максимального давления (носок крыла, фюзеляжа или гондолы), а выход — в зоне разрежения (ребро обтекания крыла, хвостовая часть фюзеляжа или мотогондолы). В этом случае ^=0,02—0,04. Если входное отверстие сделано в крыле и воздух иго каналам направляется к фюзеляжу, в котором расположен радиатор, а выход воздуха находится в конце фюзеляжа, с =0,03—0,05. 2. Лобовой вход. Радиатор размещен внутри самолета, но выходная заслонка выступает из контуров самолета, г =0,04—0,08. Если туннель расположен так, что вход осуществляется за двигателем или под ним, а выход воздуха из туннеля — в нижней части фюзеляжа, значение коэфициента лобового сопротивления достигает с =0,08—0,15 280 3. Входная часть и часть туннеля выступает за очертания самолета, а выходной участок капота находится у ребра атаки крыла или в хвостовой части фюзеляжа, с ,=0,06—0,12. •*0 4. Входная, выходная частьи часть туннеля выступают за очертания самолета. При этом чем ближе входная часть капота к носовой части самолета, тем меньше с-. При Х0 Г близком расположении входной части капота к зоне высо- кого давления -?_. = -*0 =0,1—0,2. При рас- Р и с. 208. Схема радиаторной установки положении радиа- в крыле торной установка под крылом сх =0,1—0,2. Если вход расположен с одной стороны фюзеляжа, а выход с другой, то сХо=0,15—0,3. На рис. 208 показана схема радиаторной установки в крыле, в выходной части которой установлена обтекаемая заслонка типа ЦАГИ; при таком расположении радиаторной установки сг =0,04—0,08. На рис. 209 приведена схема •*о расположения радиатора под мотогондолой, у которой длина входной части равна глубине радиатора. В этом случае ^=0,15—0,2. При увеличении длины входной части капота падает до 0,08—0,12. На рис. 210 показана схема рас- 'Хо Р и с. 209. Схема расположения радиаторной установки под мотогондолой 281 •положения радиаторной установки внутри самолета. Такое расположение вызвано стремлением обеспечить живучесть самолета. В данном случае радиатор помещается за двигателем и прикрыт с боков броневыми плитами. При этом сх =0,29— '0,35. Чем ближе входная часть капота к носовой части самолета, тем ниже значение с, 'Хо 1 ----- -г-- ^.. s\ ^ \? j Усь симметрии ^^-— . 1 1 >ч \ V'r^%V_ ш ' \ --"\\ \\ ?г- --------- 1| •• Ос вращения^ •^ !Рис. 210. Расположение радиатора за двигателем внутри фюзеляжа § 58. КАПОТЫ НА РАДИАТОРЫ Капоты, в которых заключены радиаторы, отличаются по конструкции в зависимости от расположения радиаторов иа самолете. Материалом для изготовления капотов служит дур-алюмин и дуралюминовые профили, обеспечивающие прочность капоту. Нагрузки, действующие на капот при пикировании самолета, когда полностью закрыта выходная щель, достигают больших величин, и внутреннее давление в капоте равно скоростному напору. При внешнем расположении радиаторной установки по отношению к самолету, за счет разрежения с наружной стороны капота общее давление может достичь величины 1,2 pV2 Капот должен выдерживать нагрузки, не давая остаточных деформаций. Таким образом, с учетом коэфициента запаса прочности /=2 максимальная расчетная нагрузка иа капот при пикировании может получиться « = о 4 Р^"-к кг/м*. Аоазо -^ 2 раз о Большие нагрузки передаются на заслонки, и при неудачной ях конструкции на ряде самолетов приходится регламентировать скорость, на которой возможно закрытие заслонок ка-ттота. Капот должен быть легкосъемным. Радиаторная установка должна располагаться таким образом, чтобы при вынужденной посадке с убранными шасси она не разрушалась. 282 Расположение радиаторных установок под фюзеляжем этого не обеспечивает. С этой точки зрения размещение радиатора внутри самолета увеличивает срок службы установки. I На рис. 211 показана установка радиатора на одномоторном самолете. Радиатор расположен под фюзеляжем и частично утоплен в фюзеляж,. Для управления протоком воздуха на самолете установлен автоматический р(егулятор температуры, Рис. 211. Установка радиатора на одномоторном самолете: /—м?слорадиатор; 2 — рядиатор; 3 — заслонка; 4 — управление заслонкой; 5 — электрореле; 6 — электрощиток: 7 — датчик автомата; 8 — штурзал; Р — кнопка ручного управления; 10 — трос допускающий в случае необходимости переключение на ручное электродистанционное управление заслонкой радиатора. Применение автоматического управления упрощает эксшюа-тацию самолета, но на режиме подъема часто приводит к колебаниям заслонок при неудачно сконструированных автоматах. Применение ручного управления в некоторых случаях не может обеспечить перекрытие заслонок при полете на больших скоростях из-за больших нагрузок, 'приходящихся на управление. На этом же рисунке показана установка масляного радиатора, расположенного под двигателем, и управление заслонкой капота. На рис. 212 и 213 показана выходная часть туннеля с заслонкой для радиатора, расположенного под крылом. На самолете Ю-88 (рис. 214) радиаторы расположены вокруг носка вала двигателя, и капоты радиаторов напоминают по форме капот на двигатель воздушного охлаждения. Водяной радиатор расположен отдельными секциями сбоку и снизу. Радиаторы схватываются стяжным кольцом клепаной кон- 283 струкции, к которому прикрепляется обшивка, образующая наружную поверхность капота. Каркас капота радиатора состоит из трех частей, стягиваемых между собой болтами. Регулировка протока воздуха осуществляется одиннадцатью створками, расположенными по окружности на выходе из капота, из которых две верхние служат для изменения расхода воздуха через масляный радиатор. Створки капота управляются посредством электродистанционного механизма, состоящего из мо- Р и с.'212. Установка лобового радиатора с регулируемой заслонкой, расположенной под крылом: J — капот; 2 — верхний дефлектор заслонок; 3 — передний дефлектор; 4 — заслонка; 5 —\задний нижний дефлектор; 6 — капот шасси тора с редуктором, который при помощи ряда зубчатых колес, связанных между собой цепью Галля, приводит в движение тяги створок. Значительно усложняются каналы при подводе воздуха1 к воздухо-воздушному радиатору. На рис. 215 показана схема каналов, подводящих воздух к воздухо-воздушному радиатору. Забор воздуха осуще- Р и с. 213. Капот на лобовой радиатор ствлен в передней части самолета, каналы подводят воздух к радиатору, далеко расположенному от места входа. Все же, расположение радиаторов даже на далеком расстоянии от места входа воздуха более выгодно с точки зрения уменьше- 284 н,ия лобового сопротивления по сравнению с расположением радиаторов, при котором они выступают из контуров самолета. . Внутреннее очертание капота. Для уменьшения сопротивления капота необходимо обеспечить плавное расширение потока воздуха, поступающего к радиатору. Вследствие сопротивления радиатора и каналов воздух перед радиатором тормозится, скорость его уменьшается. При правильном очертании капота падение скорости происходит постепенно, причем важно, чтобы во входном участке капота не происходило отрыва потока от стенок канала. Плавное расширение воздуха без отрыва от стенок происходит в том случае, когда на каждую единицу длины носовой части капота приходится одинаковое изменение давления. Изменение скорости связано с изменением давления, а так как скорость обратно пропорциональна сечению, то отсюда следует, что лучшая форма входной части туннеля должна удовлетворять следующему уравнению: х _ 1 уЛ + ZL ^2 — 1 Обозначение входящих в формулу величин показано на рис. 216. На рис. 217 приведена диаграмма для определения сечений диффузора при условии сохранения постоянного градиента давления. Нормально длина входной части туннеля должна быть не меньше 1,2—1,5 высоты радиатора, если капот расположен под фюзеляжем или двигателем. 285 Воздух из Т И к карбюратору На охлаждение крыльчатки ~ТН Воздух на охлаждение выхлопных труб, идущих В нагнетатель н ТК ТКГ*0,04м2 Рис. 215. Схема каналов, подводящих воздух к воздухо-воздушному радиатору: 1 — карбюратор; 2 — воздушный канал: 5— возлухо-воздушный радиатор; 4 — резиновое соединение трубопровода Передняя кромка капота должна иметь закругление радиусом не меньше 15 мм, вследствие чего должен образоваться коллектор с уменьшением сечения на 10—15% от площади входа. Неправильное очертание входной части капота после ремонта самолета может привести к резкому ухудшению теплопередачи, к перегреву двигателя и к падению максимальной скорости полета вследствие увеличения лобового сопротивления радиаторной установки. Выходная часть туннеля. Согласно выведенному ранее условию регулирования потока воздуха, регулирование охлаждения должно осуществляться только на выходе. Регулирование на входе приводит к возрастанию сопротивления, в особенности на режимах больших скоростей полета. Регулирование на выходе обеспечивает подтормаживаниег потока при полете на больших, скоростях и приводит к уменьшению внутреннего сопротивления радиаторной установки. Выходная заслонка должна обес- 286 ' . Рис. 216. Схема капота о 0.1 0,2 0.3 0,4 0,5 Р.и с. 217. Диаграмма для определения сечений диффузора при условии сохранения постоянного градиента давления печивать такое сечение на выходе, при котором достигается надежное охлаждение на режиме подъема, наиболее трудном в смысле отвода тепла. При закрытии заслонки капота воздух не должен протекать через радиатор. Управление заслонками должно быть легким на всех скоростях полета. Для разгрузки летчика необходима установка автоматического управления заслонками, которое может быть выполнено по любой схеме, гидравлической, пневматической или электрической, но с обязательным требованием поддержания температур в определенном диапазоне. § 59. ВОЗДУХО-ВОЗДУШНЫЕ РАДИАТОРЫ На двигателях большой высотности устанавливают несколько ступеней нагнетателей или применяют комбинированный (турбокомпрессор и приводной центробежный нагнетатель) наддув. Большое сжатие в нагнетателе приводит к значительному подогреву воздуха, температура которого становится недопустимо высокой, вследствие чего падает мощность двигателя и увеличивается склонность топлива к детонации. При многоступенчатых нагнетателях повышение температуры перед последующими ступенями приводит к возрастанию потерь в нагнетателях. Большое распространение на высотных самолетах получило промежуточное охлаждение воздуха между ступенями нагнетателя или после турбокомпрессора перед поступлением воздуха в приводной центробежный нагнетатель. Температура воздуха на всасывании авиадвигателя не должна превышать 100° Ц. ,'^ '287 Рис. 218. Воздухо-воздушный радиатор Промежуточное охлаждение по сравнению с охлаждением на всасывании обладает рядом преимуществ. Уменьшаются расходы топлива и увеличивается надежность нагнетателей. Охлаждение на всасывании требует меньших лобовых площадей радиаторов по сравнению с промежуточным охлаждением. Воздухо-возд ушные радиаторы располагаются внутри самолета, и обдувка их осуществляется при помощи специальных каналов, как это показано на рис. 215. Воздухо-воздушный радиатор должен обеспечить охлаждение воздуха после нагнетателей при минимальных потерях напора со стороны горячего и холодного воздуха. Большие потери со стороны холодного воздуха приводят к увеличению сопротивления самолета, к снижению скорости полета и к увеличению расходов топлива. Таким образом, одним из существенных требований должно явиться получение минимальных потерь напора в радиаторе со стороны горячего и холодного воздуха. Воздухо-воздушный радиатор работает в условиях больших перепадов давления. У современных двигателей давление после всех нагнетателей доходит до высоких значений, наружное же давление на больших высотах невелико, следовательно, радиатор должен обладать достаточной прочностью и герметичностью. Воздухо-воздушные радиаторы выполняют из меди, алюминия и алюминиевых сплавов. Конструктивно радиаторы могут выполняться сотовыми, пластинчатыми, ребристыми, трубчатыми или других типов. ' На рис. 218 доказана конструкция воздухо-воздушного радиатора, усиленного специальными профилями для обеспечения прочности. Охлаждающий воздух поступает в направлении, перпендикулярном потоку горячего воздуха. На рис. 219 показан радиатор, установленный в крыле двухмоторного истребителя. Радиатор установлен в отъемяом носке консоли и крепится к крылу на болтах. Для предохранения радиатора от повреждений на верхней и нижней наружных поверхностях его имеются профили, хорошо видимые на рисунке. Воз- 288 дух из турбокомпрессора поступает в приемлик воздушного радиатора. В приемнике имеются четыре дефлектора, направляющие воздух по одиннадцати каналам туннеля радиатора, расположенного <на его нижней поверхности. Воздух проходит Рис. 219. Радиатор, установленный в крыле двухмоторного истребителя: 7 — патрубок для входа воздуха; 2 — патрубок для выхода воздуха; 3— кожух радиатора по этим каналам, затем поступает в такие же каналы, расположенные на верхней поверхности, после чего охлажденный выходит по специальному патрубку и обдувает радиатор снаружи. По направлению потоков радиаторы можно разделить на радиаторы с параллельным током, противотоком и перпендикулярным током. С точки зрения лучших условий теплопередачи наиболее выгодно применять последние два направления потоков воздуха- Рассмотрим изменение температур горячего и холодного воздуха во всех вариантах направления потоков, что поможет оценить условия выгодности применения различных вариантов радиаторов. Если в жидкостном радиаторе температура жидкости изменяется в небольших пределах, то в воздухо-воздушном радиаторе происходит значительное изменение температур как •горячего, так и холодного воздуха и в любой точке радиатора получаются различные перепады температур между горячим я холодным воздухом. Обозначим температуру горячего воздуха на входе в радиатор 7\, на выходе — Т2 и температуры холодного воздуха соответственно 7Y и 7Y Тогда при параллельном потоке, что 19—484 х 289 легко осуществляется в пластинчатом радиаторе, температуры распределятся так, как показано на рис. 220. В данном случае при снижении температуры горячего воздуха происходит подогрев холодного воздуха, при этом разность температур между горячим и хо-7^ лодным воздухом от входа до выхода его из радиатора снижается и расчет радиатора может вестись только по средним температурам воздуха. Подогрев холодного воздуха зависит от .ото, какое количество его проходит через радиатор. Если горячего воздуха проходит С/! и холодного Рис. 220. Рас; ред?ление температур по длине радиатора при параллельном потоке горячего и холодного воздуха г2 кг]сек, то Т, - Т, _ Ог А-Га С/2 На рис. 221 показано распределение температур по длине радиатора при противотоке. Как видно из сравнения рис. 220 и 221, при осуществлении противотока средняя разность температур больше, чем при параллельном токе. Поэтому для отвода одинакового количества тепла в радиаторе с противотоком «ужна меньшая охлаждающая поверхность, чем в радиаторе с параллельным током, имея в виду, что охлаждающая поверхность равна: г <$•=-- —=.- а *(7;-гх)' где ТГ— средняя температура горячего воз-_ духа; Т^ — средняя температура холодного воздуха; k — коэфициент теплопередачи. На рис. 222 показана схема изменения температур Распределение темпера- при перпендикулярном токе ^ур по дли«е радиатора при проти-для сотового радиатора. вотоке горячего и холодного воз-В данном случае холодный духа 290 '::,-,. ' воздух движется по трубкам, а горячий между ними. При, таком движении воздуха получаются большие значения коэфи-циентов теплопередачи, но вместе с тем чрезвычайно возрастает и сопротивление горячего и холодно-го воздуха вслед? ствие небольших коэфициентов живого сечения. Для расчета радиаторов значения коэфициентов теплопередачи и коэфициентов сопротивления определяют опытным путем. В сотовых радиаторах коэфициент потерь скоростного напора достигает значения 100 и более, поэтому о«и не нашли себе применения для охлаждения воздуха. В воздухо-воздуш-ных радиаторах применяют квадратные трубки с большими зазорами между ними, что обеспечивает сравнительно небольшое сопротивление их при перпендикулярном токе. На рис. 223 показана схема промежуточного охлаждения воздуха после турбокомпрессора в воздухо-воздушном радиаторе. Кроме обеспечения заданного теплоотвода, воздухо-воз-душный радиатор должен давать потерю давления по горячему воздуху, не превышающую 0,02—0,04 кг/см2. Плохо осуществленный радиатор может не только не улучшить работу двигателя, но привести к огромным потерям мощности. Рис. 222. Схема изменения температур в радиаторе при перпендикулярном потоке Рис. 223. Схема промежуточного охлаждения всзлуха гпосле турбокомпрессора в воздухо-воздушном радиаторе 19* 291 Лучшим радиатором считается такой, который дает минимальные потери давления по горячему и холодному воздуху; это может быть обеспечено в пластинчатых или ребристых радиаторах с перпендикулярным током воздуха. Потеря давления горячего воздуха V, где ЬР = ^ ~2g~ V ?г~- коэфициент потерь напора со стороны горячего воздуха; vr— скорость горячего воздуха в м/сек; 7Г— удельный вес горячего воздуха, зависящий от температуры и давления. Если коэфициент живого сечения со стороны горячего воздуха обозначить через fr, ro лобовая площадь со стороны горячего воздуха будет: >о п° & *Р ^г = Тг о,__ ~У •/ г г •'г Рис. 224. Схема плпстинчато-ребристого радитора где G, — секундный расход горячего воздуха. Лобовая площадь по холодному воздуху должна быть увязана с лобовой площадью по горячему воздуху. На рис. 224 показана схема пластинчато-ребристого радиатора \ предложенного автором. Та-кой радиатор при большом значении коэфипиентов теплопередачи может дать небольшое лобовое сопротивление. § 60. СИСТЕМА ВПРЫСКА ВОДЫ В ДВИГАТЕЛЬ На некоторых двигателях допускается форсирование по наддуву, и в этом случае для предупреждения детонации топлива и предохранения двигателя от перегрева в нагнетатель впрыскивается вода или водоспиртовая смесь, которая, испаряясь, снижает температуру воздуха после нагнетателя на 20—30° Ц и температуру головок цилиндров воздушного •охлаждения на 55° Ц. 1 Н. Е. ЖовинскиЙ, О конструкции поздухо-воздушного ради-.атора. Технические заметки, выпуск 8, изд. ВВА им. Жуковского, 1945 г. 292 --'*'. При впрыске воды прирост мощности на особо форсированном режиме достигает 15% от максимальной мощности без впрыска воды. Эффективность впрыска возрастает с ростом температуры воздуха вследствие лучшего испарения воды. Применение впрыска воды позволяет работать «а значительно обедненных смесях. Таким образом, впрыск воды обеспечивает значительное форсирование двигателя по наддуву при некотором охлажде- Г' Рис. 225. Схема установки двигателя с турбокомпрессором, приводным центробежным нагнетателем и системой впрыска воды: 1 — бак для воды; 2 — водяной насос; 3 — регулятор впрыска; 4 — карбюратор; 5 — вое > духо-воздушный радиатор; 6 — турбокомпрессор; 7—форсунка нии воздуха, нормальную работу двигателя на обедненных смесях и предохранение двигателя от перегрева. К. недостаткам систем впрыска относятся: 1. Увеличение веса силовой установки за счет дополнительной системы охлаждения. 2. Большой расход воды, доходящий до 30% от расхода топлива. 3. Усложнение оборудования и подготовки самолета к полету. 4. Впрыск воды без охлаждения воздуха в специальных воздушных радиаторах не обеспечивает необходимой температуры воздуха на входе в двигатель. На рис. 225 показана схема двигателя с турбокомпрессором, приводным центробежным нагнетателем, воздухо-воздушным радиатором и системой впрыска воды. Как видно из схемы, воздух для питания двигателя попадает в нагне- -( ^ '-.- 293 татёль7 приводимой ' в движение выхлопными газами. Подогретый в нагнетателе воздух охлаждается в воздухо-воз-душном радиаторе, после чего поступает к карбюратору. Смесь после карбюратора сжимается в приводном центробежном нагнетателе и далее попадает в двигатель. Система впрыска воды состоит из водяного бака, трубопроводов, водяного насоса, регулятора впрыска и форсунки, через которую вода впрыскивается в нагнетатель. Вода из бака поступает в водяной насос, редукционный клапан которого отрегулирован на давление 1—1,5 кг/см2. Полость над диафрагмой редукционного клапана соединена с турбокомпрессором, что обеспечивает постоянное давление воды до расчетной высоты двигателя. Впрыск воды начинается после открытия соленоидного крана, смонтированного вместе с регулятором впрыска. В ре-гуЛяторе имеется обратный клапан, предохраняющий от перетекания топлива при израсходовании воды, так как вода вместе с топливом подается через форсунку впрыскивающего карбюратора. Лри включении впрыска воды смесь автоматически обедняется, что достигается установкой на карбюраторе специального клапана. Под давлением воды изменяется настройка регулятора оборотов турбокомпрессора на увеличение их, что приводит к повышению наддува. Обычно пользованле впрыском воды ограничивается во времени, не превышая 10—15 минут работы двигателя на режиме максимального форсажа. § 61. МАСЛЯНЫЕ РАДИАТОРЫ Возросшие мощности и высотность авиационных двигателей вызвали необходимость установки на самолетах радиаторов для охлаждения масла. На самолетах с двигателями небольшой мощности достаточное охлаждение масла получалось за счет обдувки масляного бака. В некоторых конструкциях баков охлаждающую поверхность увеличивали при помощи воздушных каналов или применением баков с ребристой поверхностью. Скорости масла в масляных радиаторах невелики, в результате чего коэфициенты теплопередачи получаются небольшими. При низкой температуре охлаждающего воздуха масло у сгенок густеет, гидравлическое сопротивление возрастает, что затрудняет запуск двигателя и его эксплоатацию в зимних условиях. Для улучшения условий запуска в системах применяются термостаты и клапаны, перепускающие масло с низкой температурой помимо радиатора. Регулирование температуры путем изменения количества масла, поступающего в радиатор при сохранении сечений для протока воздуха через радиатор, приводит к значительному увеличению лобо- 294 вого сопротивления радиаторов, в особенности на режиме больших скоростей самолета. При регулировании потока воздуха через радиатор изменением сечения на выходе из капота коэфициент лобового сопротивления при возрастании скорости полета уменьшается. Радиаторы в зависимости от расположения их на самолете имеют различную форму. Конструкции масляных радиаторов не отличаются от водяных. В некоторых радиаторах устанавливаются клапаны, предохраняющие от чрезмерного повышения давления при большой вязкости масла; в таких радиаторах входной участок может сообщаться с выходным штуцером через клапан. Таким образом, если масло недостаточно прогрето, оно может выйти из радиатора через обечайку, предохраняя трубки от разрушения. Циркулирующее по обечайке масло обеспечивает прогрев радиатора. При повышении температуры масла уменьшается гидравлическое сопротивление радиатора, клапан закрывает выход из обечайки и в систему охлаждения включается вся поверхность сот. Перепады давлений, на которые рассчитываются клапаны, зависят от гидравлических сопротивлений масляного радиатора. Затяжка пружины клапана на применяемых конструкциях изменяется обычно в пределах от 1,5 до 3,5 ат. Радиаторы располагают таким образом, чтобы внешнее сопротивление радиаторной установки было минимальным. Радиаторы американского типа помещают внутри капотов, в носке крыла и на" некоторых самолетах в общем капота с водяными радиаторами. На американских самолетах при установке стандартных масляных радиаторов в капоте не всегда делают приспособления для регулирования протока воздуха, что нельзя признать удачным, так как коэфициент лобового сопротивления радиатора на больших скоростях возрастает. На рис. 226 показана установка радиатора в носовой части крыла. Входное отверстие расположено в зоне повышенного давления, воздух из туннеля выходит через окно в верхней части крыла. Недостатками такого расположения радиаторов являются затрудненность доступа к нему и отсутствие заслонок в капоте, приводящее при низких наружных температурах к загустеванию масла. При расположении радиаторов с обеих сторон двигателя охлаждение радиаторов получается .различным; маслопроводы удлиняются. На некоторых самолетах масляный радиатор сотового типа располагают под водяным радиатором в общем капоте (рис. 227). Это уменьшает внешнее сопротивление и обеспечивает обогрев масла за счет тепла от водяного радиатора, что особенно важно при запуске двигателя в условиях низких наружных температур. По этим же соображениям иногда 295 г&— • —6- i !•«• ! 1-Ф- !+ it -VH>' ii w i-fc ' _v. _"_TT JJ ""• • •— ~ф — • — - ~fl 1 \ I > 1 1 1 1 ! i! >- 1 1 1 i I 1 1 i! (• 1 ti i h i -4j I ! 4Vt '1 <-M i j! 4' | V* 1 И 1 ! ^1 i 1 --., ,,-J. ^ 1 —4-' jj j^V-__________* '- --5V --- Рис. 226. Установка маслорадиатора в носке крыла самолета радиатор для охлаждения масла устанавливают внутри водяного радиатора (рис. 228). Часто масляные радиаторы располагают под двигателями, и капотом для них является -нижняя часть капота двигателя. На рис. 229 показан капот двигателя воздушного охлаждения с регулируемым протоком воздуха на выходе из туннеля маслорадиатора. На рис. 230 показан сотовый радиатор, подвешиваемый под двигателем. Радиатор сотового типа имеет ряд перегородок для направления потока масла по сотам. Во входном участке радиатора 2S6 ; »;?•<' Рис. 227. Установка маслора-диатора в одном капоте с водяным: 1 —"водяной радиатор; 2 — маслорадиа-••»_._.„_. тор; 3—заслонки капота Рис. 228. Установка* маслорадиато- ра внутри водяного: 1 — маслорадиаюр; 2 — водорадиатор Рис. 229. Капот двигателя с туннелем для маслорадиатора: 1 — кок винта; 2 — маслорадиатор; 3—заслонка туннеля маслорадиатора; 4 — внутренний капот; 5—карбюратор; 6— канал подвода воздуха к карбюратору V. установлен перепускной клапан. При низкой температуре масла, когда сопротивление сот велико, клапан отжимается и перепускает масло сразу на выход из радиатора; в случае прогрева масла сопротивление сот падает, клапан перекрывает выход из радиатора и масло поступает в соты. Клапан предохраняет радиатор от разрыва при запуске двигателя. Трубчатые радиаторы в настоящее время не применяются вследствие часто появляющейся течи. Пластинчатые радиаторы применяются также сравнительно редко, несмотря на небольшое сопротивление их, так как они громоздки и плохо противостоят давлению. •'-•• ••••' V V-VA 297 Сливная пробна ' Перепускной клопа» маслорадиатора 8 обход сот Рис. 230. Сотовый маслорадиатор/ подвешиваемый под двигателем Стандартный масляный радиатор (рис. 231) устроен следующим образом: в двойной цилиндрический кожух 1 вставлены шестигранные соты 2, через которые проходит воздух. г---------225-----------------——I Гг^ А /-П J_r-V-r--^^--v- -Т^Лт "\f" "" ~ ""-"• '-т •" |Н_________-у, J Пд"—--Г"->-: Ш^'-Ь^" - • — \ ~|-г" ------ •v ^-.-.-W^-j.-.TT^,« ^-Щт-^у;;^ -^Ш7!"':?-!- Л А Л -э- -5 <м 298 Рис. 231. Стандартный воздушно-масляный радиатор: / — двойной цилиндрический кожух: 2 — шестигранные соты; 3 — штуиер впуска; 4 — термостат; 5—штуцер выпуска; 6 — горизонтальные перегородка Между сотами проложены горизонтальные перегородки 6, направляющие масло по радиатору так, как указано стрелками А и В. Масло входит в радиатор через штуцер 3 и — в начале работы двигателя еще непрогретое — может протекать через термостат 4 в штуцер 5 выпуска. Термостат (рис. 232) состоит из клапана /, который соединен с гофрированной коробкой 3, наполненной изопентаном. Гофрированная коробка вместе с клапаном прижимается Р и с. 232. Термостат воздушно-масляного радиатора: 1 — клапан; 2 — пружина; 3—гофрированная коробка пружиной 2 к седлу. Пока масло не прогрето и гидравлическое сопротивление велико, клапан открыт, и масло, минуя радиатор, поступает через наружный кожух и термостат в выпускной штуцер; путь масла в этом случае обозначен стрелкой А (см. рис. 231). При повышении температуры масла гофрированная коробка удлиняется, иатяжение пружины увеличивается и клапан остается закрытым, вследствие чего масло поступает в радиатор по пути, указанному стрелкой В. § 62. УСТОЙЧИВОСТЬ РАБОТЫ ВОЗДУШНО-МАСЛЯНЫХ N РАДИАТОРОВ На некоторых самолетах при полете в условиях низких наружных температур наблюдаются явления застывания масла в радиаторе, а иногда и замерзания его при одновременном повышении температуры масла, циркулирующего в системе. Объяснение этому явлению можно получить из рассмотрения условий работы воздушно-масляного радиатора, обдуваемого воздухом низкой температуры. На рис. 233 показана схема масляного радиатора с шунто-вым устройством. При протекании масла большой вязкости ;.••....";••: 299 -^ Шунт \ ? ^//////J, N^w>. Рис. 233. Схема масляного радиатора с шунтовым устройством гидравлическое сопротивление радиатора возрастает, шуито-вой клапан открывается и перепускает масло мимо радиатора-в бак. При низкой наружной температуре воздуха теплоотдача; радиатора возрастает. Теплоотдача от радиатора зависит также от скорости обдува: ^^т^*^в -Р-^М Т ТИ"\. И * ТИТ Т Т Т Г Л. ^О) чем выше скорость обдува., тем интенсивнее отдается тепло от масла к охлаждающему воздуху. В зависимости от очертания носовой части капота скорости воздуха в различных местах по высоте и ширине радиатора будут разные. На рис. 234 показаны схема течения воздуха во входной части капота и распределение скоростей пр'И нескольких вариантах очертания внутренней поверхности капота. Как видно из данных кривых, скорости воздуха в разных местах радиатора будут различны. В местах, обдуваемых с большими скоростями, теплопередача возрастает, Рис. 234. Схема течения воздуха во входной части капота и распределение скоростей при разном очертании внутренней части капота м 300 следовательно, в этих местах температура масла снижается на большую величину, чем в местах, обдуваемых с меньшими скоростями. При снижении температуры масла в некоторых участках радиатора, в других скорость должна возрасти, что приводит к увеличению сопротивления радиатора. Так как шунтовой клапан отрегулирован на определенное давление, то возросшее давление масла приоткроет клапан и часть масла начнет поступать мимо радиатора. Тогда к радиатору будет подводиться меньше тепла, следовательно, произойдет еще большее снижение температуры в каналах, обдуваемых большими скоростями. Сопротивление радиатора еще больше возрастет и шунтовой клапан будет перепускать значительное количество масла мимо радиатора. Так как часть неохлажденного масла попадает в бак, температура масла в системе возрастает. Для снижения температуры масла летчик открывает заслонку капота, увеличивая расход воздуха через радиатор. Вследствие этого увеличивается отвод тепла от радиатора, что в свою очередь приводит к загустеванию масла в части сот, а при очень низких температурах может привести к застыванию масла и к разрыву маслорадиатора. Застывание масла в радиаторе может повлечь чрезмерное нарастание температуры, падение давления в маслосистеме, что в конечном счете может привести к вынужденным посадкам. При наличии термометров на входе в двигатель и на выходе из радиатора легко определить в полете, почему происходит повышение температуры масла, является ли это причиной недостаточной обдувки или следствием застывания масла в радиаторе. Если температура масла на входе в двигатель и на выходе из радиатора растет, значит недостаточна обдувка и заслонку следует открывать. Если же температура на входе в двигатель растет, а на выходе из радиатора падает, заслонку следует прикрывать. Конечно, заставить лет чика в полете решать задачу о том, что нужно делать с заслонкой капота, нельзя. Следует избрать другой путь решения задачи. Описанные явления могут происходить при температурах воздуха ниже некоторой критической температуры. Анализ работы воздушно-масляных радиаторов, проведенный проф. Власовым, показывает, что температура, ниже которой может наступить неустойчивый режим работы масляного радиатора, равна ц* 'кр = 0.51-Ю011, • 1 ( | ..' ^ < . где t — критическая температура воздуха (средняя между входом и выходом); 7 —температура масла. - М ' "---.......!..-.. ,',-"•. • • ' ' . • ••'/'•?,". • -.. ' 301 При температурах воздуха ниже критической в различных каналах маслорадиатора может установиться разная скорость масла. Скорость масла также оказывает влияние на теплоотдачу, что в общем приводит к описанным вышг последствиям. Аналитическое решение задачи о сопротивлении и теплоотдаче воздушно-масляных радиаторов приводит к интересным выводам о наличии неустойчивости режима работы масло-радиатора. Рис. 235. Изменение гидравлического сопротивления радиатора в зависимости от скорости движения масла При достаточно высокой температуре воздуха гидравлическое сопротивление радиатора возрастает при увеличении скорости движения масла в каналах. При низкой наружной температуре охлаждающего воздуха за счет обдувки разных каналов радиатора с различной скоростью, в каналах устанавливается различная температура масла с разной вязкостью и различным гидравлическим сопротивлением. В соответствии с этим изменение гидравлического сопротивления радиатора в зависимости от скорости движения масла может быть изображено графиком, показанным на рис. 235. При заданном перепаде давления &р, соответствующем затяжке пружины редукционного клапана, в разных каналах появляются различные скорости и любые промежуточные значения между скоростями VA VB и vc. Крайние скорости VA и vc соответствуют устойчивым значениям, так как при нарастав нии скоростей возрастает сопротивление и, благодаря шунто-вому клапану, уменьшается расход масла через радиатор, 302 . .•• . • •• • ••..•••••••.;;;• '. .. • ' а значит скорость будет поддерживаться соответствующей данному давлению Д/?. Наличие промежуточных скоростей масла в каналах характеризует неустойчивый режим, так как значение скорости vD не может удержаться и при данном давлений в разных каналах радиатора устанавливаются скорости vA и vc, приводящие к различной теплоотдаче с разных элементов радиатора. Чтобы избежать неустойчивой работы маслорадиатора, его следует располагать в местах, исключающих возможность застывания масла. Для этого масляный радиатор располагают иногда внутри водяного или возле двигателя. Расположение масляных радиаторов за водяными в общем капоте исключает возможность застывания масла, но невыгодно потому, что при этом требуется большая охлаждающая поверхность радиатора. Осуществление автоматической регулировки протока воздуха в зависимости от температуры масла на входе и на выходе из радиатора может исключить застывание масла и облегчает условия работы летчика. ГЛАВА ШЕСТАЯ КАПОТЫ НА ДВИГАТЕЛИ ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ § 63. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ Основным недостатком двигателей воздушного охлаждения является большое лобовое сопротивление и большой мидель при радиальном расположении цилиндров. К преимуществам их относятся: малый вес, надежность в работе, простота ухода и ремонта, отсутствие сложной и громоздкой системы охлаждения и защита летчика спереди двигателем (на одномоторных самолетах), большая живучесть в боевых условиях по сравнению с двигателями жидкостного охлаждения- Для уменьшения лобового сопротивления двигателя применяются капоты и дефлекторы, обеспечивающие подвод охлаждающего воздуха, распределение его по цилиндрам и направление с минимальными потерями на выход из капота. При непосредственном охлаждении цилиндров воздухом от двигателя должно быть отведено тепло, эквивалентное 50—60% эффективной мощности двигателя. Конструктор самолетов проектирует капот на двигатель в соответствии с расположением его на самолете, обеспечивая плавные переходы от капота к остальным частям самолета. Применение капотов с регулируемым сечением для выхода воздуха привело к резкому падению внутреннего сопротивления двигателя. Уменьшение сечения для выхода воздуха при полете на больших скоростях приводит к нарастанию скоростей воздуха в выходном сечении капота, в результате чего внутреннее сопротивление становится ничтожно малым. Подогрев при охлаждении двигателя дает увеличение кинетической энергии вытекающего из капота воздуха, что приводит на больших скоростях полета к отрицательному внутреннему сопротивлению за счет дополнительной реактивной тяги. Отрицательное внутреннее сопротивление при удачной компоновке капота значительно снижает суммарные потери на охлаждение. 304 Следует отметить, что для больших скоростей полета и больших высот обычные капоты не могут обеспечить надежное охлаждение. Американские капоты NACA не удовлетворяют возросшим требованиям вследствие образования больших местных скоростей при скоростях полета, превышающих 600—650 км/час. Ряд предложений и патентов по капотажу двигателей воздушного охлаждения дает некоторые перспективы улучшения условий охлаждения с небольшими потерями. Полное закрытие капотов и забор воздуха для охлаждения двигателей сзади или с боков приводит к необходимости постановки двигателей с удлиненными валами. Удлиненный вал дает возможность осуществить плавный переход от кока винта к капоту, что может значительно снизить внешнее лобовое сопротивление капота, приблизив значение коэфициентов лобового сопротивления таких капотов к коэфициентам капотов двигателей жидкостного охлаждения. Охлаждение авиационных двигателей с большими высотно-стями (выше 9 000 м) может быть обеспечено принудительной обдувкой двигателя от специальных вентиляторов, установленных на валу винта. При подъеме на высоту, несмотря на возрастающий перепад температур между цилиндрами и охлаждающим воздухом, теплопередача при сохранении скорости обдувки двигателя падает за счет уменьшения весовой плотности воздуха. Для обеспечения отвода тепла на высоте 10000 м при сохранении температуры цилиндров авиационного двигателя необходимо скорость обдувки воздуха увеличить в два раза по сравнению с земными условиями. Еще большие трудности возникают при охлаждении рядных двигателей воздушного охлаждения большой мощности и высотности, так как бывает довольно сложно подвести охлаждающий воздух к задним цилиндрам. Температура цилиндров различна в разных местах. От головок цилиндров, выхлопных клапанов, гильз необходимо отводить соответственно различное количество тепла. На рис. 236 показано распределение температуры по цилиндру двигателя воздушного охлаждения. Для лучшего теплоотвода двигатели воздушного охлаждения имеют соответственно развитое оребрение и, кроме того, установка специальных дефлекторов обеспечивает распределение воздуха так, чтобы от разных мест цилиндров отводить необходимое количество тепла. При прохождении через капот воздух нагревается на 40—50° С. Применение дефлекторов увеличивает подогрев до 70—75°, а разность температур между входом воздуха в капот и выходом из него в некоторых случаях может достигнуть 100—120° С. Большой подогрев воздуха увеличивает скорость на выходе из капота, создавая тягу. На рис. 237 показана схема дефлектора однорядной звезды. Дефлектор направляет поток воздуха так, что обеспечивается обдувка задней части 20—484 '""'" 305 \ \ ^ \ \ V ч 200 WO 0"Ц Сзади »• v '• • ': • • i, ' ' Ч> ' ; ' < / О 100 °Ц Спереди Cffotiy s ••',-.•.'''!? •. , \. i ' Рис. 236. Распределение температуры по цилиндру двигателя воздушного охлаждения цилиндра. Так как воздух, подведенный к задней части цилиндра, подогрет, то сечение для прохода уменьшают и увеличение скоростей у задней части цилиндров обеспечивает необходимый отвод тепла. •}: '..,,-• На рис. 238 показана схема капота с дефлекторами на рядный двигатель воздушного охла-Сждения. Здесь воздух подводится равномерно Рис. 237. Схема дефлектора одноряд- ко всем цилиндрам, деф-ной звезды . лекторы обеспечивают •••'.^ •"• охлаждение задней части цилиндров. Выходное сечение регулируется специальными заслонками капота. ; г v • Установка дефлекторов благодаря направлению потока у цилиндров уменьшает вихреобразование и потери на охлаждение. В капоте с дефлекторами увеличивается подогрев воз- 305 духа, а следовательно, двигатель может быть охлажден меньшим количеством воздуха. Чем меньше воздуха пройдет через капот, тем меньше потери на охлаждение. ; Рис. 238. Схема капота с дефлекторами на рядный двигатель воздушного охлаждения На рис. 239 показана схема капота с дефлекторами двухрядного звездообразного двигателя воздушного охлаждения. Рис. 239. Схема капота с дефлекторами на двухрядный двигатель воздушного охлаждения: / — капот редуктора; 2 — переднее кольцо; 3 — передние заслонки; 4 — внешний капот; 5 —заслонки капота; 6 — дефлекторы; 7 — фюзеляж § 64. ТИПЫ КАПОТОВ Г г'"' К капотам на двигатели воздушного охлаждения, кроме обеспечения надежного охлаждения с минимальным лобовым сопротивлением, предъявляются следующие требования: регулирование охлаждения на разных режимах полета, небольшой вес, достаточная прочность и надежность крепления к самолету, легкий доступ к двигателю и отдельным агрегатам, простота конструкции и управления охлаждением и ряд других второстепенных требований. Перечисленные требования 20* 307 обусловили как схемы, так и конструкций капотов, их элементов и узлов. Наиболее простым капотом является легкое кольцо Тау-ненда (рис. 240 и 241), обхватывающее цилиндры двигателя. Кольцо Таунен'да короткое, мало закрывает двигатель и имеет небольшой вес. Так, для двигателя мощностью 500 л. с. вес кольца Тауненда составляет 8 кг. Ло'бо-вое сопротивление фюзеляжа с двигателем при постановке кольца Тауненда уменьшается на 20—30%. Недостатками кольца Тауненда являются: отсутствие регулировки температуры цилиндров двигателя и небольшое снижение сопротивления. Если вокруг цилиндров поместить капот с Рис. 240. Вид кольца Тауненда профилированной леред- '' ней кромкой, то под дей- ствием аэродинамических сил (рис. 242) можно значительно уменьшить лобовое сопротивление двигателя. Так устроены обычные капоты (рис. 243), представляющие собой длинный цилиндрический ко-жух с профилированной передней кромкой и регулируемыми заслонками в выходной части капота. Рис. 241. Схема кольца Тауненда Кроме рассмотренных типов капотов, употребляются также капоты с регулируемым сечением на входе воздуха при помощи дисков, закрывающих входные окна капотов. Регулирование количества протекающего воздуха на входе приводит на режимах больших скоростей полета к увеличению лобового сопротивления. Наиболее рациональной регулировкой является изменение выходного сечения капота. 308 Рис. 242. Схема действия аэродинамических сил на капот 'Рис. 243. Самолеты с капотами на двигатели воздушного охлаждения ,, ( '• . ;- ' ••V^-''Г.л Фирма Райт для улучшения условий теплоотвода от двигателя сконструировала капот с обратным направлением по- ^ тока воздуха. На рис. 244 изображена схема капота Райт. '•' Воздух попадает в кольцевую щель между передним диском и внутренней частью капота, охлаждает двигатель и возвращается по кольцевым каналам в переднюю часть капота в зону разрежения, Таким образом, хорошо используется пере- 309 ..,: г-т 1 . .-, , /чх: i i I-TJ ; . •'.* |'<-/Т>--'1//?--'i —--И / i / //Vj-rL-^-^'xx LJAV i^-?,/ • - Г 1 ' 1 ' ,\1' -, '. ! MI //^ - 1ч 1 1 i \// \ -Г-7\->-, | |С i /Л \^Ч JW. / Ч\ \n--u.' ----х ' Us^^v, №3—Ж> ^ _*- L —J г Рис. 244. Схема капота Райт пад давлений на входе и выходе для обдувки цилиндров и, кроме того, можно создать плавный переход от винта к капоту, если поставить двигатель с удлиненным валом. Несмотря на указанное направление воздуха, с выходом в зону разрежения сопротивление капота Райт несколько больше сопротивления обычных капотов, так как на выходе имеет место отрыв струи воздуха, выходящего из капота. Направить воздух по капоту в данной схеме не удается. Капоты должны иметь такую регулировку выходного сечения, чтобы на режиме пикирования полностью исключить возможность протекания воздуха через капот и охлаждения двигателя. Проток воздуха через капот на режимах планиро-I вания или пикирования мо- жет привести к переохлаждению двигателя и к остановке его при работе на малой мощности, в особенности при низкой температуре воздуха. Поэтому большое внимание должно быть уделено плотному прилеганию заслонок капота в закрытом (положении. > V':::: ; ;,: i На рис. 245 показана схема подвода воздуха к двигателю воздушного охлаждения из крыльев по специальным каналам. Воздух, охлаждая цилиндры, выходит в регулируемую выходную кольцевую щель передней части капота. Такое расположение каналов дает значительное уменьшение внешнего со-прртивления двигателя, обеспечивая надежное охлаждение, хорошую регулировку температур и, в случае необходимости, полное закрытие выходного сечения. Хорошие аэродинамические формы капота могут быть получены в этом случае на двигателе с удлиненным валом. , Основным параметром, характеризующим эффективность капота, является сечение выходной части капота, от которого зависит расход воздуха. Регулирование протока воздуха заслонками на выходе должно быть обеспечено так, чтобы максимальное открытие заслонок не превышало 25°. При большем открытии заслонок расход воздуха через капот возрастает незначительно, но появляется срыв потока с заслонок, который может привести к вибрации хвостового оперения или крыла (при расположении двигателя на крыле). / На некоторых одномоторных самолетах для уменьшения влияния заслонок верхней части капота на вибрацию хвосто- 310 « вого оперения выходные заслонки размещают только в нижней или боковых частях капота. Рис. 246. Схема капота для самолета со скоростью Vma*~m КМ/Час Рис. 245. Схема подвода воздуха к двигателю из крыльев Рис. 247. Схема капота для самолета со скоростью 850—900 км/час При большой кривизне капота на больших скоростях полета возникают местные скорости, превышающие скорость звука, что приводит к резкому возрастанию лобового сопротивления капота. Таким образом, в зависимости от максимальной скорости полета внешнее очертание капота должно быть различным: для больших скоростей полета капот должен иметь меньшую кривизну и для меньших скоростей может иметь большую кривизну. На рис. 246 показана схема капота для самолета с Vma == -г ШаХ 700 км/час, при которой на высоте Я = 5 000 м местные скорости на поверхности капота не превышают скорости звука. При больших скоростях полета приходится применять двигатели с удлиненными валами, с тем, чтобы обеспечить плавный переход капота от входного сечения до максимального диаметра. На рис. 247 показана схема вентилятора, враща- ? ющегося вместе с носовой частью капота. Такие капоты могут применяться до скоростей полета 850—900 км/час. Очертание капота желательно осуществлять эллиптическим. . ,........," ; . ,/;TV'V.~. 1 - ''''•-. 311 " У обычных капотов для самолетов со скоростями полета до 650 км/час диаметр входной части капота составляет 60—80%, а длина входной профилированной части — 20—30% от диаметра двигателя. У капотов для скоростей полета 700—750 км/час диаметр входного отверстия равен 55—65% от диаметра двигателя. Капоты для скоростей 850'—900 км/час имеют внешний диаметр входного отверстия, равный 40—50% от диаметра двигателя. Площадь входа подбирается так, чтобы при входе в капот скорость воздуха составляла 40—50% от максимальной скорости полета. v , ; Входное отверстие капота должно быть расположено вблизи винта. •4vV •: И', Ц^; § 65. КОНСТРУКЦИЯ КАПОТА НА ДВИГАТЕЛЬ ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ' ! ' i '" ' '* • « Капот состоит из наружной части, создающей плавное обтекание двигателя и переход на фюзеляж или мотогондолу крыла, и внутренней, обеспечивающей направление воздуха с небольшими потерями внутри капота к выходному сечению. Внутренняя часть капота образует плавное очертание от иодмоторного кольца крепления двигателя до маета выхода. Наружная часть состоит из переднего кольца с профилированной передней кромкой и заднего кольца, на котором располагаются эксплоа-тационные крышки и регулируемые створки. Переднее кольцо образуется из верхней и нижней обшивок, между которыми вклепывают (при больших толщинах передней кромки) диафрагмы. К переднему кольцу прикрепляют узлы кррнштей-нов крепления капота к двигателю. На рис. 248 показан капот с регулируемой выходной щелью. Задняя кромка 2 переднего капота / укреплена кольцевым профилем, к которому присоединяются кронштейны 3 крепления капота. Переднее кольцо в этом случае крепится специальными кронштейнами к картеру редуктора и к шпилькам на цилиндре двигателя. Задний капот 4 изготовлен из трех частей — верхней и двух нижних. Внутренний капот укреплен на каркасе, сидящем на мотораме и крыле. Крышки внутреннего капота легкосъемные, укрепляются на легкосъемных замках. Во внутреннем капоте делаются щели для обдувки агрегатов двигателя. Створки 5 отклоняются управлением из кабины летчика. Имеются различные варианты управления створками капотов. На некоторых самолетах в задней части капота устанавливают по оси ведущий многоплечий рычаг-звездочку, к которой тягами присоединены заслонки; поворот звездочки обеспечивает отклонение створок. ••;•".••" 312 / ••; ; ' х '"•', • . "V'1'"- .,"• \'. ?ttf< b&-u [<^ \ s I „r- -ИР? ЯТ fb=L--l'4 .fc>r^5^ 1^^ 1------^ ^-*. Ь-ч_^Г Рис. 248. Капот с регулируемой выходной щелью: /—передний капог; 2 — за;:нля кромка; 3—кронштейны; 4 — задняя часть капота; 5 — сткорки капота %•••'.7 V Из применяемых в настоящее время схем управления бо-новыми створками капота наиболее распространена схема, показанная на рис. 249. В кабине установлен штурвал управления, от которого трос 1 протянут к барабану 2. На одной оси с барабанам сидит червячное колесо 3, соединенное с секто- Ось вращения Рис. 249. Схема механизма управления створками капота: 1 — трос; 2 — барабан; 3 — червяк; 4 — сектор; 5 — колонки 1 -I > '; • • '. J' ром 4. Сектор укреплен на колонке 5, при повороте которой открываются или закрываются боковые заслонки капота. Для предохранения от переохлаждения двигателей на режиме пикирования или планирования в передней части капота устанавливаются створки, которые могут полностью перекрыть входное сечение капота. На разных самолетах управление ими осуществляется по-разному. Применяется ручное управление, гидравлическое и электрическое. О температуре двигателя судят по термопаре, установленной на заднем цилиндре. При повышении температуры створ-( 313 ки открывают, а при понижении прикрывают. На многих со-временных самолетах устанавливается автоматическое управ-* ление створками капотов. На рис. 250 показана передняя часть капота с закрытыми передними створками, предохраняющими двигатель от переохлаждения. •• •;,;,,. , ,, § 66. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КАПОТ Прочность капота должна обеспечивать воспринятое нагрузок, действующих на капот. Распределение давления по наружному очертанию капота аналогично распределению давления по верхнему очертанию профиля крыла на больших углах атаки. По наружной поверхности действует разрежение, •А~ Ось цилиндров х„,„;-„ ,.• , р Масштаб р-?-0 Of 1,0 1,5 2,0 Масштаб длин О Ot1 0,2 0,3 Q4 0,5м Давление по наружной поверхности Давление по внутренней поверхности Рис. 250. Передняя часть капота с закрытыми створками Рис. 251. Распределение давления по поверхности капота в то время как по внутренней — давление. Суммарные нагрузки по 'наружной и внутренней поверхностям дают разрывающие силы, приходящиеся на капот. Проектируя силы, действующие на капот, на радиальное направление и осевое, можно найти силы, разрывающие капот, и силы, отрывающие капот по направлению полета. У передней кромки капота разрежения малы, но уже на небольших расстояниях от нее разрежения достигают максимальных значений. На рис. 251 показано распределение давления по наружной и внутренней поверхностям капота. Скачок давления по внутренней поверхности капота получается за счет потери части скоростного напора при обтекании цилиндров с дефлекторами. 314 Зная характер распределения давления по капоту, можно произвести расчет калота на прочность от суммарных сил, действующих на него с внутренней и 'наружной сторон. Выявление нагрузок следует вести отдельно для передней части капота, средней части и регулируемых створок. Характер распределения давления по капоту пррт отклонении заслонок показан на рис. 252. х fi-^ \|/ г Масштаб о -]р о 0,5 1,о Ъ 2,0 ^40° s?-20° 0е По наружной** поверхности 2о° >; '-СйУ I 0е По внутренней '- —— —— —-. — о 40° ____________ ^___20° h " 70*-^-—' 40 < • •' ' -•• ' .'• '•'•• • '• V- ' ' '•. • •' '• ,:.' :.!. :>V(,iV.:-.' : • -';•': ' I'-.' V4. Рис. 252. Распределение давления по капоту при отклонении заслонок Давление, приходящееся на носовую часть капота, может доходить до ...,,., /»„-S3-?*-/*-, С:::%: -- - : а давление, действующее на капот по направлению полета, /'охр* 1*25-Ф- *г1*\ ?Ы ^ ;Г . f '...-•:. Л ' " ' '; '"'• '''"- 'I' ' ' '-Т' •- . •' • -. i . =:• v.'4 > ;\' ' ' "-' . V "•; • ; . '••''' ' •'" На заднюю часть капота действует давление до /W 3-2,5-P-J- «г/ж2. J ',_}•'• '' ' **'('••('" '' '"'' ' ' - ' Силы, действующие на капот, определяются как произведение давления на площадь. Для самолета, летящего у земли со скоростью 720 км/час (2№м/сек), давление, приходящееся на носовую часть капота и стремящееся разорвать капот, доходит до 7 500 кг/м2- Следует иметь в виду, что указанные нагрузки являются эксплоатационными. Для определения расчетной разрушающей 315 нагрузки нужно принять обычный запас прочности /='2, т. е. расчетное разрывающее давление в носовой части капота может доходить до шестикратного скоростного напора или, для рассмотренного примера, до 15000 кг/'м2. Для истребителей прочность капота рассчитывается на режиме пикирования. По нагрузкам, действующим на капот, рассчитывают конструкцию капота, кронштейны крепления, узлы капота и механизм управления створками регулировки охлаждения. Распределение воздушной нагрузки по поперечному сечению капота зависит от угла наклона самолета к потоку. По характеру распределения нагрузки по капоту в продольном и поперечном отношении определяются силы и их действие на силовые элементы капота. Нагрузки, действующие по шпангоутам капотов, находят в зависимости от положения шпангоута. V § 67. АЭРОДИНАМИКА КАПОТА От двигателя воздушного охлаждения должно непрерывно отводиться тепло, эквивалентное 40—50% эффективной мощности двигателя, т. е. Q-(250 — 315)-V/ Д ' ?!: ,;,. , х- Для отвода данного количества тепла необходимо, чтобы через капот прошло определенное количество воздуха. Количество воздуха, необходимое для обеспечения допустимых температур деталей, называется потребным количеством воздуха. На режиме подъема обычно возрастают температуры деталей двигателя, что иллюстрируется результатами испытания двух самолетов Ла-5 и «Тандерболт», приведенными на рис. 253. . ._ ,,.*...„,,. ,,, ,3- ъ to ъ Сз <§• I а-I Сэ I ! tj 1 ми 240 220 200 180 WO НО 120 100 „••"^i ^ ( .S ^ _^** */< / \ ^Сам ал em ЛА-L 5" . / / /\ ' . gx / г / / ^Тандерболт" 31 2 3 4 5 6 1 в 9 10 .11 К ,,,;.; Высота полета в км Рис. 253. Изменение температуры головок цилиндров на режиме скороподъемности истребителей 316 Испытания -.доводились при разных температурах наружного воздуха. При испытаниях самолета Ла-5 температура воздуха на уровне земли была +26° Ц. Данные кривые наглядно показывают, что при подъеме самолета происходит нарастание температур деталей двигателей. На режиме подъема двигатель развивает номинальную мощность, а скорость полета невелика, следовательно, при подъеме через капот проходит меньшее весовое количество воздуха. Количество воздуха, фактически проходящее через капот, называется р а с-полагаемым расходом воздуха. Если располагаемый расход воздуха меньше потребного, нормальное охлаждение двигателя не обеспечивается и температуры деталей двигателя возрастают. Располагаемый расход воздуха зависит от геометрических размеров капота, давления на входе и выходе из капота, скорости и сопротивления двигателя и капота. Потребный расход воздуха. Чтобы отвести от двигателя количество тепла Q кал/час, потребное количество воздуха определится по формуле Q , кг/сек, Gn — збоо • с. -U где с —теплоемкость воздуха (с —0,241 /сал//сг°Ц); Д? — подогрев воздуха при проходе через капот. Как уже указывалось, подогрев воздуха лежит в средних пределах 50—80° Ц. Потребные расходы на уровне земли для разных двигателей находятся в пределах 8—10 кг/сек. Для других высот потребный расход приближенно может быть найден так: -„ - *- 0B=>- ;: -: ' ' г _ Q _ 625000 _ Q '• < • [г/, ^ b/v ,:: п ~" 3600-^.Д/ " 3600.0,241 • 75" ~ ' ^сек. ^ - . 3. Определяем максимальный располагаемый расход воздуха на режиме подъема самолета на высоте, близкой к расчетной. По стандартной атмосфере *\н — 0»413 кг/м3. На режиме подъема ^ = 1,1. Тогда '''':•• ' • • .-, ••:.- - - - , i г "'• 7"~?---.,'•• . ;т " ' GP= ^-Тя!/ Ч- + — . V г < <*•• ^ • = 125.0,413 -I/ ^Г + F l>1 ----- = 125-0,413-0,126 .= 6,52 кг/сек. 0,2» ' 0,1й2 . .л- ' » • • ii y- . т V В данном случае нормальное охлаждение двигателя на режиме подъема невозможно, так как через капот может пройти меньше воздуха, чем требуется. 318 ••'' Для нормального охлаждения в данном случае необходимо установить вентилятор, который прогонит через капот недостающее количество воздуха. Надежное охлаждение двигателя обеспечивается в том случае, если располагаемый расход воздуха равен потребному. , Лобовое сопротивление. Полное лобовое сопротивление капота складывается из внешнего и внутреннего. Внутреннее сопротивление определяется так же, как и сопротивление капотов на радиаторы, т. е. •*вн = 2в[1-(1 +-?--)-?-], L V I н J J a J f __ Fa где Та — ~р~ — относительное открытие выходной щели; М » Fu —мидель двигателя в ж2; ; м а — коэфициент расхода воздуха. Коэфициент расхода воздуха определяется по следующей формуле: ,, и >, '" Ор а = vo' Т// • FM т. е. показывает отношение фактически проходящего количества воздуха к тому, которое прошло бы через данное сечение капота при отсутствии потерь. Как указывалось ранее, прикрытие выходной щели на больших скоростях приводит к уменьшению коэфициента внутреннего лобового сопротивления. Внешнее сопротивление капота увеличивает сопротивление самолета на величину Ьсх = 0,02, отнесенную к миделю двигателя. На режиме подъема открытие выходной заслонки должно обеспечить нормальное охлаждение двигателя. t Применение регулируемых заслонок на выходе из капота значительно уменьшает лобоное сопротивление силовой установки на режиме максимальной скорости полета. Неплотности в капотах увеличивают расход воздуха, не используемого для охлаждения, и приводят к большим потерям скорости. Для самолета со скоростью 550 км/час за счет неплотностей можно получить снижение скорости на 25 км\час. Для больших скоростей негерметичность капота приводит к еще большему снижению скорости. § 68. КОМБИНИРОВАННОЕ И ПРИНУДИТЕЛЬНОЕ < ОХЛАЖДЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ При большой высотности (выще 7 км) потребное количество воздуха, которое должно обеспечить необходимый тепло-отвод от двигателя, оказывается больше располагаемого, т. е. 319 того количества воздуха, которое фактически может пройти через данный капот. Так, ыри высотности 12 км потребное количество воздуха больше располагаемого почти вдвое. Для обеспечения проталкивания через капот потребного количества воздуха необходима установка дополнительных устройств в виде вентиляторов. Вентилятор работает хорошо при отношении окружной скорости к осевой скорости потока не меньше 2,5—3. На старых двигателях, работавших с небольшим числом оборотов, вентиляторы, насаженные на вал, работали в плохих условиях. Мощность, затрачиваемая на проталкивание воздуха через капот, между дефлекторами и цилиндрами, может быть определена так: ' . _VM = W . АЯ, '<"•'':>4.. ; ., *" '*''•' ' ' . ' ':'. )• где W — секундный расход воздуха в м?]сек\ , ' А/У— потеря напора в капоте в кг[м2. Мощность, расходуемая на охлаждение двигателя: N =c .p.^L .;-.-:-^.^-. ОХЛ ^Х 1 2 ' -'-'':• :. -. I".-':..,,'.' где сх— коэфициент лобового сопротивления двигателя в капоте; F—мидель капота; М ' ' f h>; V—скорость полета. ' ; v.;' -Y х Коэфициент полезного действия капота: :?";' ":*. У] - "* • -'.... ..-,.., ^К "охл ' ..V_:V.-M'^^? Мощность, затрачиваемая на охлаждение, замеренная на валу двигателя: .; ' ..Jirti^v-'vvv^^^iw^r-.iv д: = ^охл = ^м 1 Г1п • У5„ • 1В ЧК ' ^f где У]л — коэфициент полезного действия винта. Если охлаждение идет только за счет вентилятора, то мощность, затрачиваемая на охлаждение вентилятором: ^'^••^Пм-:?^ > - '' А/о - - У) J 'вент где У]вент — коэфициент полезного действия вентилятора. Можно сделать заключение, что принудительное охлаждение, если отказаться от использования напора потока, будет выгодно при ""'•'/: ,;.;:•; ',: Nz < Nlf '• •' . f, >:. ..;., . , . ' ,., /^ 320 .v •} или *ы <-_^м ^вент, Чк ' ^в ' откуда _ : ! -.• _ ' ! '•'..! у) <• Т]вент ^ ч. • Если бы коэфициент полезного действия вентилятора равнялся к.п.д. винта, то применение вентилятора всегда было бы выгодно. Для охлаждения двигателя на больших высотах, когда потребный расход воздуха больше располагаемого, применяют комбинированное охлаждение. При таком охлаждении часть воздуха прогоняется через капот за счет скоростного напора, а другая часть — вентилятором. Если потеря напора без вентилятора равняется Д//м, то при применении вентилятора, развивающего напор Д//вент потеря напора на охлаждение будет равна дя=д//и-дявент. Применением вентилятора можно уменьшить потери на охлаждение, однако при постоянном числе оборотов вентилятора на больших скоростях может происходить торможение потока. На самолете Фокке-Вульф-190 установлен вентилятор для охлаждения двигателя, однако регулировка охлаждения на этом самолете отсутствует. >,:и: 21—484 ГЛАВА СЕДЬМАЯ йн. ВСАСЫВАЮЩИЕ ПАТРУБКИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ § 69. КОНСТРУКЦИЯ ВСАСЫВАЮЩИХ ПАТРУБКОВ Использование скоростного наддува может значительно поднять высотность двигателя. Воздух для питания двигателя забирается специальными всасывающими патрубками. Ощутимые результаты в приращении высотности, при правильном расположении всасывающего патрубка на самолете, получаются на скоростях 400 км/час и выше. При скоростях полета 400—600 км/час высотность двигателя увеличивается на 600—1 200 м сверх расчетной. Использование скоростного наддува до расчетной высоты не вызывает увеличения мощности двигателя. Торможение потока на входе во всасывающий патрубок приводит к увеличению давления, а следовательно, к повышению температуры воздуха до нагнетателя. Нагнетатели имеют регулятор постоянства давления. Таким образом, давление на входе в двигатель не повышается, а температура возрастает, что ведет к некоторому падению мощности вследствие ухудшения наполнения двигателя. Выше границы высотности повышение давления на входе во всасывающий патрубок дает возможность поднять высоту, до которой сохраняется данное давление после нагнетателя. Расположение патрубков на самолете может быть различным, но во всех случаях входное сечение располагают в зоне, обдуваемой винтом. На двигателях воздушного охлаждения для входных отверстий всасывающих патрубков имеются заборники, помещенные на капотах (рис. 255). Заборники для воздуха, расположенные внутри капота (рис. 256), дают меньшее лобовое сопротивление, но и несколько меньший прирост высотности. При расположении входного отверстия в нагнетателе снизу всасывающий патрубок располагают в обтекателе также снязу капота. Наиболее эффективными являются всасывающие патрубки, выступающие дальше от поверхности самолета, но при этом лобовое сопротивление их растет. Всасывающий патрубок не- QO9 > - •- •••••'• • ' •••.'/•• '.' ' ..,.../ О?? • ,' . ' "' ' \' .•'.'•,., • , . • .. , ' '.-'-• обходимо располагать на самолете таким образом, чтобы создавался возможно больший прирост высотности, а на преодоление лобового сопротивления затрачивалась минимальная мощность. Материалом для изготовления всасывающих Рис. 255. Всасывающий патрубок с заборником на капоте Рис. 256. Всасывающий патрубок с за-борником в капоте патрубков является алюминий, сплавы АМц и электрон Патрубки присоединяются к фланцу двигателя на болтах. Внутри патрубка должна быть расположена сетка, предохраняющая от попадания посторонних предметов в нагнетатель, в особенности при расположении входных сечений вблизи земли. Гидравлические потери ©«утри патрубка должны быть небольшими, для чего переходы и повороты осу- ' ществляются плавными. При резких поворотах потока в самом патрубке необходима установка направляющих . лопаток. Всасывающий патрубок с направляющими лопатками изображен на рис. 257. В этой конструкции резкий поворот потока воздуха обеспечен направля- р и с. 257. Всасывающий патрубок с на-J r правляющими лопьтками ющими лопатками, вьшол- . v ценными из электрона. Большое распространение получили заборники для воздуха, расположенные в носовой части крыла, с последующим переходом к входному отверстию заборника всасывающей коробки нагнетателя. При таком расположении заборника значительно уменьшается потеря мощности на преодоление лобового сопротивления всасывающего патрубка. Общий выигрыш в высотности зависит в значительной мере от формы всасывающего патрубка. 1 * » , . » - f. •/'"|ii •" - •;!• •'•••'•••- 12* . • '•• ,' :f •' .:,•'-••• L ....-•- , ••. . ;,;.'.•: . , •:.'• OOQ ::•••••'. >' •••'..' .••.'.. :.• : „. , > • O-iO Всасывающий патрубок, расположенный на самолет© таким образом, что входное отверстие является продолжением поверхности самолета, приводит к снижению высотности. В патрубок в этом случае попадает заторможенный поток в результате трения о поверхности, лежащие перед входным сечением. Для увеличения высотности входные отверстия патрубков отдаляют от поверхности самолета. На одном из самолетов поднятие входа в патрубок на 20 мм дало приращение высотности на 200 м. Уменьшение влияния трения воздуха о поверхности перед патрубком может быть получено применением специально подбираемых обтекателей. На рис. 258 показан всасывающий патрубок с таким обтекателем. В данном случае получается М -М '^f.\-.f . . .• ...,-.• У*^;. ]v;: ;у. Рис. 258. Всасывающий патрубок с отводом заторможенного воздуха Рис. 259. Всасывающий патрубок с заслонкой: 1 — окно; 2 — зас.онка лучшее использование скоростного напора для повышения высотности двигателя. На некоторых самолетах забор воздуха осуществляется из носовой части крыла с одной или с двух сторон симметрично относительно оси двигателя, д, Чтобы при постановке сетки не увеличивать сопротивления всасывающего патрубка, иногда во входном отверстии его устанавливают заслонки, как показано на рис. 259. В задней стенке патрубка имеется окно. При повороте заслонки закрывается доступ воздуха спереди и открывается окно L Таким образом при работе на земле нагнетатель предохранен ст попадания в него посторонних предметов. В этом положении воздух попадает во всасывающий патрубок через окно 1. После взлета летчик движением специальной тяги устанавливает заслонку так, что она закрывает окно 1, открывая доступ воздуха спереди. ; ^ 324 ; •«г. На ряде самолетов имеются автоматические приспособления, открывающие сетку во всасывающем патрубке при убирании шасси или при достижении определенной высоты полета. Основными требованиями, предъявляемыми к всасывающим патрубкам, являются: 1. Повышение высотности двигателя за счет использования скоростного напора при минимальном лобовом сопротивлении. 2. Предохранение системы всасывания от попадания загрязнения при работе на земле. 3. Расположение патрубка не должно оказывать большого влияния на регулировку подачи топлива и воздуха как на земле, так и в воздухе. 4. Для обеспечения надежной работы двигателя при низких температурах воздуха и высокой влажности (более 50%), при расположении карбюраторов до нагнетателей необходимо применять подогреватели для воздуха (если это требуется для данного двигателя). Всасывающие патрубки могут быть: лобовые, выступающие и внутренние. Лобовые всасывающие патрубки устанавливают в носовой части крыла, лобовой части капота или других частях самолета, расположенных в зоне максимального статического давления. Такие патрубки оказывают небольшое влияние на скорость полета, имея небольшое лобовое сопротивление. Следует отметить, что очень близкое расположение всасывающего патрубка к воздушному винту приводит в условиях полета к некоторому нарушению качества смеси из-за наличия пульсирующего потока, в особенности при полете на больших высотах и больших мощностях. Меньшее влияние на регулировку состава смеси оказывает патрубок с шириной входного сечения в три-четыре раза больше ширины лопасти винта. На рис. 260 показаны различные варианты лобовых заборных отверстий всасывающих Рис. 260. Варианты заборных отверстий патрубков в лобовой части капота 325 патрубков. Более широкие входные сечения обеспечивают лучший воздушный поток в патрубке, так как при узком входном сечении лопасть винта, проходя мимо патрубка, почти полностью перекрывает его. Выступающие патрубки, расположенные на поверхности капота, фюзеляжа или мотогондолы, оказывают боль-' шее лобовое сопротивление, чем лобовые. Передняя кромка всасывающего патрубка должна быть закруглена и патрубок должен быть удален от поверхности на 10—30 мм. с плавным переходом от нижней кромки патрубка , &; поверхности самолета. Внутренние патрубки располагают внутри капотов для уменьшения лобового сопротивления, но так, чтобы в патрубок не попадал заторможенный поток. Не располагают патрубки за цилиндрами двигателя. Гидравлические потери патрубка не должны превышать 10—15% от скоростного напора. №•'; § 70. ПРИРАЩЕНИЕ ВЫСОТНОСТИ ЗА СЧЕТ СКОРОСТНОГО НАДДУВА Эффект использования скоростного наддува зависит от расположения и формы всасывающего патрубка. Как уже указывалось, патрубок не должен находиться в аэродинамической тени и в местах с заторможенным потоком. Если самолет движется со скоростью V(), то скоростной напор равен -__!', но так как патрубок располагают в зоне, обдуваемой .? винтом, а струя, отброшенная от винта, имеет скорость большую, чем скорость полета, то полный скоростной напор будет равен > : ' Я.т^, Т /--• ' а-АД #.•'/#-Г ••'№•.- , :? «•;. 4 ., • где а =1,05—1,1 для горизонтального полета; а = 1,1 —1,2 для режима подъема. В патрубке имеются внутренние потери, зависящие от его очертания, плавности перехода колен, размеров сечений в отдельных местах и других факторов. Если часть напора, теряемого в патрубке, обозначить через С, то для повышения давления на входе в нагнетатель или карбюратор можно использовать только напор т/2 .— р Vп (1— С)я-2-. Для выступающих патрубков без сетки'*-» 0,15; при расположении входного отверстия в зоне максимального давления 326 v можно получить уменьшение коэфициента потерь напора до значения C-s 0,08. Приближенно приращение высотности можно получить по формуле 'Y°.\* д//=.зб|^; м, \ де V) •— скорость полета Б км/час. Таким образом, если высотность двигателя была И — б 000 м и скорость полета 600 км/час, высотность в условиях полета получится Нр + АЯ = 6000 + 36 (-^Ц-)2 = 7296 м. Высотная характеристика зависит от скорости полета. На рис. 261 показаны высотные характеристики двигателя при отсутствии скорости и в полете на максимальной скорости Как видно из данных характеристик, чем больше приращение высотности, тем ниже мощность, развиваемая двигателем на WAC Нин Рис. 261. Высотные характеристики двигателя высотах ниже расчетной. Это объясняется тем, что скоростной наддув повышает давление на входе в карбюратор или нагнетатель, что приводит к повышению температуры, а следовательно, к падению наполнения и мощности. Однако выигрыш в высотности дает значительное приращение скорости полета на высотах, превышающих границу высотности двигателя. На рис. 262 дана кривая приращения высотности в зависимости от скорости полета при отсутствии потерь во всасывающем патрубке. Для учета потерь приращение высотности, полученной из кривой, умножается на величину 1 —С •••••'.'••• ' • . ' • ' '•• ••Л--":-.1^>Л 327 4W» vuuu 5200 2800 2400 2000 1600 1200 800 400 / / f / / / / / / у / X / .--- x" • С 100 200 300 400 -500 BOO 700 600 SCO tf *%» Рис. 262. Кривая приращения высотности в зависимости от скорости полета при С=0 § 71. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ВСАСЫВАЮЩЕГО ПАТРУБКА В зависимости от формы и расположения всасывающего патрубка на преодоление его лобового сопротивления расходуется большая или меньшая мощность. На высоте 5 000 м при скорости полета 500 км/час на сопротивление выступающего патрубка расходуется 5% мощности двигателя, а на скорости 700 км/час — до 10%. На высотах 10000 м затрата мощности на указанных скоростях полета составляет'соответственно 4—8%. Таким образом, при скоростях полета 700 км/час потеря мощности на продвижение патрубка достигает 10%. Для уменьшения потерь на продвижение патрубка стремятся к созданию патрубков с небольшим лобовым сопротивлением и с эффективным использованием скоростного напора. Коэфициент лобового сопротивления патрубка с„ = cv -f с . 'в* • ч I1} .. ' • ' > ' ' ••'/•• •>'> :; ] Внутреннее сопротивление патрубка зависит только от отношения скорости в выходном сечении патрубка к скорости полета. •>}•/ :- <ь .:-;','Н.!Лои •*вн '••; 2« л ^»!::, где va—скорость в выходном сечении патрубка, равная 60—80 м/сек, . Коэфициент внешнего лобового сопротивления зависит от расположения патрубка на самолете. 328 Площадь входного сечения должна быть равна 80—100% от входного сечения в карбюратор или нагнетатель. Она определяется по расходу воздуха: -. __ а • Lu'Ce'Ne *Bx~3600-Y#'vo' n м- где а — коэфициент избытка воздуха; L0 — теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания 1 кг топлива; CeNe — часовой расход топлива в кг/час; •удельный вес воздуха в /сг/ж3; скорость во входном сечении патрубка в м/сек; количество патрубков. На малых скоростях полета внутреннее сопротивление патрубка велико. Так, на скорости даже 160 м/сек cXdH = 0,8—1. Для предохранения от попадания посторонних предметов в наибольшем сечении патрубка устанавливают сетку под углом 45° к потоку. Сетку устанавливают с размерами Тя V- п • Вход шз'дуьог' Р и с. 263. Схема лобового патрубка с обтекателем: 7 — сетка; 2 — обтекатель ячейки 5X5 или 8X8 мм из проволоки 0,6—0,8 мм. Более частая сетка приводит к большой потере высотности. При частой сетке, установленной перпендикулярно оси патрубка, коэфициент потерь напора достигает значения 0,3 вместо 0,15 у патрубка без сетки. Требования, предъявляемые к установке сеток с точки зрения потери напора, состоят в том, чтобы сетка не давала превышения потерь напора во всасывающем патрубке на величину, большую чем 20%, от потерь напора в патрубке без сетки. На рис. 263 показана схема лобового патрубка с обтекателем. Между патрубком и приемником карбюратора или нагнетателя осуществляют телескопическое соединение с зазором в 1 мм* Сх Г)П 2$ on S* ь,Ц 1Я . „и*. X Р< ':''•'' ,•'•' • ' '. .'• • • ' • ',' •••;,.•••„>" :. ,-''•• '•:•:,- '••• '• :'• :::V;. , . . -••.- •'" 331 / Подъем удовлетворительно, так как не обеспечивают такого надежного смешения горячего и холодного воздуха, при котором невозможно обледенение или перегрев. Ввиду того, что: холодный воздух нагнетается под давлением скоростного напора, являющегося переменным в зависимости от скорости полета, а теплый воздух не зависит от скоростного напора, то при данном положении заслонки на режиме горизонтального полета или пикирования холодный воздух поступает в большем количестве, чем при том же положении заслонки на режиме набора высоты, когда он особенно необходим. Это хорошо иллюстрируется схемой (рис. 266), на которой показано нарушение подачи теплого воздуха в зависимости от режима полета самолета и положения дроссельной заслонки. / — положение на режиме подъема. Дроссельная заслонка частично открыта. Вследствие плохого обтекания воздушный поток не попадает во всасывающий патрубок, а подогретый воздух р большом количестве поступает к карбюратору. 2 — положение при горизонтальном полете. Дроссельная заслонка открыта полностью при том же положении клапана, регулирую' щего подачу теплого воздуха; теплый воздух поступает частично в карбюратор. ; 3 — режим планирова- ния. Дроссельная заслонка открыта частично. За счет большого скоростного напора и разрежения в карбюраторе в карбюратор поступает только холодный воздух; теплый не поступает вовсе, несмотря на то, что клапан в одном положении для всех трех рассмотренных случаев. Вследствие того, что теплый и холодный воздух посту- 332 , , : Горизонтальный полет Планирование Рис. 266. Схема подачи воздуха в зависимости от режима полёта и положения дроссельной заслонки ? пает независимо, он не успевает п^рем-ешаться и теплый воздух не всегда может предохранить от обледенения участок, где протекает холодный воздух. На рис. 267 показана схема всасывающего патрубка усовершенствованной формы со специальной направляющей, обеспечивающей хорошее перемешивание воздуха. Кроме того, теплый воздух, поступающий из внутренней части ка- •^ м^ю Теплый ^^J ^\ff\ ' Горячий Рис. 267. Схема всасывающего патрубка, обеспечивающего хорошее перемешивание воздуха пота, подвержен действию скоростного напора так же, как и холодный. Заслонка специальной формы обеспечивает следующие варианты подачи воздуха: 1 — поступает только холодный воздух; 2 — поступает теплый воздух, омывающий цилиндры двигателя; 3 — подается теплый воздух из внутренней части капота и горячий от подогревателя (соотношение подводимого теплого и горячего воздуха регулируется летчиком поворотом заслонки в зависимости от температуры); 4 — подается только горячий воздух от подогревателя. .-, Такая схема избавлена от недостатков обычной клапанной схемы всасывающего патрубка. На самолетах «Аэрокобра» система всасывания состоит из заборника холодного воздуха, заборника воздуха, проходящего через фильтр, и заборника с трубами теплого воздуха после радиаторов. Система всасывания обеспечивает в случае необходимости подогрев и фильтрацию воздуха. На рис. 268 показана схема подогрева и фильтрации всасываемого воздуха на самолете «Аэрокобра». Нормально воздух поступает через верхний заборник, использующий скоростной напор. При поступлении воздуха через фильтр / скоростной напор не используется. Подогретый воздух отводится 333 I Холодный нефильтро ванный воэаих Холодный возду* н фильтру Теплый воздух Рис. 268. Схема подогрева и фильтрации всасываемого воздуха на самолете „Аэрон-обра": 7 — воздушный фильтр; 2 — управление заслонкой; 3— управление переходной заслонкой; 4 и 6— гофрированные трубы; 5 — переходник от радиатора по двум гибким гофрированным трубам 4 диаметром 100 мм к дуралюминовому переходнику 5. В переходнике находится заслонка, управляемая из кабины. Заслонка регулирует подачу теплого воздуха. Из переходника теплый воздух по двум коротким трубам в поступает к передней стенке всасывающей коробки карбюратора. В коробке установлена заслонка. Для забора холодного воздуха во всасывающий патрубок карбюратора в обшивке фюзеляжа прорезано отверстие. В это отверстие поступает воздух в том случае, когда заслонка переходника закрыта, а заслонка коробки карбюратора открыта. В данном случае воздух проходит через фильтр, состоящий из двух сеток, между которыми находится слой металлической стружки толщиной 35—40 мм. Фильтр вставляется в переходник в виде кассеты. Из фильтра воздух по тем же трубам, по которым подводится теплый воздух, попадает к карбюратору. § 73. ПЫЛЕФИЛЬТРЫ ч;.;.'*;..; Для увеличения срока службы авиационного двигателя необходимо предохранить его от вредного влияния пыли и за- OQ А ••..••• • '. ••'••.'••.• ' >: -;- •' : ''*' • '' ••' ;' ' •' . 334 • , , •: ..- • •, •; ; '. '• '.......•'...;•; ;.,'••.;•;;•.'.•••:, •• грязнения, имеющихся в воздухе, в особености при эксгитоа-тации самолетов на пыльных аэродромах. В ряде случаев пыль поднимается в воздух на высоту 4 000—5 000 м. Попадание пыли через всасывающий патрубок вызывает быстрый износ нагнетателя, поршневых колец и цилиндра и может вывести двигатель из строя. Ресурс двигателя при работе в условиях плохой фильтрации воздуха может умэнь-шиться в восемь-десять раз. Основные требования, которым должен удовлетворять пылефильтр, следующие: 1. Хорошая очистка воздуха от пыли; коэфициент пыле-очистки, т. е. отношение веса задержанной пыли к весу ее, содержащейся в воздухе, проходящем через фильтр, должен быть не ниже 0,9. 2. Небольшие потери или малый коэфициент сопротивления. 3. Компоновка пылефильтра не должна ухудшать аэродинамики самолета. 4. Выключение пылефильтра при подъеме самолета; в кабине должно быть приспособление для управления фильтром в особых случаях, когда пыль обнаруживается на больших высотах. 5. Желательно^ автоматическое выключение пылефильтра. Коэфициент сопротивления фильтра должен быть не более 35 и определяется по формуле ''('•'' •'' г - _^Ф_ Ч ' 9 » г,--' р !1 2 где Д/7ф — падение давления воздуха при проходе через фильтр; ):... i/J—скорость воздуха на входе в пылефильтр. На рис. 269 показана схема расположения сеток на пыле-фильтре, состоящем из крупной сетки 1 с размером ячеек 20 мм, которая служит для прикрепления к ней фильтрующих слоев при помощи крючков 4. Фильтр смачивается моторным маслом; таким образом, мелкая пыль оседает на первых десяти слоях сетки, сплетенной из тонкой сплющенной стальной проволоки. Сетки гофрированы во взаимно перпендикулярных направлениях, что обеспечивает проход воздуха. Для задержания крупной пыли, прошедшей через все десять слоев сеток, за ними устанавливаются еще шесть слоев мелкой сетки. Фильтр работает лишь при движении воздуха от крупных сеток к мелким, так как при обратном движении воздуха мелкие сетки быстро засоряются. V:;-. .-•-... •. . '. : "- ,/( ^ 335 / ^ 1 1 i I 1 i 1 1 ? Ж ? I? !>) )) ^1 УП р V X Л 1 1 1 *• « } ) I < < \ 1 //// ? 7 \ (< (< (< V (4 1 1 >/ 1 ч с. >/ ) \ 7- V 1 1 1 и KpoMe металлического фильтра имеются также вискозные пылефиль-тры, смоченные моторным маслом. Фильтр из вискозы собирается в гармошку на тонком проволочном каркасе. На рис. 270 показаны характеристики сетчатых фильтров по коэфи-циенту пылеочистки и сопротивлению их при скорости воздуха 5 м/сек в зависимости от времени работы. Увеличение скорости снижает эффективность пылефильтра; уменьшение угла встречи потока с фильтром увеличивает коэ-фициент сопротивления. Установка пылефильтров на самолете На рис. 271 приведены два варианта установки пылефильтров на самолете: выключающийся (фильтр и невыключающийся. В первом варианте (рис. 271, вверху) фильтр / располагается впереди патрубка 2 и не выключается во время полета. Рис. 269. Схема расположения сеток в пыле-фильтре: / — крупная сетка: 2 — мелкая сетка: Ь — шесть слоев мелкой сетки; 4 — крючки К W U •$з ш> .«• ^g 0,9 .«— Крупная пыль. —Мелкая пыль О ю I^V Время в мину max kVf-'.'i, Ч'.^Щ!;:'; . Я! Р и с. 270. Характеристики сетчатых фи/ьтров: 7 - фильтр малого сопротивления; .? — фильтр большого сопротивления „,___, •I- 336 Во втором варианте (рис. 271, внизу) имеется управление, открывающее заднюю заслонку 7 с одновременным закрытием передней заслонки 5 и наоборот. Фильтры расположены под углом к набегающему потоку. ^ В карбюратор Рис. 271. Варианты установки фильтров на самолете: 1 — фильтр; 2 — всасывающий патрубок: 3 — обтекатель; 4 — фильтр; 5 —передняя заслонка; 6— капот; 7 — задняя заслонка; 8 — привод На скорость полета установка фильтров практически влияния не оказывает. Изменение наддува и высотности при установке фильтров в обоих вариантах приведено в табл. 20. ^'; Таблица 20 Падение наддува и высотности при установке фильтров Типы патрубка и фильтры Падение налдува в мм рт. ст. Падение ВЫСОТНОСТИ в м Стандартный патрубок о 0 Вариант первый с фильтром ......... 24 230 Вариант второй с филь- 61 430 Вариант второй с выключенным фильтром . . . 2,5 16 Как видно из табл. 20, во втором варианте с выключенным фильтром высотность практически остается без изменения. Кроме того, благодаря резкому повороту потока воздуха при подходе к фильтру крупные частицы пыли пролетают по инер- 22-484 ~ . """.'•'•"" ' 337 ции мимо входного сечения фильтра и фильтр меньше загрязняется. Вариант сухого пылефильтра с большой толщиной фильтрующего слоя, выполненного из тканей, показан на рис. 272. Расчет площади такого пылефильтра производится по допустимой скорости воздуха, проходящего через него, которая не должна превышать г/ф = 4,5 м/сек. Скорость прохода воздуха через фильтр значительно меньше приведенной, так как фильтр обычно устанавливается под углом к потоку. Рис.272. Фильтрующий эл< мент|сухого пылефильтра за Элемент фильтра ? J Рис. 273. Схэм! гшлеф 1льтрл В зла Таким образом, зная количество воздуха, потребное для двигателя в единицу времени, легко определить площадь фильтра. Потери напора правильно подобранного фильтра не превышают 30 мм вод. ст., или 0,003 кг/см2. Вес такого фильтра составляет около 1 кг на 1 000 л. с.\ вес американских фильтров с масляной пленкой составляет 1—1,8 кг на 1 000 л. с. Постановка фильтров обеспечивает полную выработку ресурса двигателей. Ресурс двигателей, работающих на пыльных аэродромах без пылефильтров, значительно снижается и может составить 10—20% от нормального. Кроме указанных типов, имеются также фильтры, работающие по принципу использования центробежного эффекта при резком повороте воздуха, проходящего через сетку. Так устроен пылефильтр Вема (рис. 273). Фильтр работает так: воздух попадает в фильтр с резким поворотом, вследствие чего частицы пыли прижимаются к желобкам, теряют скорость и поступают в пылесборник. Малый объем пылесбор-ника ухудшает работу пылефильтра, так как из-за завихрений пыль поднимается кверху и засоряет фильтр. Сетки фильтра смачиваются маслом. Такого типа фильтры хорошо задерживают песчаную пыль размером пылинок 150 микрон и более. 338 !*'•№ ;;vV'' При очистке воздуха от мелкой пыли (в виде золы) с размером пылинок 100 микрон пылефильтр Вема работает неудовлетворительно', так как больше 30% пыли пропускает во всасывающий патрубок. На ряде самолетов устанавливают автоматически выключающиеся пылефильтры. На рис. 274 показана схема работы всасывающей системы с автоматически выключающимся 2 3 в Рис. 274. Схема работы всасывающей системы с автоматически выключающимся пылефильтром: А — на пыльном аэродроме (фильтр включен); Б — в полете (подогрев и фильтр выключены); В — при включенном подогреве; / — переднее окно пр-.емника; 2 — сегментная заслонка; 3 — неуправляемая заслонка; 4 — фильтр; 5 — заднее окно приемника; 6 — нижнее окно воз^ухозабор-ной коробки; 7 — приемное окно; 8~ выходное окно для горячего воз- !д>ха пылефильтром. Верхняя схема показывает работу всасывающей системы на пыльном аэродроме. В этом случае перекрытием переднего окна 1 приемника обеспечивается поступление воздуха через заднее окно 5 и через фильтр 4. Под действием разрежения неуправляемая заслонка 3 открывает доступ воздуху через нижнее окно 6 воздухозабор-ной коро-бки к двигателю. В полете, когда обогревом всасываемого воздуха не пользуются, сегментную заслонку 2 поворачивают так, чтобы она закрывала выходное окно 8 для горячего воздуха; под дей- 22* 339 •'' «Y,, -:•,::':•>'• V; (•>•/• '' : i ;'• ,,'•' ,;'. .'.•'•.-q-'V'1 •' I ft,, ч ствием скоростного напора неуправляемая заслонка 3 закрывает отверстие для прохода воздуха через фильтр, и воздух попадает к двигателю. В случае необходимости использования подогрева воздуха сегментную заслонку поворачивают на закрытие окна 1 и открытие окна 5; подогретый воздух в этом случае попадает в двигатель. Воздух подогревается от выхлопных газов и при включенном фильтре; для предохранения выхлопного патрубка от перегрева холодный воздух из окна 1 поступает в приемное окно 7 для охлаждения. § 74. ВСАСЫВАЮЩИЕ УСТРОЙСТВА РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Степень использования скоростного наддува в реактивных двигателях играет важную роль в получении тяги. В прямоточном воздушно-реактивном двигателе давление в камере сгорания определяется значением скоростного наддува, так как все сжатие воздуха получается в нем только за счет использования скоростного наддува. В турбокомпрессорном воздушно-реактивном двигателе в обычных условиях компрессор сжимает воздух на 70—75%, а остальная доля сжатия (25—30%) приходится на скоростной напор. Таким образом, в случае неудачной конструкции всасывающих устройств с большими потерями напора можно получить в полете значительное снижение тяги двигателя. Аналогично тому, как это было рассмотрено в § 69 основными требованиями, предъявляемыми к всасывающим устройствам реактивных двигателей, следует считать максимальное использование скоростного напора при минимальном внешнем сопротивлении всасывающих устройств, а также получение равномерного скоростного поля перед входом воздуха в компрессор двигателя. Максимальное использование скоростного напора получается в случае расположения двигателя не внутри самолета, но при этом значительно увеличиваются потери на преодоление лобового сопротивления двигателя. С точки зрения лучшего использования тяги, развиваемой двигателем, является расположение его внутри самолета, так Как снижение тяги от потерь во всасывающих каналах в этом случае меньше сказывается на скорости полета, чем сопротивление всего двигателя, подвешенного под самолетом. На рис. 275, 276, 277 показаны варианты всасывающих каналов при расположении двигателей внутри самолета. Чем плавнее осуществлены каналы подвода воздуха к компрессору, чем меньшая длина каналов и чем лучше осуществлен входной участок, тем меньшие потери могут быть получены. 340 Рис. 275. Схема расположения всасывающих~каналов сбоку фюзеляжа Рис. 276 Схема забора воздуха из крыльев Требования, предъявляемые к каналам, можно определить так. ; ; :' ; 1. Конструкция каналов и заборников не должна оказывать большого сопротивления. 2. Конструкция каналов должна быть простой, каналы не должны мешать подходу к агрегатам двигателя. 3. Повороты и переходы должны осуществляться плавно, внутренняя поверхность каналов должна быть гладкой, без выступов. Каналы должны быть герметичными для уменьшения внутренних потерь. ,,,,,, -,-,„,., ^ ...... ' '-.:;-• . - • Ч • ' Г341 Рис. 277. Схема забора воздуха из носовой части фюзеляжа 4. Вес каналов и всей системы всасывания должен быть небольшим. 5. Забор воздуха должен осуществляться из таких мест, в которых можно получить максимальное использование скоростного напора. Скорость во входном сечении канала для современных двигателей находится в пределах 80—110 м/сек. Канал должен иметь плавное расширение от места входа до компрессора с углами, не превышающими 8°, при этом местные потери можно получить сравнительно небольшие.- Как известно, полные потери складываются из местных потерь и потерь на трение, определяемым по формулам, которые приведены в главах по топливным и масляным системам. В плохо осуществленных входных участках с резкими поворотами потери скоростного напора могут доходить до 40% от полного скоростного напора, что может дать уменьшение тяги на 11—15%. Если определены потери напора во всасывающих каналах реактивного самолета, то приближенно можно оценить снижение тяги по следующей формуле: 0,3). 4" 4? = (0,26 где А/?—потери напора в каналах; РЛ' _ полный скоростной напор; АР— уменьшение тяги двигателя; • Р — исходная тяга-двигателя без потерь во всасываю-: щих каналах, или .10% потерь от скоростного напора приведут к снижению тяги двигателя на 2,6—3%. ..,.,--;., 342 •Л"' Г Л А В А, В О С Ь М А Я ВЫХЛОПНЫЕ УСТРОЙСТВА § 75. КОНСТРУКЦИЯ ВЫХЛОПНЫХ ПАТРУБКОВ На современных самолетах отработанные газы отводят от двигателя при помощи выхлопных устройств. Отводимые от двигателя газы имеют температуру 700—750° Ц, поэтому они не должны омывать поверхности самолета. Выходные сечения выхлопных устройств должны отстоять от поверхностей самолета с фанерным покрытием на 80—100 мм, а с дуралю-миновым покрытием — не менее чем на 40 мм. В том случае, когда выхлопные газы направляются в турбокомпрессор, необходимо поверхности самолета, омываемые отработанными газами из турбокомпрессора, покрывать специальными металлическими листами. -,.• ' Выхлопные устройства выполняются или в виде коллекторов, объединяющих несколько выхлопных патрубков, или в виде отдельных патрубков, прикрепляемых к каждому выхлопному окну двигателя. Отводимые от двигателя газы не должны проникать в кабину, так как они содержат соединения СО, свинца и могут вызвать отравление экипажа. Материалом для выхлопных коллекторов являются жаростойкие стали. Выхлопные коллекторы или отдельные патрубки изготовляются из листового материала; отдельные элементы их соединяются при помощи сварки. Длина коллектора должна быть возможно! меньшей, чтобы изменения температур не вызывали в нем трещин; для этой цели отдельные элементы коллектора соединяются при помощи муфт, стягиваемых специальными хомутами. При большой длине выхлопных коллекторов устанавливаются специальные узлы для их крепления к самолету. Толщина листового материала, из которого изготовлены коллекторы, обычно не превышает 1,5 мм. В зависимости от типа двигателя применяются выхлопные устройства различной конфигурации. Звездообразные двигатели имеют общий выхлопной коллектор с одним или двумя патрубками для отвода газов. Так как в звездообразном двигателе выхлопной коллек- :.:,".: ' • ,;;• " •-•• . , , • • ' • ,v:v-- '••....." •• 343 тор располагается внутри капота, то должна быть обеспечена его обдувка охлаждающим воздухом. Выхлопные газы могут быть использованы для обогрева кабин, подогрева воздуха, входящего в карбюратор, и других целей. При использовании их для подогрева изготовляют подогреватели, охватывающие выхлопные коллекторы. Между подогревателем и выхлопным коллектором проходит воздух, подогреваемый до необходимой! температуры. Для заполнения баков выхлопными газами в коллектор вваривают заборную трубку, установленную перпендикулярно потоку газов. Из этой трубки отработанные газы по системе заполнения ПОПа- Ри.:. 278. Выхлопной коллектор Уозразного двигателя дают в бензиновые баки. Для газоанализаторов глзы забираются из выхлопных коллекторов двумя трубками, из которых одна приварена к коллектору, а другая, -входя внутрь коллектора, направлена перпендикулярно потоку газов. Доступ к выхлопным коллекторам должен быть легким. Срок службы выхлопных устройств невелик, поэтому замена коллекторов или патрубков должна осуществляться быстро. На рис. 278 показан выхлопной коллектор V-образного двигателя, в котором выход газов расположен против крыла, что вызвало необходимость значительно: удлинить коллектор и обеспечить ему дополнительную опору на крыле. Отработанные газы имеют высокую температуру и большую скорость. Использование энергии вытекающей массы газов может дать большой прирост тяги. Хорошо подобранное сечение выхлопного патрубка и направление газов против полета дает реактивный эффект, составляющий 10% от располагаемой мощности, а на больших высотах выигрыш может быть еще больше. На рис. 279 изображен выхлопной коллектор звездообразного двигателя, выполненный из ряда секций, соединенных между собой стяжными муфтами-хомутами. Внутрь данного коллектора введена труба для подогрева воздуха, поступаю- 344 ,. • . , . • . •- : " , >".•': щего в карбюратор. Выход для газов сделан общим из всего коллектора. На рис. 280 показан выхлопной коллектор, установленный на самолете «Тандерболт», состоящий из коллектора /, патрубка 2 перепуска выхлопных газов, выхлопного трубопровода 3 и патрубка 4, служащего для присоединения к турбокомпрессору. На данном самолете выхлопные газы попользуются для вращения газовой турбины турбокомпрессор а, р-аспо -ложенно'й в конце фюзеляжа. Так как в отработан- р и с. 279. Выхлопной коллектор звездо-ных газах имеются пары t образного двигателя воды, то коллекторы подвергаются коррозии и часто перегорают, поэтому при послеполетном осмотре обязательна проверка крепления коллектора и его состояния. Болтовые соединения фланцев выхлопных коллекторов, посредством которых последние крепятся к фланцам двигателя, необходимо смазывать графитной мазью. Графит •< -* г &-йо9 воздуха Рис. 280. Выхлопной коллектор с отводом газов к турбокомпрессору: Г— коллектор; 2 — патрубок перепуска выхлопных газов; 3 — выхлопной трубопровод; 4 — патрубок для присоединения к турбокомпрессору 345 со U--О5 f »•*• """"• • • •—•--———• ------------ — . - — — ^, — — * — — - • • 1 -«1 ^ _&- _?- _? JJ -ф- -Ф- -^- -f- -ф- -^ -ф--ф- ч >- -*- ПР3*5?!" f п Г? ~1 (-И ------------------ 1Ц-. -,Ц .... I Nsx---.^-»^/ ЧУ^ *• ~- • "»ГЛ а А^-Ч= ----------- ^> — i-t -U JI J И" ф- -f- -0- -<Я 1 ! -Ф -^ -f" -4- -f < > -?- Ч> -^- -О- | \ JL.J боковина полота | fltfd «a„-4" /ч/:/ Рис. 281. Выхлопные патрубки с кожухом для охлаждения и с выходом газэв под углом к потоку устраняет заедание гаек на болтах и ускоряет снятие патрубков. На многих самолетах применяются индивидуальные выхлопные патрубки. Чтобы уменьшить лобовое сопротивление патрубков, вокруг них устанавливается кожух, в который направляется встречный поток воздуха. Для лучшего использования силы реакции следовало бы направить выхлопные газы по потоку, но это привело бы к тому, что патрубки пришлось бы разносить далеко от мест крепления; при таком расположении выхлопных коллекторов увеличивается лобовое сопротивление, что значительно снижает обшин выигрыш в реактивной мощности. Для уменьшения лобового сопротивления в некоторых конструкциях (рис. 281) выхлопные газы направляют под некоторым углом к направлению полета. При этом используется не вся энергия отработанных газов, так как часть силы направлена перпендикулярно потоку. В данном примере направление выхлопных коллекто- р и с. 28?. Патрубок с фланцем креп-ров с линией полета соста- ленкя к двигателю вляет 20°. Для обдувки выхлопных патрубков они заключены в кожух с общим окном для выхода газов. Переходы в коллекторах должны выполняться плавными для уменьшения потерь энергии в самом патрубке. В патрубках, показанных на рис. 281, площадь для выхода газов составляет 56% от площади входа. Индивидуальный патрубок выполняется из двух частей, сваренных между собой (рис. 282); к патрубку приваривается фланец для крепления к двигателю. Несколько меньшие по: тери в выхлопном патрубке получаются при более плавном очертании его. Рис. 283. Соединение частей выхлопного коллектора , 4 347 У патрубка, изображенного на рис. 282, радиус по средней линии больше удвоенного гидравлического диаметра и сечение выхода эллиптической формы. Соединение отдельных частей выхлопного коллектора, общего для целого блока двигателя, изображено на рис. 283. Рис. 284. Реактивные выхлопные Рис. 2^5. Выхлопные патрубки патрубки с заборником для протока воздуха На рис. 284 видны выхлопные реактивные патрубки. На некоторых самолетах выхлопные патрубки устанавливают в капоте с заборниками для протока воздуха (рис. 285). § 76. РАСЧЕТ РЕАКТИВНОГО ВЫХЛОПНОГО ПАТРУБКА Сила реакции вытекающего из выхлопного патрубка газа определяется из уравнения количества движения так же, как и для реактивных двигателей: а Р = Af - С - сек а сек g -С а» где Р-— реактивная сила в кг; М сек секундная масса отработанных газов в кгсек*1м; сек g— ускорение силы тяжести в м/сек2; > выходном сечении коллектора (/„.. — секундный расход газа в кг/сек; Са—скорость газа в в м/сек. При использовании силы реакции отработанных газов скорость полета самолета должна возрасти на величину AVmax> Воздушный винт на режиме максимальной скорости полета развивает тягу Ф = 75 . Ne • Y] V. max где Y) .348 коэфициент полезного действия винта, .г; Выхлопной патрубок увеличивает тягу на величину Силы реакции, и суммарная мощность может быть определена так: (Ф+РИУ+ДУ). = f^ Д- 75 • f\ е^ R' Так как приращение скорости AV не превышает 2—3% от максимальной скорости полета, пренебрегаем членами с множителем А1/, тогда N Р^Л:С. R /О • YJ и реактивная мощность, не приведенная к мощности двигателя, будет /V- —=-^.C.V ^R~ /о 75 -g ^а ' Как видно из полученного значения, реактивная мощность будет тем больше, чем больше скорость полета и скорость газов на выходе из патрубка. Для увеличения скорости выхлопных газов нужно уменьшать выходное сечение патрубка, что приводит к возрастанию противодавления на выхлопе и к падению мощности двигателя. Для нескоростных самолетов увеличение скорости газов Са не приведет к увеличению скорости полета, так как потеря мощности двигателя за счет противодавления на выхлопе будет больше реактивной мощности. Пока не был разработан метод расчета выхлопного патрубка, подбор диаметра выходного сечения и размеров всего патрубка производился на основании статистических данных. Объем кольцевого коллектора для двигателей воздушного охлаждения должен составлять 0,45—0,65 от рабочего объема цилиндров. Для двигателей жидкостного охлаждения выходное сечение составляло: fa = (0,29- 0,32) N?CM\ При таких сечениях выхлопные газы имели примерно следующие скорости: , u v>s, — для высоты Н = 0 Са=125 м!сек\ — для высоты Н = 4000 м Са = 200 м'сек\ — для высоты Н = б 000 м Са =- 300 м'сек. На современных самолетах площадь выходного сечения составляет Л=(0,13-0,2)Л/^и2 Эти размеры обеспечивают скорости газов в выходном сечении патрубка у земли Са = 200 м/сек, на высоте 4 000 м Са =350 — 375 м/сек. 349 При этом потеря мощности за счет противодавления достигает в полете на больших скоростях всего 0,5—1%; на малых скоростях (взлет)—5—7% мощности двигателя. Если потерю мощности двигателя от увеличения противодавления обозначить через Д-\,, 1Ю потеря тяговой мощности будет: Д/Vi). Оптимальный патрубок подбирается, исходя из условий получения максимальной полезной реактивной мощности, т. е.: (Л^-Д-Ч..*)) max' На различных «режимах и высотах реактивный патрубок дает разный эффект, поэтому подбор сечений патруб?;а производят для одного какого-либо режима полета на заданной высоте. 2JO ЗиййРмм рт.ст Рис. 286. Изменение мощности мотора Испяно-Сюиза 12 Ybrs на разных оборотах в зависимости от протизодааления на выхлопз На основании экспериментальных данных можно принять, что повышение противодавления на 30 мм рт. ст. соответствует потере мощности в 1 %. дл/'» = ШГо л. • Эта зависимость подтверждается графиком (рис. 286), на котором приведено изменение мощности двигателя Испано-Сюиза на разных оборотах, в зависимости от противодавления на выхлопе. Выхлопной патрубок подбирается, таким образом, с учетом выигрыша от реактивной силы и потери мощности, получающейся за счет увеличения противодавления на выхлопе. Для определения оптимальных скоростей газа на выхлопе из выхлопного патрубка строятся графики (рис. 287). Зная скорость газов в выхлопном сечении и количество проходящих газов, легко определить сечение выхлопного коллектора. !-» 350 <70 »60 *50 /40 /ЛО J20 f^O JOO SO 50 70 60 50 40 30 BO ш МП ) 1 • — г— с pwi 1 sf ., r> ti ^ ??п . -> X \ - ;/ ?1f> \ / \ / / ^ у ?f?f \ / / r \ / f ton \ \ X / r / r \ -f ,^ у / f $ ^y IP Л \ \\ s/i f ,/ / "0 jf i/ /00 ^ \ -? ^_ / ^ / / / / / ЦП у г r i / s /1 / / / ilu v '"\ 3- / ' / / f / Л 1КП I \ со" V 1 \ / / / Л *> wu \ Л \ \ / / / I 14 Г \ -5-\\ \ s \ / 7 1 I/' / / / v 2 \ , \ \ / / 1/ / / '/ / u.n \ 1 \ \ \ \ / V Y' X* ^ / 1 fe iW N V \ ^ s t / / 1 / _> i 7 ъ ? v> S \ \ ? ч S 1 3/ / / ?r" $ A .4 ^ \ v s \ / Л V_ / / 1 / xl / Y A i?n s s k ^J / > f j\ / X /^ ' /, Л ^ nft \ s / S \ / r s X r 4* < Л ^ /1 /^ r л ъ j5x V, / У • I/1 ч s ^ / * / / A * " /' ^ ' ^ -в* к x*^ ^ / / ^ xl f Ь > / / / К / ^J -^ ч -J Ц / ч s^ ?_^ / $ / / / / NJ \/ 'Ч < ^* N r ^ // ^, > -->»i ^ 4 So un f r / ^ / _> / s ЧХ x \ LJ ^ *.J *> V ./ / > x *s ** »-- ^ аи ]/ / 1/ s ?i^ ,* X ч _^ x^ ^ ^ / У / ж >J и ^-" -•-, *--. on /, / /1 X ^ S rf- ^"r K^ >< /^ X $ ^ V ^ •^v •-^. oi/ / ', / V s X ^ ,^- X .*< fl 7< A л s -^ *^. ТЛ / /, / / / S -> -rrf ^ /^ ЛВ p ^ > > ^ *^4, _|V. ^ ^ •*. ---I en / H fj X х-*- -»* ^— • ^ U-* ^ И _^--И -^ х^ Li--" -^ {-^ ,^1 — , *^, •--fc UU A ? >" f-* *** »^~ r*~ »-^* pg-|,U / / 1 •**. A * <** SS ё -* u [L _/ f 1 100 ZOO 300 Ш 500 600 Са(м/сен) Рис. 287. Графики для расчета выхлопных коллекторов >;V5iii,- V В том случае, когда скорость газов на выходе превышает скорость звука . ;.; ; Са> 18,31/77, форма выхлопного коллектора должна быть осуществлена в виде сопла Лаваля, сечение которого сужается, а затем расширяется до размеров выходного сечения. Угол расширения должен лежать в пределах 8—12°. По графикам, приведенным на рис. 287. определяется опти- ..:-- ".:•..-,. ",••:•• • • ;."..:•">•"•:''' • •-. 351 малЬнбе сечение Ёьлхлбпных коллекторов на выходе газа при следующих условиях: Температура газов при нулевой скорости....... Т0 = 827 °" Ц Мощность двигателя..... Ne = 1 000 л. с. Расход выхлопных газов . . . Осек -= 1 кг/сек Число выхлопных коллекторов ...........п =2 На рис- 287 нанесены кривые ДАГМ и NR в зависимости от Са для высот Я = 0,2,4 и 6 км. Для построения кривых коэфициент полезного действия винта принят "/] = 0,75. Рассмотрим пример пользования графиками. Пример. Определить размеры выходного сечения выхлопного коллектора для самолета-истребителя с двигателем мощностью Ne^=-\ 200л. с. на высоте // = 4000 м. Максимальная скорость полета Vmax -= 700 км/час. Расчет производится по графику для двигателя с N(H= 1000 л.с. и затем площадь выхода пересчитывается в зависимости от мощности. Для расчета проводим касательную к кривой Д.УМ = f(Ca) для высоты //=4000.*, параллельную прямой NR = f(Ca), соответствующую скорости V:=700 км/час. Для улучшения условий взлета и режима подъема считаем, что мы используем силу реакции меньше на 1% от мощности двигателя, что от 1000 л. с. составляет 10 л. с. Эту величину откладываем из точки касания А кверху в масштабе ДУУ и проводим прямую, параллельную касательной. Пересечение этой прямой с линией ДЛГМ =*f(Ca) в точке В для высоты 4000 м дает искомую скорость на выходе: Са = 350 м/сек. Имея точку В, по оси ординат определяем потерю мощности: ДЛ^.у] = 22 л. с. Приращение реактивной мощности NR~ 93 л. с. Общее приращение мощности: NR — AWM v] =- 93 — 22 = 71 л. с., что в процентах от мощности, для которой произведен расчет, составляет 71 КООг) = 9,46%. Таким образом, прирост мощности за счет использования реакции выхлопных газов в данном случае составляет около 10%. Пересечение вертикальной линии с кривой Da =ДСа) для высоты Н =• 4000 м определяет D — 102 мм. Для мощности Ne — 1 200 л. с. диаметр коллектора *-» У-Г 1200 110 = 112 мм. При условии постановки на двигатель двух общих коллекторов суммарная площадь их равна: nDl 3,14-11,22 ^« = 2-^- = 2----------- = 197 см', 352 .. V- V ' ' • •'. ' ' .'•" ••-' ". .' '.:,:,' :"•' удельная площадь выхода >=-Й-=тж = °'1642""/^- Аналогично могут быть рассчитаны индивидуальные патрубки, но только с учетом мощности, приходящейся на один патрубок. Для увеличения реактивного эффекта иногда выхлопные газы направляют в выходное сечение капотов водяных радиаторов, увеличивая кинетическую энергию вытекающего из капота воздуха за счет его подогрева. Правильно подобранные реактивные патрубки могут привести к повышению мощности за счет использования силы реакции при скорости полета 1^тах — 600 км/час: — на высоте // = 4 км^аа 9%; — на высоте Н = 8 км ~ на 13%; — на высоте И — 12 км^яа 17%. При больших скоростях полета прирост мощности может дойти до '25%. §77. СРАВНЕНИЕ ВЫХЛОПНЫХ КОЛЛЕКТОРОВ С ИНДИВИДУАЛЬНЫМИ ПАТРУБКАМИ Из выхлопных коллекторов, объединяющих ряд цилиндров, газ вытекает непрерывным и равномерным потоком. При постановке индивидуальных патрубков поток получается пульсирующим и скорость выхода газов меняется от максимального значения в начальный момент выхлопа до нуля в конечный момент выхлопа. Пульсирующий поток обладает рядом преимуществ перед непрерывным потоком. : В индивидуальных патрубках лучше используется энергия газов, чем в коллекторах, потому что среднее значение скорости в индивидуальном патрубке больше, чем в коллекторе. Кроме того, противодавление при индивидуальных патрубках меньше, так что расширение газов приводит к лучшему использованию энергии выхлопных газов. Улучшаются также условия очистки камеры сгорания и увеличивается наполнение двигателя. Потеря мощности за счет противодавления на выхлопе при индивидуальных выхлопных патрубках ничтожно мала, в то время как на двигателе с коллектором она может достигать 2—5% от эффективной мощности двигателя. Н-а рис. 288 приведено сравнение в использовании реактивной мощности выхлопа, создаваемой индивидуальными патрубками и коллектором. Как видно из данных кривых, лучшее использование реакции выхлопа получается при поста- 23-484 - . ' : 353 новке индивидуальных патрубков. Пунктирная крив-ая показывает изменение реактивной мощности, создаваемой коллектором, подобранным для высоты полета 10 км. Рис. 288. Изменение по высоте реактивной мощности, создаваемой индивидуальными патрубками и коллектором V : - _ &N°/o r°ffp ------- /75-'W Ю5 ЮО 95 90 85 80 75 ^ ^ в& Uj^T\c b ^ №& №• r\ (СГ-\* ^***\ Hiv>. \ "<\ \3~" k _^ \ Г \ V * V s > ^ \ \ S\ Ъ" * k \ \ N — 4— \ К ------ \ _A_ — °4-\ 0123 в WM Рис. 289. Сравнительные вы-сотные'характеристики двигателя с использованием реакции выхлопа при индивидуальных патрубках и коллекторе 354 Нм 6 5 4 3 2 ; ч 1 «%ae ""Arc ^s 4 —&V30 2 '( \ 7/, '?? f~' V =20-22 /J\ I -J- V/ V 00 4-50 500 550 600 V Щ Рис. 290. Результаты летних^испы-таний самолета с отдельными патрубками и коллектором Масштаб справа дает оценку выигрыша реактивной мощности в процентах от земной эффективной мощности двигателя. На рис. 289 даны сравнительные высотные характеристики двигателя с использованием реакции выхлопа при установке индивидуальных реактивных патрубков и реактивного коллектора. На рис. 290 приведены результаты летных испытаний самолета с двумя системами выхлопа. Кривая 2 соответствует установке коллектора, кривая / — установке индивидуальных; реактивных патрубков. Из рисунка видно, что даже на небольших скоростях полета использование реакции выхлопа при отдельных патрубках приводит к увеличению скорости полета на 4—4,5%1 по сравнению с коллектором. § 78. ВЫХЛОПНЫЕ КАНАЛЫ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ Часто при компоновке реактивного самолета приходится1 располагать двигатель внутри самолета и для выхода газов из реактивного сопла устанавливать удлиненные каналы, отводящие выхлопные газы из двигателя. Прокладка выхлопных каналов внутри самолета приводит к увеличению веса каналов и к необходимости обдувать их снаружи для предохранения самолета от пожаров. Кроме того, удлиненные каналы оказывают значительное сопротивление вытекающим из двигателя газам, в результате чего снижается тяга двигателя. Неудачная конструкция выхлопных каналов может привести к значительному снижению тяги. Выхлопной канал должен быть прямым, с гладкими внутренними поверхностями и сужающимся от места присоединения к двигателю. Сужение канала, достигающее 8°, приводит к нарастанию скорости в месте выхода газов, что до некоторой 4степени компенсирует потери от движения rasoBi по каналу. г Потери в канале выхлопа не должны превышать 0,01 — 0,015 кг!см2, при этом снижение тяги составляет 1,—1,5% на 1 м длины канала. Длинные каналы порядка 5 м могут привести к снижению тяги на 5—8% при условии хорошего их осуществления. Неправильно подобранное сечение выходного участка канала может дать снижение тяги на 15—20%. м( 7 •* ,'Г, Г;'"/.-! 23* ГЛАВА ДЕВЯТАЯ АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ ' § 79. НАЗНАЧЕНИЕ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ Управление современным самолетом, особенно военным, является весьма сложным. Летчик в полете должен управлять самолетом, вести воздушный бой, управляя вооружением, двигателем, оборудованием, следя за большим количеством аэронавигационных приборов, приборов силовой установки, радиоаппаратурой и т. д. На рис. 291 показана схема управления двигателем и винтом на одномоторном самолете при отсутствии автоматов. .Как видно из схемы, в кабине имеется большое количество рычагов и переключателей управления только двигателем и винтом, кроме которых) на самолете находятся управление самолетом, вооружением, охлаждением и другим оборудованием. Еще более сложной и громоздкой получается кабина двухмоторного самолета, не говоря уже о четырехмоторных. л. На рис. 292 показан левый пульт управления двухмоторного самолета, на котором в основном монтируются рычаги управления двигателями и винтами. На схеме имеется боль-*лое количество рычагов и переключателей. От каждого рычага имеется проводка к соответствующим рычагам на двигателе, выполняемая в виде жестких тяг или гибкой передачи. К управлению двигателем предъявляются высокие требования — отсутствие люфтов, достаточное количество^ опорных точек для предохранения от провисания тросов, небольшие деформация жестких тяг и др. Автоматизация управления упрощает схему проводки по самолету, но в то же время усложняет конструкцию агрегатов управления на самом двигателе. На рис. 293 показана правая приборная доска с расположением части приборов контроля за работой винтомоторной 356 w. Рис. 291. Схема управления двигателем и винтом: / — ролик регулятора Р-7П; 2 — переходный ролкк; 3—ручка управления масляным инжектором; 4 — рычаг управления переключением скоростей нагнетателя; 5 — рычаг управления высотным корректором; 6 — рычаг управления нормальным газом.;. 7 — рычаг управления шагом винта; 8 — двуплечий рычаг; 9~ соединение гибкой т«ги_с рычагом управления. группы. Другая часть приборов — манометры и др. — расположена на дополнительных панелях. Вследствие большого количества приборов на самолете летчик ке в состоянии с одинаковым вниманием следить за показаниями всех приборов и своевременно принимать меры для поддержания режима работы двигателя, что может привести к перерасходу топлива, к уменьшению продолжитель- U Рис. 292. Левый пульт управления двухмоторного самолета: 7 — рычаг нормального газа; 2 — рукоятка тормоза рычага нормального газа; 3 — рычаг останова; 4 — рычаг пожарного кр^на; 5 — переключатель;; 6 — штурвал ВИШ; 7—ручка тормоза штурвала ВИШ; 8 — нажим-переключатель; 9—ручка управления взлетно-посадочными щитками; 10 — рычаги управления створками капотов двигателей; 11 — рычаг управления ГЩН; 12 — рычаг управления краном кольцевания • ности и дальности полета, к нарушению работы систем оборудования силовой установки, а иногда к перебоям в работе двигателя. ! Только' в управление винтомоторной группой самолета входят управления: оборотами винта изменяемого^ шага, дросселем нормального газа, составом смеси, наддувом (иногда и форсажем), переключением скоростей нагнетателя^ турбокомпрессором, зажиганием, подогревом воздуха, поступающего в карбюратор, охлаждением двигателя, кранами топливной системы, пуском дополнительных насосов подкачки топлива, температурой масла и др. Большое количество параметров, требующих своего поддержания или изменения, чрезвычайно сильно загружает летчика, а подчас не дает возможности использовать летные данные самолета. Для улучшения условий эксплоатации самолета в воздухе конструкторами ведется интенсивная разработка автоматиче- 358 . . ..--•: . •• "': ••• . •;,•->• —V:;' " ского управления или отдельных автоматических регуляторов управления винтом, двигателем и оборудованием винтомоторной установки. Автоматическое управление упрощает экеплоатацию в воздухе, разгружает летчика, облегчает ввод в строй молодых летчиков ,и позволяет лучше использовать возможности самолета. Автоматическое управление или регулирование дает возможность поддерживать заданные параметры при изменяющихся условиях. Работа автоматически регулирующих устройств зависит от настройки. Для изменения параметров автоматы должны иметь управление настройкой, а в некоторых случаях управление выключением автомата. Автоматы, применяемые в силовых установках, должны реагировать на разнообразные процессы: автоматы ВИШ — поддерживать постоянное число оборотов, автоматы состава смеси — обеспечивать постоянное соотношение между топливом и воздухом в зависимости от давления, автоматы переключения скоростей нагнетателя — производить переключения в Рис. 293. Правая приборная доска: зависимости от наружного да- i^*^™^^™^-™** ВЛеНИЯ ВОЗДуха. Управление температуры цилиндров; 5 —термометр охлаждением двигателя долж- иасла;5-маном5ХлЛ1сла; 7-манометР но реагировать на температуру и изменять проток воздуха через охлаждающие устройства. Таким образом, в винтомоторной установке могут применяться различного вида автоматы в зависимости от функций, которые ими выполняются, с различными чувствительными и управляющими элементами и усилителями. В последнее время появилось большое количество моторных автоматов, объединяется управление винтом и газом в-один рычаг, разрабатываются и внедряются системы полной .автоматизации управления винтомоторной группой в одном-двух рычагах, г ч «ч1 QPQ ОСУ «7 В табл. 211 приведены данные По автоматизации винтомоторных установок. « Та б л и ц а 21 Автоматизация винтомоторных установок серийных истребителей Автоматы Самолет Двигатель « 8 к S в X >> се е i о I к 2gSg о) 5 « ж л со 03 о. 05 S S S к S га о <Ц 1-1 о Я Ы (Я S « а> « К 0) _ ~ О S Ч 0, о О §* <ц и V JJ 4> S Н Н сх§ " S <-• в <и н S с 3 s о» их* Яя S t SO cj ~Э <я S о; J о к с s Sj 0) >> о. а ад я- о Ч ЭЗ X и С у O.U о в 2 н н >.S2. 1 1941 г. ! i | 1 | Мессершмитт Даймлер- i I Ме-109Е Бенц DB-601A + + + ч- ч- — — Кертис Р-40В Аллисон Томагаук V-1710-33 + — + X X — — . Хоукер-Харри- Роллс-Ройс кейн II Мерлин XX + + + — ч- — — Белл "Аэрокобра" Аллисон Р-39 V-1710-33 + ---- -4- х 1 X - — ' 1944 г. 1 Me- 109 DB-605 + Ч- + i + |_^ ч- Ч-- FW-190A4 BMW-801 + + + -ь ч- — Ч- „Кигтихаук* Аллисон \ V- 1710-99 + + + ! X X • — ч- Белл „Кингкобра" Аллисон Р-63А-1 V-1710-93 + + ч- ; + X ч- + ! i i Обозначения. Ч-автомат; -—автомата нет; X — автомат не требуется по конструктивным соображениям (односкоростной нагнетатель,, магнето с фиксированным опережением зажигания). Как видно из табл. 21, на некоторых самолетах за последнее время автоматы получают широкое внедрение. Кроме автоматов и автоматических систем с одним регулируемым параметром, уже появляется ряд схем и предложений по автономному регулированию, т. е. по автоматическому регулированию не только одного параметра, а комплексного управления автоматами всей винтомоторной группы самолета. 1 Д у б р а в с к и и Н. Г., Автоматизированные системы управления ивигателей, .Техника воздушного флота" №^2, 1945 г. авиадвигателей ?60 § 80. АВТОМАТИЧЕСКИЙ РЕГУЛЯТОРi Автоматический регулятор представляет собой устройство или систему, состоящую из ряда элементов, и предназначен для поддержания в заданном диапазоне необходимых условий, например: поддержание температуры охлаждающей жидкости при полете на разных скоростях, высотах и при разной температуре наружного воздуха; поддержание качества смеси, поступающей в двигатель, и т- д. Всякий автоматический регулятор состоит из: 1) чувствительного элемента (грузы в ц^нтро-бежном регуляторе, полая пружина, мембрана, термопара); 2) регулирующего органа (клапан, заслонки капотов, дроссельные заслонки); 3) исполнительной связи (рычаги, тяги, пружины). Исполнительная связь является связующим звеном между чувствительным элементом и регулирующим органом и должна обеспечить передачу необходимых усилий на регулирующий орган, так как в некоторых случаях усилия достигают больших величин; например, усилия на заслонки капотов радиаторных установок достигают значений в сотни килограммов. Регулирующий орган обычно количественно или качественно изменяет расход жидкости, газа или энергии; он может изменять количество протекающего воздуха через капот, количество проходящего через радиатор масла, изменять или поддерживать заданное давление, степень дросселирования и т. д. Чувствительный элемент может быть превращен в измерительный или регистрирующий прибор. Измерительный прибор может быть также использован в качестве чувствительного элемента в автоматах. Регуляторы могут быть прерывного и непрерывного действия. Регуляторы прерывного действия действуют периодически. В регуляторах непрерывного действия при изменении регулируемого параметра происходит непрерывное перемещение регулирующего органа. Регуляторы непрерывного действия не могут быть использованы в водяных системах для поддержания температуры воды без обратной связи. Представим себе, что самолет находится на режиме набора высоты и автомат непрерывного действия управляет заслонкой. При наборе высоты происходит нагрев воды, автомат начнет открывать заслонку капота, увеличивая проток воздуха. Открытие будет происходить до тех пор, пока температура воды не начнет снижаться. Но так как система имеет определенную тепловую емкость и в регулиро- 1 Вопросы классификации и теории автоматических регуляторов более полно изложены в книге В. Л. Лоссиевского, Автоматические регуляторы, Оборонгиз, 1944 г. .Л" 361 вании происходит запаздывание, то открытие заслонки будет происходить до тех пор, пока температура не начнет снижаться ниже предела, допустимого регулировкой; тогда автомат начнет закрывать заслонку. И это будет происходить до момента перегрева воды. Непрерывное перемещение заслонки на открытие или закрытие приводит к резкому изменению сх радиаторной установки и к снижению скорости полета. В других случаях, например, для поддержания постоянного давления, необходимы автоматы непрерывного действия. Регуляторы могут быть также непосредственного действия, в там случае, когда чувствительный элемент создает достаточное усилие для управления автоматом, и н е-прямого действия, в которых чувствительный элемент управляет автоматом при помощи дополнительного источника энергии. В регуляторах непрямого действия чувствительный элемент приводит в действие управляющий элемент. Управляющий элемент (золотник или другое устройство) открывает доступ энергии в механизм, развивающий достаточное усилие для управления. Этот механизм, действующий на регулирующий орган, называется сервоприводом. Регуляторы непрямого действия часто снабжены так называемой следящей системой или следящим механизмом, назначение которого — не допустить перерегулировку, замедлять, а иногда и останавливать регулирующий орган. В приведенном примере управления заслонками радиаторного капота необходим следящий механизм (обратная связь), который может обеспечить поддержание заданного диапазона температур воды без перегрева или переохлаждения. В качестве примера рассмотрим схему регулятора давления, выполненного с жесткой следящей системой (рис. 294). При изменении давления в трубе задвижка 5 меняет проходное сечение. Регулировка обеспечена так: изменение давления в трубе передается на мембранную коробку /, с которой жестко связана струйная трубка 2, вращающаяся относительно своей оси 3. В трубку 2 подается масло под давлением. Перемещение трубки влево приводит к подаче масла через распределитель 9 в верхнюю полость сервопривода 4. Поршень сервомотора опускается и опускает задвижку 5. Следящая система ограничивает опускание заслонки следующим образом: со штоком поршня сервопривода шарнирно соединен рычаг 10, который, опускаясь, сжимает гофрированную коробку 6, заполненную жидкостью. Давление из гофрированной коробки 6 по трубке передается на коробку 7. Под давлением в коробке 7, через пружину 8, трубка переходит в среднее положе- 362 ••.:•'•'•'' '.'•-.'•.-.•-. '• .. ' V-' •-'-.' : ' • иие, и опускание задвижки 5 прекращается. Если происходит .дальнейшее повышение давления в основном трубопроводе, мембранная коробка / преодолеет усилие пружины 8 и отожмет струйную трубку 2 снова к левому отверстию распределителя 9, что приведет к дальнейшему опусканию задвижки 5. Для следящей системы ИСПОЛЬЗУЮТСЯ: червячные механизмы, электропрерыватели, пневмосистем а л другие механизмы, обеспечивающие поддержание заданных параметров и -исключающие перерегулировку. Регуляторы делятся на несколько типов. Регуляторы прерывного действия могут быть д в у х-и многопозици-о н н ы е. ДвухпоЗ'И-ционный регулятор обеспечивает пере- Р и с. 294. Схема регулятора давления с жесткой следящей системой: 1 — мембранная коробка; 2 — струйная; трубка 3 — ось струйной трубки; 4— сервопривод; 5—задвижка; 6 — гофрированная коробка; 7— камера второй коробки; 8 — пружина; 9 — распределитель; 10 — рычажная передача обратной связи ключение только в одно или другое крайнее положение, например: автомат давления в пневмо- системе, переключение кранов топливной системы на открытие или закрытие, переключение скоростей нагнетателя. Регуляторы непрерывного действия осуществляются по-разному. В пружинном регуляторе определенной величине давления соответствует определенное сжатие пружины и соответственно открытие клапана. Такого типа регуляторы называются пропорциональными. Регуляторы в которых нет определенной зависимости между положением регулирующего органа (например, положением заслонки капота) и регулируемым параметром (температурой) называются астатическими. В этом типе регуляторов температура поддерживается в определенном диапазоне, 363 и количество проходящего воздуха должно быть различным при полете на разных высотах, скоростях и при разной температуре воздуха. При одинаковой темиературе охлаждающей воды, на режиме подъема заслонки (задвижки) капотов открыты полностью, а на режиме максимальной скорости частично. Наконец, регуляторы могут быть и такие, которые осуществляют регулирование до того момента, когда значение регулируемого параметра дойдет до номинального, после чего регулятор выключается и вступает снова в работу при отклонении параметра от номинального. Такие регуляторы относятся к типу и з о д р о м н ы х; к ним относятся регуляторы постоянства оборотов реактивных двигателей ЮМО-004 или BMW-003. § 81. ЧУВСТВИТЕЛЬНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ В автоматических регуляторах применяются различные чувствительные элементы, создающие различные усилия и перемещения. Наибольшее распространение получили чувствительные элементы, которые создают большие перемещения и достаточные усилия для применения в самолетных автоматах. Биметаллические элементы Биметаллический элемент состоит из двух деталей, соединенных с одного конца и имеющих различный ксэфициент линейного расширения. При изменении температуры получается различное удлинение деталей, которое используется для воздействия на автомат. Для суждения о применяемых материалах в табл. 22 приведены коэфициенты линейного расширения некоторых металлов. Таблица 22 Коэфициент линейного расширения а-106 Наименование материала Температура в °Ц 0-100 1ЭО-200 200—300 | 300—400 400—500 2,0 18,4 20 23,8 4,5 20,1 20 25,6 13,0 21,8 20 27,4 16,0 23,6 20 29,2 17,0 20 31,0 Латунь ........ Никелевая сталь . . . Алюминий ....... На рис. 295 изображена схема биметаллического элемента, состоящего из стержня с коэфициентом линейного расширения а2 и трубки с коэфициентом' линейного расширения а}. Длина обоих элементов /. 364 ' :Ж-^^^:^Ж^' При изменении температуры на Д?° Ц перемещение внутреннего стержня относительно внешнего будет Д/=(а2 — а^Ш. Рассмотрим возможность применения биметаллических элементов в системах оборудования винтомоторных групп. •*» —. j_.i_ t:---": П-i 1 Г 1 1 и L 1 / у •ч fa у / /. t '* г/ / / ^ / / / /. / /. \s\\\\\\x / /. у , /. \ ', ! Y/ Рис. 295. Схема биметаллического элемента Рис. 296. Полая пружина В системах винтомоторной группы температура должна поддерживаться в определенных пределах; большие отклонения не допускаются. Пусть необходимо в водяной системе поддержать температуру в диапазоне 100—110° Ц. Макси-•мально допустимая температура И5° Ц и минимальная 65° Ц. Тогда диапазон возможного изменения температур будет Д?.=500Ц. . 1 Трубка выполнена из алюминия, стержень из инвара, ^длина термопатрона / =100 мм. Максимальное удлинение трубки относительно стержня при этом получится Д/= -^-(24 — 2). 100 -50 = 0,11лш. В данном случае перемещение получается небольшим. Однако биметаллические чувствительные элементы выполняют в виде спиралей значительной длины и тогда сравни- ^'•V;;;;V:' •.:'•• ' , 365 тельно небольшое изменение температуры дает большое линейное перемещение, достаточное для осуществления электрических схем автоматов. / Полая пружина Широкое распространение для манометров и термометров, применяемых в авиации, получила полая пружина, выполненная из металлической трубки, изогнутой по дуге окружности (рис. 296). Один конец трубки запаян, другой присоединен к источнику давления. Под действием разности давлений внутри и снаружи трубки сечение ее стремится приблизиться к круглому. Внутренние напряжения уравнивают внешние нагрузки при выпрямлении трубки; таким образом, определенному внутреннему давлению соответствует определенное положение свободного конца трубки. Описанная пружина может быть использована для измерения температур, при этом в качестве чувствительного элемента применяют патрон с жидкостями, кипящими при низких температурах от +31 до —35° Ц. Чаще всего для аэротермометров применяют хлористый этил (С2Н5С1) или хлористый метил (СН8С1). Точка кипения этилхлорида (хлористого этила) -|-13,1° Ц; точка плавления —138,7° Ц; удельный вес у =0,9214. В табл. 23 приведены давления насыщенных паров этил-хлорида в зависимости от температуры. Таблица 23 Давление насыщенных паров этилхлорида в зависимости от температуры Температура в °Ц Давление в кг]сма Температура в °Ц Давление в кг/см" —30 0,15 +40 2,610 —20 0,255 +50 3,510 —10 0,411 +60 4,620 0 0,632 +70 5,990 + 10 0,940 +80 7,02 +20 1,352 +90 9,57 +30 1,900 + 100 11,86 Точка кипения хлористого метила (метилхлорида) минус 24,09° Ц, точка плавления минус 91,5° Ц, удельный вес у =0,954. В табл. 24 приведены давления насыщенных паров метилхлорида. 366 .;;'"';-•:',, •' ::. ;','. -. . ; ,':. •• Таблица 24 Давление насыщенных паров метилхлорида в зависимости от температуры Температура в оц Давление в кг/см2 Температура в °Ц Давление В KZJCM3 0 2,54 70 18,22 10 3,68 80 22,85 20 4,94 90 28,20 30 5,43 100 34,20 40 8,80 110 41,20 50 11,50 120 49,10 60' 14,60 130 58,00 ??0 Как видно из табл. 24, применение метилхлорида в качестве чувствительного элемента может обеспечить создание больших усилий для воздействия непосредственно на регулирующий орган. В аэротермометрах давление передается на полую пружину, и отклонение ее конца соответствует определенной температуре измеряемой жидкости. Принципиальная схема аэротермометра показана на рис. 297. В автоматах конец полой пружины можно присоединить к струйной трубке, подающей маслю в сервопривод для передачи усилий на регулирующий орган, к золотнику шювмосиетемы, к электрическому реле и др. Для измерения более высоких температур иногда применяют ацетон. Точка кипения ацетона -(-54° Ц, точка плавления —94,9° Ц. В табл. 25 приведены значения давлений насыщенных паров ацетона в зависимости от температуры. Иногда для автоматов в качестве чувствительного элемента применяют активные массы с большим коэфициентом объемного расширения, большим коэфициентом теплопроводности, малой сжимаемостью и не оказывающие влияния на материал патрона. Большой коэфициент объемного расширения имеет смесь, состоящую из 55% пчелиного воска, 40% церезина и 50% кар-наубского воска. Заполнив такой смесью термопатрон (ци- "• .'.'-'.Г - ' /'. -••' 'Ч'." 367 v^ Рис. 297. Принципиальная i схема жидкостного аэротермометра: 1 — приемник; 2 — трубопровод; 3 — полая пружина Таблица 25 Давление насыщенных паров ацетона в зависимости от температуры Температура в 6Ц -5 0 20 40 60 80 100 120 140 Давление в кг/см2 0,072 0,0951 0,253 0,578 1,17 2,19 3,80 '6,18 9,48 Ш^*6 линд'р со штоком и поршнем), можно при расширении смеси за счет подогрева получить большие усилия. Так, при диаметре штока б мм и температуре 100° Ц такой патрон может преодолеть усилие в 100 кг при рабочем ходе штока 13 мм. Давление масла внутри цилиндра достигает 400 кг/см2', сила трения штока в сальнике при этом 2—3 кг. На рис. 298 показан чувствительный элемент регулятора температуры Шоссон \ употребляемый для непосредственного воздействия на органы, регулирующие проток воздуха через капот радиатора. Чувствительный элемент состоит из толстостенного дуоалюминового патрона 7, в нижнюю часть которого ввернута пробка 5. Между пробкой и термопатроном для уплотнения проложена свинцовая шайба 6. Стальной шток 2 имеет буртик 4, в который упирается пружина 3. В нижней части шток конусом упирается в пробку, в отверстие которой запрессовывается штифт 7. Отверстие предназначено для удаления воздуха при заполнении патрона активной массой. Верхний конец штока выходит из патрона, и на него насаживается головка 10. Для уплотнения штока установлен сальник 9, который через буксу 8 сжимается пружиной 3. Пружина устанавливается с предварительным натяжением, что заставляет конец штока упираться в пробку. Внутренняя часть термопатрона заполняется активной массой, которая при разогреве за счет повышения давления выдвигает шток кверху. При понижении темпера- 1-: Рис. 298. Чувствительный элемент регулятора температуры Шоссон: / — дуралюмино-вый пятрон; 2 — стальной шток;3 — пружина; 4 — буртик; 5— пробка; б — свинцовая шайба; 7 — штифт; 8 — букса; 9 — сальш-,к; Ю — головка 1 Описание регулятора взято из книги В. Л. Л о с с и е в с к о г о, Автоматические регуляторы, Оборонгиз, 1944 г. 368 / туры шток втягивается пружиной. Однако такое устройство обладает большими недостатками. Регулятор Шоооон обладает большим отставанием, поддержание температур находится в пределах ±5—6° Ц. Кроме того, ход штока зависит от нагрузки. На рис. 299 показана установка регулятора Шоссон для управления жалюзи капота. Термопатрон (один или несколько) Вход воды / г//л гГГ и- / Выход воды \ ____ S/T :l 1 ------------------ k ;fe^ ft Ш 4- — Ш 'VU\n [Ш . \1\\ \ш 7 \l \ ' ..'.,' • >.' \ i: '' •' ' ' ' ' •' \ \ ' ft и ; -t : '-. >'.j ^ • ' • г / * ' •' 1 * '.. 5- __ V;/. '* ~7^^^~~--~. ! 1 и и '•й ,M Ф "5 ^ ^B»— Направление полета Рис. 299. Регулирование протока воздуха через радиатор автоматическим регулятором Шоссон: / — теркоприемник; 2 —радиатор; 3—>'чалка; 4— тяга; 5— рама; ??— заслонки; 7 —[пружина 24—484 369 устанавливается в трубопроводе. Шток цилиндра через промежуточные рычаги соединен с жалюзи. В обратное положение жалюзи возвращается возвратной пружиной усилием 20—40 кг. По приведенным выше соображениям такую непосредственную регулировку протока воздуха нельзя признать удачной. Необходим автомат со следящей системой или, как ее еще называют, с обратной связью. Иногда в качестве чувствительных элементов применяют витые геликоидальные пружины из сплющенной трубки (рис. 300). Металлические мембраны Металлические мембраны, плоские или Рис. ЗОО.Геликоидаль-г°ФРиР°ванные> применяются в автома-ная пружина тах ПРИ передаче больших давлении. Деформации плоских металлических мембран очень малы. Однако в качестве чувствительных элементов регуляторов давления их применяют в том случае, когда необходимо при возрастании давления перекрывать доступ энергии. Управляющий элемент или регулирующий орган соединяют с серединой мембраны. Деформации гофрированной мембраны в несколько раз превышают деформацию плоской. Гофрированная коробка Гофрированная коробка представляет собой упругий элемент, изготовленный из тонкостенной трубки, и используется для различного вида регулировок; она может работать как герметическая — анероидная коробка, легко сжимается и растягивается под действием сосредоточенной или распределенной по дну нагрузки. Гофрированные коробки применяют для регулирования давления, разрежения, перепада давлений, поддержания постоянного давления, регулирования температур и других целей. Их изготавливают одно- или многослойными в зависимости от давлений. В табл. 26 приведены примерные данные однослойной гофрированной коробки. Двухслойные могут работать при давлениях, вдвое превышающих давления однослойных гофрированных коробок. 370 ':'";-v,•<:•'•;•••.• •;.- -к.'--,, ,... Резиновые мембраны Для регулирования малых давлений используют тонкие резиновые мембраны, выполняемые из резинового полотна. Круглая мембрана, закрепленная по контуру, передает усилие на центральную опору Р--=рГэ =-- — /; 1е кг, где Гэ — эффективная площадь мембраны в см2; F— общая площадь мембран^ в еж2; р — давление в /ег/сж2. Т а б дг и ц а 26 Данные однослойной гофрированной коробки pt о, i Ъ • s$ о Гибкость % н О) ssf OJ w^ B- ^ ч и S? — D-/-i СЧ ч о> S PJ S 1? о. ct м X « ?« a-* я-UJ *t о -! ж S Is 1 з аи 5 S -Srf "-* 5 Ы ч 4 м ч о № о -0 ч я м ч g > rvH s sf -§ cx-J 5 и •--" *3 i=2 о §1 03 v H имальн п волны ч к -3 ж 2s? So, ^ о §" It i! ;< ii i I S i i s * g 5 s >,* &м "•о, 5, в хи S ^ Is * Ш о .>,. = i У я m Ч 5 0 U CJ хо 5; iffl O.CL a5* Sat >>°^ 8Й SM S« §S *»-* 2-? 3s M §^ !* g^ s ZQ CQ М e(:r м 5 ^ вз и~_ oK ajQ, ot^, 44 i=t oa ^ ta H « »- 1 1 14,2 9,5 12,5 3 24 1Д 27 2 1,5 4 8 3,5 5 0,1 4 17,5 11,5 15,5 3 24 1,4 34 2,5 1,0 5 6 4,5 7 0,1 6 22,0 14 J9,5 4 24 1,8 44 2,5 0,7 7 4 6 11 0,12 11 27,0 17,5 24 4 22 2,2 50 3 0,6 8 4 7 15 0,15 20 31,5 20,5 28 4 20 2,5 51 3 0,4 8 4 7 17 0,17 27 36,0 24 32 5 18 2,8 52 2,5 0,25 8 3,5 7 17 0,18 35 38 26 34 5 18 2,8 52 2,5 0,25 8 3,5 7 17 0,18 48 42,5 29 38 5 20 3,1 63 3 0,3 10 3,5 9 22 0,2 55 50 35,5 45 5 22 3,4 76 6 0,3 12 3,5 11 26 0,22 85 54 39,5 49 5 22 3,4 76 6 0,3 12 2,5 12 27 0,2 85 60,5 43,5 55 6 19 4 78 5 0,2 12 3 12 28 0,25 120 65,5 48,5 60 6 19 4 78 5 0,16 12 3 12 28 0,25 135 75,5 56,5 69 6 17 4,5 79 6 0,15 12 2,5 12 30 0,28 160 91 69,5 84 8 15 5 78 8 0,12 12 2 1 2 30 0,32 230 102 80 95 8 15 5 78 8 0,10 12 2 12 30 0,32 260 120 96 112 8 13 5,6 76 10 0,10 12 1,5 1 2 30 0,36 370 152 116 140 10 12 8,5 110 16 0,10 14 1,5 14 32 0,60 680 Разрывное усилие в резиновых мембранах зависит от качества резины или резинового полотна и изменяется ст 50 до 115 кг/см2. Относительное удлинение при этом доходит до 400%. n -.-/rtvi -ч-- Максимальный ход мембраны не должен превышать 12— 15% от диаметра по закреплению. 24* 371 Поплавки В качестве чувствительных элементов регуляторов: уровня (в поплавковой камере карбюраторов), концентрации растворов, удельного .веса жидкости и т. д., применяют поплавки. Поплавки используются также в бензином ерах и м'асломерах, но могут применяться и для переключения питанья двигателей с одних баков на другие. § 82. УПРАВЛЯЮЩИЕ ЭЛЕМЕНТЫ Управляющий элемент, как было указано ранее, обеспечивает воздействие чувствительного элемента на сервопривод в регуляторах «епрямого действия. К управляющим элементам относятся: золотники, сопла, заслонки, струйные трубки и другие устройства. Золотники применяются в том случае, когда рабочей жидкостью служит масло под давлением или специальная гидросмесь, например, спиртоглицериновая, применяемая в гидросистемах самолетов. Масло используется для автоматического управления положением лопастей винта, управления регулятором постоянства давлений и для других целей. Конструктивно золотники выполняются с цилиндрическими или коническими буртиками. Золотник помещается во втулке, запрессованной в корпус. На боковой поверхности втулки имеются отверстия, откуда рабочая жидкость через среднюю полость золотника '2 Г2 Н сервоприводу Рис.301. Схема золотника с цилиндрическими буртиками в зависимости от его положения поступает в соответствующую полость сервоцилиндра. На рис. 301 показана схема золотника с цилиндрическими буртиками, который обычно применяется в авиационных автоматах и регуляторах. Золотник может быть связан непосредственно или через промежуточную передачу с муфтой центробежного регулятора, мембраной, анероидной коробкой, поплавком и другими деталями. П$и смещении золотника от среднего положения открываются каналы для перетекания жидкости, движущейся под давлением, создаваемым насосом, в соответствующую полость сервопривода. Из другой полости сервопривода жидкость сливается в обратную или сливную магистраль. 372 V;.;:v';vv ;• .-•.. ;v:,--'•• •;.- Количество протекающей жидкости зависит от проходного сечения каналов, коэфициента расхода и перепада давления. Скорость перемещения сервопривода зависит от ряда факторов, но в основном от характера изменения внешней нагрузки по времени или в зависимости от положения регулятора, гидравлических сопротивлений и т. д. Так как полное открытие каналов происходит поело значительного смещения золотника, то при его работе получается некото- 5", рая неравномерность. "~~ Золотник с коническими буртиками отличается ОТ ЗОЛОТНИКа С ЦИЛИНДрИ- Г2 Г2 /f сервоприводу Р и с. 302. Золотник с коническими буртиками ческими тем, что в среднем положении обе полости сервопривода сообщены со средней полостью золотника. Из-за отсутствия перекрытий золотника нечувствительности он не имеет. Неравномерность его меньше, так как полное открытие каналов получается при смещении его на путь, равный половине ширины канала (рис. 302). В качестве управляющих элементов могут применяться электрореле с управлением реостатами, электрогидрореле и др. § 83. СЕРВОПРИВОДЫ Сервоприводы поршневого или мембранного типа применяются в регуляторах (непрямого действия для создания усилий, необходимых при перестановке регулирующего органа в требуемое положение. Сервоприводы применяются одинарного и двойного действия. В сервоприводах одинарного действия перемещение поршня в одном направлении осуществляется давлением жидкости, а в обратном — под действием пружины. Регулирующий орган может соединяться с подвижными деталями сервопривода непосредственно или через специальную передачу. На рис. 303 показан поршневой сервоцилиндр двойного действия, применяемый в конструкциях механизмов подъема и выпуска шасси. Сервоцилиндр состоит из гильзы / с уплотняющими манжетами 2 и сверху закрыт крышкой 3. • •. • - •.-,-••• 970 . • . • ,- . :.•.• •-.- . •.. о, о + 00 ^•4 4-- Разрез по ДД 12 11 Рис. 303. Серсоцилкндр подъема и выпуска шасси: 1 — гильза' 2 — уплотняющие манжеты; 3 — кришка; 4 — штуцер; 5—автоматический клапан; 6— штуцер; 7 — шток; 8 — хомут; 9 — кожаные мснжеты; 10 — гайка; 11 - пробка; 12 — трубка; 13 — шаунлр штока .Jfe, Упором для кожаных манжет 9? являетеР через кото. ченная в шток 7. В^ь^^.Гсершцилиндра. В это время рый поступает смесь в полуда F ОЦ!ИЛИНдРа. жидкость выходит ш нерабочей ндра „ереме- В обратном направлении порше> ^ B штуцер, пока-щается давлением жидкости п У fl полости выхо. занный в сечении Д — Л, жидк дит чедез штуцер 4. в применяются также сер- Кроме поршневых сервоприводов ни воприводы мембранного типа. ! пп-, с коивошипным механизмом: р;ис. 304. Поршневой сервопри од с Ф^ в_„. ,-« / 1 по{шень; 2- шатун; д - ось, Ф >. ' . Я. f Не рассматривая подробно RP««^-^y *"5Ж"-„ поршневыми сервоприводами y*«^U_ с/лий наиболь- ^ .S,--^»^.-^ ,. 375 § 84. РЕГУЛИРУЕМЫЕ И КОНТРОЛИРУЕМЫЕ ПАРАМЕТРЫ ВИНТОМОТОРНОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА Как известно,, в винтомоторную группу ВМГ самолета, кроме винта и авиационного двигателя, входит ряд систем и устройств, обеспечивающих нормальную работу двигателя и винта соответственно потребному режиму полета. Наиболее важным моментом в обеспечении нормальной работы винтомоторной группы является поддержание режима работы систем ВМГ в допустимых для авиационного двигателя пределах, а также обеспечение нормальных условий для работы двигателя, в особенности пр,и высотных полетах. v N. с? \»| И ,UH*JL»^ & Винтовые характеристики \ 1 'птси П Рис. 305. Потребные и располагаемые мощности Рис. 3^6. Внешняя и винтовые характеристики авиационного двигателя Если цри полете на небольших высотах сравнительно несложно сохранить нормальную работу двигателя, то при полете на высотах, превышающих 8'—10 км, поддержание нормальной работы двигателя и обеспечение требуемых летно-тактических данных самолета представляет собой чрезвычайно сложную задачу, решение которой .зависит от работы всего оборудования силовой установки. IX * •*"'•••'• Из аэродинамики самолета известно, что данному режиму полета соответствует определенная потребная мощность. На рис. 305 показаны располагаемая и потребная мощности для заданной высоты. Для других высот полета будут свои кривые располагаемых и потребных мощностей. Самолет может летать на режиме горизонтального полета в диапазоне скоростей, ограниченном пересечением кривых потребной и располагаемой мощностей; криволинейный полет или подъем происходят при использовании избытка между располагаемой и потребной мощностями. Следовательно, каждому режиму полета должна соответствовать определенная мощность. На современных самолетах устанавливаются винты изменяемого в полете шага, автоматически сохраняющие число оборотов коленчатого вала авиационного двигателя при изменении 376 " :- ;; :УУ'Г-' ; У У "•'•''• , . У' ' мощности или режима полета. С винтом фиксированного шага мощность можно было характеризовать числом оборотов; при винтах изменяемого шага число оборотов еще не определяет мощности. На рис. 306 показаны внешняя и винтовые характеристики авиационного двигателя, из которых видно, что данному числу оборотов может соответствовать различное значение мощности, так же как и определенное значение мощности может быть получено при различных числах оборотов. Летчик может, изменяя настройку автомата винта, устраиваемого в виде центробежного регулятора, задавать желаемое число оборотов коленчатого вала двигателя. Для изменения мощности в кабине имеется рычаг управления газом и для изменения числа обротов — штурвал управления оборотами ВИШ. На работу авиационного двигателя оказывают влияние: а) давление на всасывании; б) число оборотов коленчатого вала; в) давление, создаваемое нагнетателями; г) состав смеси, поступающей в цилиндры; д) температура смеси, поступающей в цилиндры; е) угол опережения зажигания; ж) высота полета, характеризуемая давлением и температурой наружного воздуха; з) давление топлива после насоса; и) давление масла; к) температура масла на выходе из двигателя; л) температура охлаждающей жидкости или температура цилиндров двигателя. Все перечисленные параметры в совокупности оказывают влияние на работу авиационного двигателя и характеризуют режим его работы. Однако при сохранении нормальных условий работы, обеспечении подачи топлива и воздуха, надежности смазки и охлаждения основными параметрами, оказывающими влияние на режим работы двигателя, с эксшюатаци-онкой точки зрения будут давление наддува и число оборотов- Указанные параметры контролируются в полете приборами и регулируются летчиком. Одной из основных задач, уже решенных на многих самолетах, является однорычажное управление, сводящееся в основном к объединению управления дросселем двигателя и числом оборотов в одном рычаге. Следовательно, при объединении управления винт — газ необходимо осуществить такую связь между изменением положения дросселя или рычага ^управления им и числом оборотов, которая обеспечит наивыгоднейший режим работы двигателя для заданных условий полета. Однако осуществить это чрезвычайно сложно, поэтому пока на современных самолетах устанавливают связь между положением дросселя и числом оборотов винта таким образом, чтобы получить ми- VV.--V.';..'• '.-:. ' 377 шшальный километровый расход топлива. При этом число оборотов двигателя устанавливается автоматически соответственно наивыгоднейшему режиму. Регулировка остальных параметров должна осуществляться или комплексными или автономными автоматами. Исследования и работы, проведенные ЦИАМ и НИИ ВВС, показали, что наивыгоднейшим режимом можно считать режим работы двигателя при минимальном часовом расходе топлива в отличие от предлагавшихся ранее режимов сохранения постоянной поступи — -= const, которые дают увеличенные расходы топлива на 25—30% по сравнению с режимом, соответствующим минимальному часовому расходу топлива. Управление давлением на всасывании и числом оборотов может быть объединено в одном рычаге. Состав смеси на ряде самолетов контролировался прибором альфаметром и может регулироваться высотным корректором. Летчика необходимо избавить от контроля за составом смеси и управления высотным корректоррм, устанавливая автоматы состава смеси. При установке комбинированного наддува у двигателей большой высотности необходимо, как известно, обеспечивать охлаждение воздуха, для чего на самолете устанавливаются радиаторы. Таким образом, возникает потребность в контроле за температурой воздуха на всасывании и в управлении заслонками радиаторов для поддержания температуры в допустимых для данных двигателя и применяемого топлива пределах. Установка автомата управления заслонками воздушных радиаторов дает возможность избавить летчика от контроля за дополнительными приборами и упрощает эксплоатацию самолета в воздухе. При двухскоростной передаче в нагнетателях или двухступенчатых нагнетателях возникает потребность в переключении скоростей или ступеней нагнетателей, что также легко может быть осуществлено автоматом без вмешательства летчика. Температуры масла, охлаждающей жидкости, цилиндров двигателя воздушного охлаждения могут поддерживаться автоматическими устройствами. Максимальное и минимальное давления жидкости в водосистемах ограничиваются применением автоматических дренажных клапанов двойного действия. Предохранение маслосистемы от разрыва при запуске осуществляется шунтовыми автоматами. На самолетах применяются как автоматы непосредственного действия, так и автоматы и регуляторы непрямого действия. 378 ' .' •:.;• " , ... .-' • '.4v • . . : § 85. ОБЪЕДИНЕННОЕ УПРАВЛЕНИЕ ВИНТОМ И ГАЗОМ! Объединенное управление винтом и газом должно удовлетворять следующим требованиям: 1. Число оборотов и давление наддува на повышенных режимах определяются данными двигателя. 2. Минимальное число оборотов на крейсерском режиме выбирается, исходя из эксплоатационных соображений (устойчивая работа двигателя, приемистость и др.). * 3. Промежуточные значения числа оборотов в соответствии с наддувом определяются из условий минимальных расходов топлива. 4. Перевод двигателя на малый газ должен автоматически обеспечивать переход винта на малый шаг. 5. Приемистость двигателя, взлетно-посадочные свойства и пилотажные характеристики _ самолета не должны быть хуже, чем у самолетов с независимым управлением винтом и газом. 6. Для проверки зажигания, опробования двигателя на земле, перевода винта на; большой шаг в случаях, предусмотренных для данного винта, нужно иметь возможность управлять винтом независимо от положения рычага газа. В зависимости от конструктивных параметров регулятора винта, конструкции и жесткости пружины, массы грузов и т. д. центробежный регулятор может устойчиво работать в диапазоне определенных оборотов, ниже которых появляется неустойчивая работа, не обеспечивающая поддержания постоянных оборотов. Диапазоны регулирования числа оборотов при регуляторах Р-7, применяемых на наших самолетах, для некоторых двигателей приведены в табл. 27. Та б л и ц а 27 Диапазон устойчивого регулирования оборотов Двигатель Максимальное число оборотов в минуту Передаточное число "р7 1 — — •• Диапазон устойчивого регулирования (в оборотах коленча- Рекомендуемые числа оборотов для крейсер- п \ Р1~ "ДВ того вала) ского режима ВК-105ПФ ....... 2700 0976 2760—1640 1600 АМ-38Ф ........ 2350 1 21 2230 __ 1400 1550 АШ-82Ф ....... 24' :0 -»-'* 0 88 3070—1820 1600 М-88Б ......... 2360 1 125 2400—1420 1 По материалам статьи Дубравского Н. Г., Объединенное управление винтом и газом азиационных двигателей, Труды ЦИАМ, J\fe 88, 1945 г. ''->• \'\--.: • - ;'• -Ч<>Г. - .- "- ' 379 i f . Приведенные в табл. Q7 рекомендуемые числа оборотов приняты на основании того, что регуляторы при более низких оборотах не обеспечивают устойчивого режима, хотя для некоторых самолетов наивыгоднейшие числа оборотов доходят до 1300 об/жш, однако регулятор ограничивает использование таких режимов. Принципиальные схемы связи между винтом и газом Осуществление необходимой зависимости между наддувом и числом оборотов может быть обеспечено при помощи специального автомата или механической связью элементов управления. Одна из простейших схем автомата связи между винтом и газом показана на рис. 307. Работа автомата заключается в следующем: при изменении положения дросселя изменяется давление наддува; при возрастании pk анероидная коробка 1 сжимается, а при уменьшении pk расширяется. Анероидная коробка является опорой для рычага управления золотником 2. Пусть давление/^ под воздействием рычага газа возросло, при этом золотник 2 переместится вверх и масло поступит в полость слева от се$во<поршня 5. Под давлением масла поршень переместится вправо, поворачивая кулачек 4 связи до того момента, пока рычаг, перемещающий золотник, не упрется в кулачок. Со штоком сервопоршня при маслэ? I*; j_ Рис. 307. Схема автомата связи между винтом и газом: акероидн ш коробка; 2 — золотник; 3 — сепвопоршень; 4 — кулачок связи; 5 — пружина регулятора ВИШ; 6 -• {.егу^ягор винта 380 помощи рычажной системы связан регулятор б управления ВИШ. Сжатие пружины 5 приводит к увеличению оборотов винта. Анероидная коробка и сервопоршень связаны между собой обратной связью, обеспечивающей каждому значению наддува определенное число оборотов. В данной системе должен быть предусмотрен автомат высотной регулировки с тем, чтобы после расчетной высоты за счет падения наддува не происходило падения числа оборотов. В настоящее время большое распространение получила механическая связь между газом и винтом. Механическая связь между винтом и газом осуществляется при помощи валика регулятора винта. Управление наддувом зависит от схемы управления газом, т. е. изменение мощности осуществляется изменением количества воздуха, поступающего в цилиндры. Дросселирование воздуха производят летчик и автомат наддува. .<•.' * Управление газом на двигателях осуществляется по-разному, однако в основном все двигатели по схеме управления газом можно свести в две группы: — двигатели с двумя воздушными дросселями; — двигатели с одним воздушным дросселем. В двигателях с двумя воздушными дросселями один дроссель управляется летчиком, а другой автоматом наддува. При этом возможны следующие варианты: оба дросселя расположены до нагнетателя, оба дросселя расположены за нагнетателем, один расположен до нагнетателя, а другой—после нагнетателя. Во всех указанных вариантах автомат наддува поддерживает постоянное давление, создаваемое нагнетателем, до расчетной высоты с учетом скоростного напора. Таким образом перед дросселем мощности, управляемым летчиком, устанавливается постоянное давление pk, поэтому управление этим дросселем обеспечивает определенное значение давления на всасывании при определенном положении дроссельной р и с. 308. Схема управления газом с дву- заслонки. мя дросселями 381 На рис. 308 показана схема управления газом с двумя дросселями, один из которых находится до нагнетателя и управляется автоматом наддува, а другой — во всасывающей магистрали после нагнетателя. В таких схемах управление винтом соединяется с дросселем мощности. Схема управления газом с двумя дросселями применяется в основном в двигателях жидкостного охлаждения с рядным расположением цилиндров. Объединенное управление винтом и газом может обеспечить зависимость ра (давление на всасывании) от числа оборотов только на определенной высоте и при сохранении наивы- -у-- Рис. 309. Схема управления газом с одним дросселем годнеишего режима; на других высотах, отличных от той, для которой выбрана кинематическая связь, расходы не будут минимальными. В двигателях с одним воздушным дросселем (все двигатели воздушного охлаждения и некоторые двигатели с рядным расположением цилиндров, например, Роллс-Ройс «Мерлин», Аллисон и др.) обеспечить кинематически необходимую связь значительно сложнее. Дроссель может быть расположен до или после нагнетателя и в обоих случаях управляется и автоматом наддува и летчиком. Схема управления газом с одним дросселем, расположенным до нагнетателя, показана на рис. 309. В этом случае дроссель мощности имеет две степени свободы, и перемещение его складывается из перемещений рычага управления газом и автомата наддува, задаваемых дросселю независимо. :.;*. •* При настройке автомата наддува на номинальное давление перемещение' рычага [управления газом от положения малого газа на увеличение мощности приведет к возрастанию pk только до номинального давления. Дальнейшее перемещение рычага вперед приведет к тому, что в работу вступает автомат, сохраняющий положение дроссельной заслонки, т. е. давление выше того, на которое настроен автомат, получено быть не может. Для получения требуемых значений давлений необходимо изменять настройку автомата наддува. Это решение нельзя признать удачным, так как в управление двигателем допол- 382 Разрез С С Зпиод маслп иэ уег^яторо tfanai> nndeoda воздуха иэ L ОиФфузиио в норопну анероида 'оступление масла в регулятор Рис. 310. Автомат наддува: 1 -.--гмвяюший патрубок; 2 — поршень с рейкой; 3— пружина поршня; 4 - колпак 7 " n^f« ^побки- 5 - золотник регулятора; 6 - заслонка всасывающего патрубка; ^еТьза^н?Л-сектоПправленияУ заслонкой; 9 - кулачковый валкк; 10 - рычаг 7-ось заслонки,^ < Р 2а?ува; ;; _ стопор-ограничитель оси заслонки нительно включается еще один элемент управления — настройка автомата. Прежде чем рассмотреть механическую связь управления винтом и газом, разберем работу регуляторов наддува, от которых зависит кинематика механизма управления винтом и газом, например, работу автомата наддува двигателя В К-105, на котором управление газом осуществлено по схеме с двумя дросселямч (рис. 308), один из которых, установленный до нагнетателя, управляется автоматом наддува. Автомат наддува относится к автоматам непрямого действия с ане-роидным чувствительным элементом и золотником в качестве управляющего элемента. Регулирующим элементом в данном случае является заслонка, установленная , до нагнетателя. Усилителем является сервопривод одинарного действия. На рис. 310 показан aBTOMLf наддува, а на рис. 311—схема его работы. Анероидная коробка, закрытая колпаком, соединена в нижней части с золотником. Полость герметического колпака соединена каналами с диффузором нагнетателя. При уменьшении давления за нагнетателем ане-роидная коробка удлиняется, перемещая соединенный с ней золотник вниз. Средняя выточка золотника открывает доступ маслу из магистрали двигателя к сервопоршню. Давление масла, преодолевая усилие пружины, перемещает поршень на открытие заслонки. 384 300 При повышении давления в полости вокруг ансроидной коробки золотник перемещается вверх, масло 'Сливается из-под сервопоршня и пружина перемещает поршень и шток на закрытие заслонки. Работа на малом газе- обеспечивается прикрытием дроссельной заслонки карбюратора. При этом вследствие падения давления в камере анероида автомат должен был бы открывать заслонку, что привело бы к резкому колебанию давления в нагнетателе, задроссе-лирован'ном только на выходе. Для устранения этого необходимо задроссе-лировать нагнетатель и на входе, что достигается выключением автомата, принудительным перемещением золотника в верхнее положение при числе обо рогов ниже 1 700 об/мин. Регулирование давления осуществляется винтовым штоком, который служит ооо-рой верхней части ане-роидной коробки. Открытие дроссельной заслонки карбюратора приводит благодаря механической связи к освобождению золотника, после чего автомат снова вступает в работу. Для форсирования двигателя можно специальной тягой, управляемой из кабины, принудительно открыть заслонку и увеличить наддув. Механическая связь управления газом и винтом Как указывалось раньше, для получения минимального расхода топлива нужно определенному положению дроссель-н(ой васлонки обеспечить соответствующее число оборотов. Число оборотов подбирается согласно стендовым испытаниям двигателя. На рис. 312 приведены кривые зависимости часового расхода топлива двигателя ВК-Ю5ПФ от числа оборотов на различных режимах. Из кривых видно, что можно осуществить такое соотношение между числом оборотов и мощностью, при котором будут минимальные часовые расходы топлива. ш/f 1500 2000 Обороти/ в минуту 2500 Рис. 312. Изменение часового расхода топлива авиадвьгателя ВК-105ПФ по оборотам на разных режимах 25-484 385 По зависимости между углом поворота рычага управления газом и величиной давления на всасывании ра и по изменению числа оборотов в зависимости от настройки регулятора (рычага, ррлика, валика и др.) осуществляют механическую связь с такой кинематикой, которая обеспечивает при определенном давлении ра \impk соответствующее число оборотов коленчатого вала авиацн-, онного двигателя. Кинематическая связь между управлением газом и винтом получается применением специальных кулачков или кулис, расположенных на рычаге управления газом, на регуляторе числа оборотов или на промежуточной связи между управлением газом и винтом. На самолете Мессершмитт 109G с двигателем Даймлер-Бенц DB-605 связь между винтом и газом осуществлена жесткими тягами и качалками; за- Рис. 313. Регулятор числа оборотов VDM двигателя DB-605: / — рычаг настройки регулятора; 2 — кулачок связи; 3 — возвратная пружина; 4 — кронштейны крепления механизма управления винтом и газом; 5 — рычаг связи с дросселем мощности висимюсть между положением дроссельной заслонки (двигатель имеет два воздушных дросселя) и числом оборотов осуществляется при помощи специально профилированного кулачка связи на регуляторе числа оборотов. На рис. 313 показан регулятор числа оборотов VDM двигателя DB-605. При повороте рычага 5 связи с дросселем мощности поворачивается кулачок 2 связи, по профилированной поверхности которого перекатывается ролик, соединенный с настройкой регулятора, задавая определенное число оборотов. Ролик прижимается к кулачку связи пружиной 3. К регулятору числа оборотов механизм связи управления винтом и газом крепится при помощи кронштейнов 4. Воздушный винт на самолете Me-109G управляется реверсивным электромотором. Для дублирования ручного управления цепи электромотора переключаются на ручное управление с тремя положениями: на увеличение числа оборотов, на уменьшение оборотов и на перевод винта во флюгерное положение. На самолете «Аэрокобра» Р-39 с двигателем Аллисон V-1710-85, имеющим один воздушный дроссель, . объединенное управление винтом и газом осуществлено в виде связи регулятора ВИШ *с автоматом наддува, что обычно осуществляется в двигателях с одним воздушным дросселем. 386 ' > Рис. 314. Схема связи винта с газом на самолете „Аэрокобра": / — регулятор винга; 2 — автомат наддува; 3 — рычаг управления винтом и газом 1 На этом самолете редуктор вынесен в носовую часть самолета, двигатель устанавливается за кабиной пилота (рис. 314), поэтому кинематическая связь между автоматом наддува и регулятором винта осуществлена на рычаге управления винтом и газом (рис. 315). Кинематическая связь между положением рычага управления газом и регулятором числа оборотов осуществляется кулисой связи 4 со специальной профилированной канавкой. Объединенное управление винтом и газом предусматривает определенную настройку двух применяющихся в винтомоторной группе автоматов: регулятора наддува и регулятора виш. 25* Рис.315. Кинематическая схема сектору управления винтом и газом на самолете .Аэрокобра" Р-39: 1 — рычаг объединенного управления; 2 — тяги управления газом; 3 —тяга управления винтом^ 4 — кулиса связ-i; 5 — сегулировочные рифленки ' ..... 387 § 86. РЕГУЛЯТОРЫ ТЕМПЕРАТУРЫ, ДАВЛЕНИЯ И ВЯЗКОСТИ МАСЛА. ШУНТОВЫЕ КЛАПАНЫ МАСЛОСИСТЕМЫ В масляной и водяной системах применяются устройства для поддержания температуры масла и воды в пределах, допустимых для данного двигателя. Регулирование температур •может осуществляться двояко: изменением протока охлаждаемой жидкости через радиатор и изменением протока охлаждающего воздуха. Если бы в водяной и масляной системах применить регулирование температуры только протоком жидкости через охладитель, это привело бы к резкому возрастанию лобового сопротивления охлаждающих устройств на больших скоростях полета. Для уменьшения сопротивления применяют регулирование протока воздуха управлением заслонки на выходе воздуха из радиатора; это, как известно, приводит к падению сх ' ' ВН на режиме максимальной скорости полета. Комбинированное управление заслонками радиаторов и протоком масла через радиатор,, во-пер/вых, дает выигрыш в скорости полета и, во-вторых, предохраняет систему при запуске от разрыва, облегчает условия запуска двигателя и ускоряет прогрев системы. , При низкой температуре регуляторы перепускают часть охлаждаемой жидкости мимо радиатора в бак. Регуляторы температуры, применяемые в системах винтомоторной группы самолетов, регулирующие проток жидкости, относятся к регуляторам непосредственного действия с гофрированными коробками или пружинами в качестве чувствительных я управляющих элементов. Регулятор температуры масла , На масляных радиаторах устанавливают регулятор температуры для предохранения радиатора от разрыва при запуске, а также для регулирования температуры масла изменением количества проходящего масла по сотам радиатора. На рис. 316 показан общий вид регулятора. Регулятор состоит из гофрированной коробки /, к донышку 2 которой прикреплен клапан 3 с направляющими ребрами. Верхняя часть гофрированной коробки имеет крышку 4, к которой прикреплен стаканчик 5, упирающийся в нижнюю крышку пружиной 6. Опорой для пружины является винт 7. Пружина прижимает донышко гофрированной коробки к стаканчику, что дает возможность регулировать ее длину. В крышку 4 ;и с другой стороны в установочную гайку // упирается пружина 10, устанавливаемая со сжатием силой порядка б кг, .вследствие чего головка крышки 4 прижимается к контровой скобе 12. Полость гофрированной коробки заполняют ча- $88 в n dca=23t5—[~^\ ( ^ Рис.316. Регулятор температуры масла: ; 7 — гофрированная коробка; 2 — донышко гофоиоовэнной коробки; 3— клапан; 4—крышка; 5 — стаканчлк; 6 — пружина; 7 —винт; 8 — пробка; 9 — седло; 10 — пружина; // — установочная гайка;. 12 — контроля скоба стично, вводя в нее 4 см" низкокипящей жидкости, после чего отверстие в крышке закрывается пробкой 8. При низкой температуре масла клапан открыт полностью,, подъем его составляет 3—4 мм. В этом случае масло свободно проходит через открытое отверстие мимо сот радиатора, оказывающих большое сопротивление протоку масла высокой вязкости. При повышении температуры до такой, при которой давление паров низкокипящей жидкости преодолеет натяжение пружины 6, клапан начинает прикрываться. Когда температура достигает нормального значения, клапан полностью закрывается и все масло поступает в радиа- /38& , • л • -. ' ' Л тор,, проходя через соты. Если произойдет далынейшее повышение температуры, гофрированная коробка сожмет пружину 10; в случае резкого повышения давления дальнейшее сжатие пружины 10 приведет к открытию клапана и к частичному перепуску масла мимо радиатора. Таким образом, пружина 10 обеспечивает свободный ход гофриррванной коробке при повышении температуры, а в случае резкого возрастания давления является предохранительной. Гофрированную коробку заполняют смесью из фракций петролейнаго спирта с различной температурой кипения. Данный регулятор поддерживает температуру в диапазоне +5° Ц. Регулятор температуры «Сильфон» Регулятор устанавливается в качестве автоматического шунтового устройства на линии всасывания между баком и масляным насосом двигателя и предназначен для быстрого прогрева масла при запуске двигателя и регулирования протока масла чер|ез радиатор, перепуская его в радиатор или в бак в зависимости от температуры. Конструкция регулятора показана на рис. 317. Регулятор имеет #етыре штуцера для поступления масла из бака в дви- -4U — -40---- Рис. 317. Регулятор температуры Сильфон: /—гофрированная корсбка; 2 — фланец; 3 — гайка; 4 — стакан; 5—пружиня: ? — шайб:;; 7—тарелка; 8 — полый вал*.к; 9— бобышка; 10 — коркозая пробка: // _ ШТо к; 12 — кл; пан; 13 — седло; 14 — поршень; 15 — пружина; 16 — гайка 390 гатель и из двигателя в бак. В корпусе регулятора помещается чувствительный элемент — гофрированная коробка 7, частично заполненная низкокипящей жидкостью. Гайка 3 прижимает к корпусу припаянный к этой коробке фланец 2. С другой стороны к «ей припаян стакан 4, внутри которого имеются пружина 5 и полый валик 8. С противоположной стороны к стакану прикреплен шток /7, на конце которого смонтирован клапан 12. В закрытом положении клапан прижимается к седлу 13. Цилиндрическая часть клапана 12 может перемещаться внутри поршня 14. В крайнем положении клапан удерживается пружиной 15. При низкой температуре масла на линии всасывания клапан открыт, и масло, минуя радиатор, поступает в бак. С повышением темпера'туры клапан перекрывается и большая часть масла поступает в радиатор. Если при полностью закрытом клапане происходит дальнейшее повышение температуры, клапан с большой силой прижимается к седлу. Резкое повышение давления может привести к разрыву радиатора. Для предупреждения этого явления служит пружина 15, которая, сжимаясь, откроет доступ масла в бак. Автомат давления масла На рис. 318 показана схема автомата давления масла. Автомат давления представляет собой сочетание редукционного клапана 3 и термостатического золотника 7. Термостатический золотник управляется стержнем термостата. Отверстия 9 втулки открыты, когда масло имеет низкую температуру, при горячем масле стержень термостата выдвигается и золотник 7 закрывает отверстия втулки. Пружина 5 редукционного клапана опирается на поршенек 6, а последний — на регулирующий винт 10. Между поршеньком и его направляющей имеется зазор. Когда отверстия 9 втулки закрыты, редукционный клапан открывается в том случае, если давление масла 8 кг/см~. При низкой температуре масла отверстия 9 втулки открыты и масло,, поступающее в полость редукционного клапана, давит на поршенек б, сжимая пружину 5 редукционного клапана. Давление, действующее на поршенек, меньше, чем в магистрали, так как между поршеньком и направляющей имеется зазор. Зазор подобран таким образом, что при холодном масле редукционный клапан открывается при давлении в магистрали 15 /сг/сж2. Применение автоматических устройств для регулирования температуры 'масла без изменений обдувки радиаторов не является эффективным. Необходимо обеспечить такую регулировку температуры, при которой с ростом скорости не воз- л ""' 391 растает сопротивление радиаторов, что может быть получено только за счет интенсивности обдувки радиатора в зависимости от высоты и скорости полета и температуры воздуха. Таким образом, для регулировки температуры масла необходимо управлять протоком воздуха. Шунтовые устройства Рис. 318. Автомат давления масла: 1— стержень термостата; 2— штуцер; 3 — редукционный кл--шзн; 4 — выход масла; 5 — пружина; 6— поршенек; 7 —золотник; 8 — штуцер входа; 9 — отверстие втулки; 10 — регулирующий винт предохраняют систему от разрушения и улучшают условия эксплоатации двигателя при запуске. Наличие обогревательной рубашки на радиаторах может предохранить радиатор от замерзания в условиях высотных полетов при низких температурах наружного воздуха. 392 Регулятор вязкости масла1 На рис. 319 показан регулятор вязкости масла, который монтируется на радиаторе. Отработанное масло попадает в полость 1, выход из которой закрыт тарельчатыми клапанами 2 и 3. Первый клапан, соединенный с гофрированной Рис. 319. Регулятор вязкости масла: / — полость внутри ксрпуса; 2 и 3 — тарельчатые клапаны; 4 — канал; .5—насадок'Вен- тури; 6 — сетчатый фильтр коробкой, прижимается к седлу специальной пружиной. Полость / регулятора через клапаны 2 и 3 может сообщаться с кожухом или сотами радиатора. Клапан 2 через внутреннюю полость гофрированной коробки и канал 4 в теле корпуса связан с горловиной насадка 5 Вентури- Насадок 5 Вей-тури через сетчатый фильтр 6 сообщается с полостью /, а его выход через сверление в корпусе регулятора сообщается с полостью низкого давления за перепускным клапаном 3. При поступлении холодного масла в полость /, вследствие большой вязкости давление в горловине насадка и в гофрированной коробке велико, клапан 2 закрыт и масло,, отжимая клапан 3, поступает в кожух радиатора, минуя соты. При прогреве системы, вследствие падения вязкости, давление в гофрированной коробке падает, клапан 2 отжимается, перепуская масло через соты радиатора. Клапан 3 является шун-товым, и пружина его должна быть рассчитана так, чтобы при определенной температуре гидравлическое сопротивление 1 Красноглядова и Русаков, Масляные системы самолетов, Оборонгиз, 1940 г.. - 393 •клапана 2 и радиатора не превосходило усилия затяжки пружины клапана 3. Работа регулятора управляется насадком Вентури, через который незначительное количество масла из входной полости перепускается в перепускную. На работу регулятора вязкости масла высота полета не влияет. Регулирование масла по вязкости имеет р,яд преимуществ перед регулированием температуры при помощи термостатов. Для надежной работы авиационного двигателя необходимо применять масло определенной вязкости, причем в зависимости от сорта масла, данной вязкости может соответствовать различная температура. Ряд исследований, проведенных в ЦИАМ, показывает, 'например, выгодность применения масел большой вязкости при повышенных температурах масла, что может дать улучшение работы маслосистемы, в особенности в высотных полетах, и уменьшить площади радиаторов. Регуляторы температуры должны устанавливаться на определенные значения температур при эксплоатации авиадвигателя в летних или зимних условиях. Регулятор вязкости масла поддерживает определенное значение вязкости, что имеет большое значение для правильной эксплоатации двигателя. Установка регуляторов вязкости «а радиаторах предохраняет радиаторы от разрыва при запуске и ускоряет процесс разогрева системы в зимних условиях. Целесообразна также установка регулятора вязкости при применении разжижения масла бензином. Кроме регуляторов, в маслосистемах применяются термостаты и шунтовые клапаны. В качестве примера рассмотрим работу шунтового клапана, установленного на одном из самолетов. Шунтовой клапан маслосистемы пружинного типа Как было указано ранее, на некоторых самолетах устанавливают шунтовые устройства клапанного типа,, принцип работы которых заключается в том, что прр движении масла низкой температуры и высокой вязкости возрастает сопротивление радиатора. Если клапан установлен на входе в радиатор, то при повышении сопротивления радиатора сверх усилия затяжки пружины клапана клапан отжимается, открывая доступ маслу, кроме радиатора, в бак или в обогревательную рубашку радиатора. ; На рис. 320 показан шунтовой клапан пружинного типа, отрегулированный на определенное давление. Шунтовой клапан состоит из клапанов 1 и 4, направляющих масло в бак; клапан 2 направляет масло в радиаторь!, которых на самолете два. Клапан / прижимается к седлу пружиной с за- 394 . Работа клапана при холодном масле В__,/_ «Да» "I . 5 ESS ^3 1777*20----------„/ В масло-<с~ I бак Из откачивающего HOCOQV Работа клапану при прогрепом масле .5 г из откачивающего насоса\ В радиаторы Рис.. 320. Шунтовои клапан пружинного типа маслосистемы самолета: / к*4 — клапаны, направляющие масло в бак; 2—клапан, направляющей масло в радиаторы; 3 — шайба; 5— поршень; 6 — пружина тяжкой в 4,2 кг/см2. Отверстие клапана прикрывается шайбой 3, на которую действует слабая пружина. Снизу клапан / может закрываться клапаном 4, который в спокойном положении несколько отходит от клапана 1. При запуске двигателя масло поднимает шайбу 3 и через центральное отверстие клапана / поступает в магистраль, ведущую в бак. Так как масло проходит мимо радиатора, ускоряется прогрев масла. Клапан 2 смонтирован на полом стержне, в верхней части которого закреплен поршень 5. С повышением температуры масло через нижнее отверстие в стержне попадает внутрь стержня и выходит под поршень 5. При увеличении давления масла выше усилия пружины 6 поршень переместится вверх, поднимая стержень, вследствие чего откроется клапан 2 и закроется клапан 4. Прогретое масло будет поступать в радиаторы. Если по какой-нибудь причине давление масла станет выше затяжки пружины, клапан / откроется и масло лойдет в бак, предохраняя радиаторы от разрыва. 395 • § 87. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ОХЛАЖДЕНИЕМ ДВИГАТЕЛЯ Кроме применения термостатов и регуляторов температуры в системах винтомоторных групп самолетов, применяется основной вид управления охлаждением, а именно управление заслонками капотов, регулирующими проток воздуха через охлаждающую систему. Управление охлаждением может быть механическое, гидравлическое и электрическое. Пневматическое управление охлаждением не нашло применения, так как воздух легко сжимается и благодаря упругости не фиксирует промежуточных положений. Пневматическое управление в основном применяется в двухпоэиционном управлении. Автоматическое управление начинает применяться в авиа-ции и встречается на наиболее 'продуманных, с точки зрения удобств эксплоатации, конструкциях самолетов. При разработке надежно работающих автоматов, оправдавших себя в эксплоатации, нет необходимости в дублированном ручном управлении. Вследствие того, что регулирующий орган находится обычно на большом расстоянии от чувствительного элемента и усилия, потребные для перемещения регулирующего органа велики, автомат^еские регуляторы охлаждения двигателя осуществляются в виде автоматических регуляторов непрямого действия. В гидравлической и электрической схемах в качестве чувствительного элемента применяют гофрированную коробку или полую пружину. Большое распространение получили гофрированные коробки в автоматическом управлении, так как они развивают усилия большие, чем полая пружина. § 88. СХЕМЫ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ОХЛАЖДЕНИЕМ Гидравлическая схема строится по следующему принципу. Гофрированная! коробка (помещается в среду, температуру которой нужно регулировать. С гофрированной коробкой связывается (золотник^ управляющий направлением масла или специальной гидросмеси, имеющей низкую температуру замерзания (например, спирто-глицериновая смесь) в сервопривод двойного действия. Следящая система или обратная связь осуществляется в виде жесткой или упругой связи. Действие обратной связи должно заключаться в том, чтобы при отклонении заслонки на некоторую величину прекратить ее дальнейший поворот, который возобновляется при дальнейшем изменении регулируемого параметра. Таким образом, следящий механизм должен быть связан с регулирующим 396 органом или с элементом системы, перемещающимся пропорционально перемещению регулируемого органа. В гидравлической схеме управления охлаждением такими элементами будут или заслонка капота или шток поршня сервопривода. На рис. 321 показан вариант простейшей схемы автоматического управления заслонкой радиатора по описанному выше принципу. В данной схеме гофрированная коробка при помощи рычага перемещает золотник, обеспечивая перемещение поршня сервопривода, а следовательно, и заслонки. Рис. 321. Схема автоматического управления заслонкой радиатора с обратной упругой связью Повышение температуры охлаждающей жидкости приводит к тому, что гофрированная коробка, частично заполненная низкокипящей жидкостью, под действием упругости паров удлиняется и перемещает золотник вверх, открывая доступ маслу в верхнюю полость цилиндра. Из нижней полости масло через открытые золотником окна выходит; заслонка открывается. При открытии заслонки отклоняется рычаг обратной связ!и>, увеличивая натяжение (пружины, связывающей рычаг обратной связи с рычагом управления золотником. Дальнейшее натяжение пружины создает момент, превышающий момент от гофрированной коробки, и золотник, опускаясь, перекроет окна в корпусе золотника,, ведущие к сервоприводу; движение заслонки прекратится. Если в данном по- * 397 ложении заслонки температура продолжает расти, гофрирр-ванная коробка преодолеет сопротивление пружины и снова поставит золотник на открытие заслонки. При понижении температуры система работает аналогична описанному, но в обратном порядке. • . Следует отметить, что диапазон изменения температур зависит от жесткости пружины и усилий, возникающих в гофрированной коробке, поэтому пружина должна рассчитываться так, чтобы колебания температуры не превышали 2—3°Ц от заданной. Большая жесткость пружины приведет к низкой чувствительности автоматического устройства. Слишком слабая пружина дает большие колебания заслонки, что приводит к снижению скорости полета из-за увеличения коэфициентов лобового сопротивления установки. Для выключения автоматической регулировки и перехода на ручное управление достаточно освободить нижнюю опору гофрированной коробки, которая может опираться на винт или представлять собой поршень, находящийся под давлением гидросмеси. Ручное управление в данной схеме будет заключаться в перемещении золотника из нейтрального положения,, фиксируемого в кабине стопорным приспособлением, на открытие или закрытие заслонок. Схемы гидравлического управления имеют ряд недостатков, которые присущи любым жидкостным системам: появление течи, потребность в жидкости с низкими температурами замерзания,' наличие на самолете специальной гидросистемы для автоматического управления заслонками. Гидросистемы автоматического управления применяются в том случае, если на самолете применено гидравлическое управление шасси, щитками или другими механизмами. На рис. 322 показан гидравлический регулятор в собранном виде. Регулятор состоит из чувствительного элемента, усилителя, золотникового устройства с механизмом обратной связи и гидравлического сервопривода. Термопатрон выполнен в виде спиральной трубки, заполненной жидкостью с низкой температурой кипения, и присоединяется к мембранным коробкам при помощи капиллярной трубки. На рис. 323 показана схема этого автоматического регулятора температуры. Термопатрон 1 по капиллярной трубке.? передает давление в мембранные коробки 3, которые через сухарь 4 соединяются с золотником 5. Если регулируемая температура находится в пределах температуры настройки, то золотник занимает нейтральное положение и масло не поступает ни в одну из полостей сервопривода. Настройка регулятора осуществляется червячной шестерней /4, приводимой в движение рейкой 15. Перемещение рейки осуществляет летчик из кабины. Червячная ше- з-8 '^".v'-'K''1' 8 10 Рис. 322. Гидравлический регулятор температуры охлаждающей жидкости: 7 — термопатрон, 2 — корпус золотника: 3 — сервоцилиндр; 4—шток: 5—сливная труб*;-. 6 — подвод масла; 7—корпус мембранных коробок; 8 — капиллярная трубка; 9 — шкала температур; 10 — привод к настройке регуляюра стерня перемещает хвостовик 13, что изменяет натяжение мембранных коробок. При падении температуры падает давление в мембранной коробке и регулятор срабатывает на закрытие заслонок. Проследим по схеме за работой системы в этом случае. При сжатии мембранных коробок пружина 16 переместит золотник вправо, масло начнет поступать в правую полость сервопривода и поршень 7 под давлением масла переместится влево на закрытие заслонки радиатора. Благодаря направляющей 6 поршень движется только поступательно. Палец 9 обратной связи входит в винтовую выточку ходового винта 8 и, перемещаясь вместе с поршнем, вращает ходовой винт. Конец ходового винта соединен с подвижной гильзой 11 и, вращаясь в винтовой нарезке гильзы, перемещает ее. Палец 12, укрепленный на подвижной гильзе 11, входит в продольный паз неподвижной гильзы 10, поэтому гильза // может перемещаться только поступательно; она движется до •тех пор, пока не перекроется доступ масла через золотник. Из разобранной схемы видно, что перемещение серво-поршня пропорционально величине смещения подвижной гильзы /7, а последнее пропорционально ходу мембранных коробок. .'•:Л>>Й.;-• • • .'' Y -^"У •.-.'•''••-,'" 399» *-. о о ?7 в б Масло на открытие заслонок Вход масла 8 12 16 17 10 Мксло на закрытие \Выхо'д масла заспонок Рис. 323. Сдема автоматического регулятора температуры: 1 — термопатрон; 2 — капилляр: 3 — мембранные коробки; 4 — сухарь; 5 — золотник; 6 — направляющая поршня серво-пр^вода; 7 — поршень со штоком; 8 — ходовой вкнт обратной связи; 9 — п.°лщ обратной связи; 10—неподвижная гильза;//—подвижная гильза; 12 — направляющий палец; 13 — хвостовик; 14 — червячная шестерня; 16 •» рейка на-стройки; 16 и 17— пружины При повышении температуры золотник 5 смещается влево, открывая доступ масла под давлением в левую полость сервопривода, что приводит к открытию заслонки радиатора. Правая полость в этом случае сообщается через золотник с каналом слива масла. Питание сервопривода осуществляется от гидросистемы ВИШ. Масло подводится к золотнику под давлением 18—20 кг/см2. Для удобства настройки на корпусе регулятора укреплена шкала 9 температур (рис. 319) с делениями от 60 до 130° Ц. Основные данные регулятора следующие: вес 3,1 /сг, тяговое усилие 1 000 /сг, градуировочная погрешность 1—2° Ц, время полного хода сервопоршня 8—10 секунд. В данном автоматическом регуляторе вследствие малой зоны нечувствительности появляются колебательные режимы работы. ' 8 § 89. СХЕМЫ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ОХЛАЖДЕНИЕМ На рис. 324 показана схема автоматического управления температурой головок цилиндров. Тер.моприемник устанавливается на головке цилиндра; изменение температуры воздействует на рычаг, на котором имеются контакты, направляющие ток в соленоид, замыкающий цепь реверсивного электромотора на вращение в одну или другую сторону. Схема обратной связи осуществлена так, что при натяжении пружины разрывается цепь соленоидов и электромотор выключается. Для перехода на ручное управление контакт в кабине летчика переводится на ручное управление и замыкание цепи соленоидов, включающих электромотор на вращение в нужную сторону, производится специальным тумблером, расположенным в кабине. Так же могут быть осуществлены схемы управления заслонками водяных, масляных и воздушных радиаторов. Автоматический регулятор температуры фирмы Истмен Фирмой Истмен разработан автоматический регулятор температуры для управления заслонками водо- и маслорадиа-торов. Регулятор относится к типу электрических пропорциональных регуляторов с жесткой обратной связью. Электрический сервопривод дает постоянную скорость перемещения заслонки. На рис. 325 показана электрокинематическая схема автоматического регулятора температуры фирмы Истмен. Регулятор состоит из термопатрона /, который является чувствительным элементом регулятора, сервопривода-электромотора 2, рычага контактного механизма 3, двух реле 4, выдвижной тяги 5, переключателя 6. Изменение температуры меняет давление паров жидкости в спиральной трубке, являющейся термопатроном /. Давление паров по капиллярной трубке передается под мембрану 7, на- 26-484 401 so* 'V'^tfS b-(;bv ,'t uu?. Ш-i- f ^••i<: ШМЧОГ^ '. v i, i -o s r> /•: . i *' H "fj: • .-!•.• ;-, I •/.•'•*•;> Is] » '• l> *'"' ! . J.l/si^ i4.i-'Ji^rt / J^ |M,J ',..',;,. i. |^i.%V>.:iOb':t- § J3, Г!.4 * ^5: * X ,-.. J 1 ** L --- , Автоматическое управление Ручное управление Открыто Закрыто _— -^Открыто 1 Автомат Закрыто / / / Заслонка радиагп^оа Рис, 325. Электрокинематическая схема автоматического регулятора температуры фирмы Истмен: Т.— термопатрон: 2— электромотор: 3—рычаг контактного механизма; 4 — реле; 5 — выдвижная тяга: б - переключатель (в K;>6t не); 7 — мембрана; « — шток; Р —рычаг; 10, 11, 12, 13, 14, 15— контакты; 16 — пальцы; /7 и 18 — катушки реле; 19 - кулачок; :0 — рычаг; 21 — ось; 22 и 23 —.KOIN цевые выключатели холящуюся в коробке. На мембрану с другой стороны давит пружина, от натяжения которой зависит настройка регулятора. В зависимости от давления паров мембрана прогибается в ту или другую сторону и перемещается шток 8. Шток соединен с рычагом Р, который поворачивает рычаг 3, замыкая контакты 10 или 11. При замыкании контакта 10 ток поступает в катушку 17, что приводит к замыканию контакта 14. Контакт 11 через катушку 18 обеспечивает замыкание контакта 15. Контакты 14 и 15 замыкают цепь обмоток электромотора 2. На оси 21 электромотора расположены пальцы 16, которые при повороте ее размыкают концевые выключатели 22 и 23, что обеспечивает выключение электромотора при повороте оси на предельную величину, соответствующую крайним положениям заслонки радиатора. В процессе работы, когда температура не достигает предельных значений, выключение электромотора обеспечивается обратной связью. Посредством червячной передачи от электромотора поворачивается кулачок 19, перемещающий рычаг 20, на конце которого закреплен шарнирно рычаг 9. Таким образом, происходит смещение опоры рычага 9, и рычаг 3 поворачивается настолько, пока не разорвется цепь питания реле 4. Размыкание цепи электромотора произойдет несколько позднее, так как питание обмоток возбуждения осуществляется через блокировочные контакты 12 или 13, расположенные на рычаге 3. Как видно из схемы, эти контакты включаются раньше и выключаются позже контактов 10 и //, а размыкание цепи электромотора опаздывает, на постоянный промежуток времени по отношению, к моменту выключения регулятора обратной связью, что нарушает пропорциональность характеристики регуляторд. Блокировочное устройство предохраняет электромотор от кратковременных включений в случае, если температура находится в пределах зоны нечувствительности регулятора, а разомкнутые контакты 10 и 11 кратковременно замыкаются под действием вибрации. Однако даже наличие обратной связи в данном регуляторе не предохраняет систему от колебаний в процессе работы регулятора и приводит к колебаниям заслонок радиатора. Автоматический пропорциональный регулятор с электро-;;: приводом для управления заслонками радиатора , ' .;• .. ••• * •• ; .' .1 ]. . .:• , На рис. 326 показана электрическая схема автомата управления заслонкой маслорадиатора при полностью втянутом ходовом винте. Реверсивный мотор питается от самолетной сети постоянного тока напряжением 24 в. Тумблер,, установленный в кабине летчика, имеет четыре положения: «выключено», «автомат», «открытие» и «закрытие». Последние два положе- 404 . • • ' . '• '"'& •;:Г'^'' :'. яия служат для ручного управления заслонкой в случае выхода из строя автомата. Ходовой винт автомата соединен с заслонкой радиатора. Зона пропорциональности в данной' автомате равна 10° Ц. При установке тумблера (в кабине) в положение «выключено» электрическая цепь разрывается и заслонка благодаря самотормозящейся передаче от электромотора фиксируется в положении, при котором произошло выключение автомата. ^ ^Закрытие Открытие +24в Автомат \ Р и с/326. Электрическая схема автоматического регулятора температуры: / — термопятрон; 2— мембрана; 3 - центральный контакт термостата; 4 — реле; 5 — кон-цевые выключатели; б—кулачок кондеаых ви .лючмтелеГи 7 — в ялик обр'тной связи; 8 _ лрерыв чели: 9 — защитный кожух; 10 — ходоаой винт; // — кулачок прерывателей; 12— г-йка ходового винта; 13 - реверсивны-'i Электр >мит'>р; 14 — обчогьа этектромою^а для врлщении на открытие заслонок; /5 — обмотка э ICKT юмотора для вр^щен/.я на за- крытье заслонок; Jj — нарезнля втулка 405 В положении тумблера на «закрытие» ток поступает через концевой выключатель 5 к обмотке 15 электромотора 13. Вращение электромотора через редуктор передается гайке 12 ходового винта 10, который, выдвигаясь, закрывает заслонку. Червячная резьба на гайке 12 передает вращение валику 7, на котором имеется кулачок 6. Передаточное число от гайки 12 -к валику 7 подобрано так, что при полном выдвижении ходового винта валик 7 поворачивается менее чем на один оборот. В крайнем положении ходового винта кулачок 6 размыкает концевой выключатель, в результате чего заслонка фиксируется в полностью закрытом положении. При положении тумблера на «открытие» электромотор будет работать до тех пор, пока заслонка полностью не откроется. Рассмотрим работу автоматического регулятора по управлению за-сло'Нкой радиатора. Чувствительный элемент — термопатрон 1 помещается в магистраль маслосистемы. Капиллярная трубка, заполненная низкокипящей жидкостью, соединена с мембраной 2. В зависимости от температуры изменяется давление в мембранной коробке, что приводит к прогибу мембраны. Мембрана системой рычагов соединена с центральным контактом 3 термостата. При падении температуры масла мембрана прогибается вниз и центральный контакт замыкается с нижним рабочим контактом. Ток проходит в правую катушку реверсивного электромагнитного реле 4 с механической блокировкой и далее через концевой выключатель 5 — на массу. Притянутое правое плечо реле замыкает одновременно три контакта. Через контакты термостата ток к электромотору не идет: термостат служит для включения реле. После включения реле ток через центральный контакт правого плеча поступает к двум боковым контактам. От левого контакта ток пойдет через концевой выключатель к электромотору и ходовой винт 10 начнет выдвигаться, прикрывая заслонку. От правого контакта ток пойдет через прерыватель 8 в катушку реле и затем через концевой выключатель на массу. Обратная связь между ходовым винтом и термостатом осуществляется так. Вращение гайки 12 ходового винта передается валику 7, который благодаря нарезной пробке во втулке 16 не только вращается, но и перемещается поступательно (в данном случае вверх) так же, как и при ручном управлении. Обратная связь обеспечивает пропорциональность между перемещением заслонки и перемещением рабочих контактов термостата. >:< '- Дальнейшая работа зависит от степени понижения температуры масла. При большом понижении температуры обратная связь быстро размыкает соединение между центральным и нижним контактами термостата, но при этом правое плечо реле остается притянутым благодаря току, идущему через катушку реле от центрального контакта. Гайка в этом слу- 406 п чае сможет повернуться на один оборот, после чего кулачок 11 разомкнет прерыватель 8 и ток поступать к электромотору не будет. Таким образом, кратковременный импульс термостата при небольших изменениях температуры обеспечивает поступательное перемещение ходового винта только на величину шага его резьбы, после чего кулачок 11 размыкает электрическую цепь до следующего импульса термостата. Это обеспечивает устойчивость работы автомата. Максимальный ход регулировочного винта автомата равен 114 мм, максимальное время полного хода 16 секунд. Данный автомат удобен тем, что при выходе из строя элементов автомата управление может осуществляться вручную 1. § 90. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕМ ОТ ОДНОГО РЫЧАГА Комплексное управление авиадвигателем по схеме Халфорд Существует много предложений и патентов по вопросам управления авиационным двигателем при помощи одного рычага. Все эти предложения сводятся к тому, чтобы движением одного рычага обеспечивать настройку ряда автоматов. Одним из таких предложений является схема Халфорда — комплексное управление авиадвигателем. В названной схеме предусматривается автоматическое регулирование шага винта, опережения зажигания, дросселя карбюратора, качества смеси, давления наддува. Настройка автоматов, как уже указывалось, производится летчиком при помощи одного рычага. На рис. 327 показана схема комплексного управления двигателем. Винт изменяемого в полете шага снабжен обычным центробежным регулятором постоянства оборотов. С тягами 5 и 6 соединен ползун 19 с профилированным пазом, в котором скользит палец 20 рычага. Ползун при помощи рычага и тяг 21 управляет опережением зажигания. Вообще без этой связи можно обойтись, так как магнето на современных авиадвигателях имеет автоматическую регулировку опережения зажигания. Однако управление опережением зажигания включено в схему для того, чтобы показать возможность при помощи одного рычага управлять большим количеством переменных параметров. Давление наддува регулируется автоматом, состоящим из гофрированной коробки, золотника и сервопривода, действующего при помощи рычагов на дроссельную заслонку. 1 При описании автоматических регуляторов температуры использованы материалы ГК НИИ ВВС, труды и описания БИТ и иностранная периодическая литература. 407 »?-О 00 ._.? -. Рис. 327. Комплексное управление авиадвигателем по схеме Халфорд: -1 — грузы центробежного регулятора ВИШ; 2 — пружина; 3 — стакан; 4.— зубчатая рейка; 5, 6 и 7 — тяги; 8 — лопастл винта; 9 — полый вал; 10 — стакан; 11 и 12 — механическая передача; 13 — иасос; 14 — золотник; 15 — трубка; 16 — трубка отвода масла в картер; 17 — трубка перепуска избытка масла; 18 — перепускной клапан; 19 — ползун; 20 —палец рычага; 21 — тяги; 22 — магнето; 23 — гофрированная коробка; 24 — камера; 25 — трубка; 26 — нагнетатель; 27 — зо-лотдик регулятора наддува; 28 — сервопривод; 29 к 30 — рычаги; 31 — дроссельная заслонка; 32 — муфта со свободным холом; 33 — ограничитель; 34 — кулачок; 35 — шток с пружиной; 36 — регулятор качества смеси; 37 и 38—игольчатые клапаны регулятора качества смеси; 39 и 40 — гофрированные коробки; 41 — трубка; 42—рычаг управления двигателем в кабине летчика. Положения рычага управления двигателем: /—малый газ; //— открытие дросселя (нормальный полет); ///— набор высоты; IV— форсаж двигателя Промежуточная передача осуществляется через муфту 32, имеющую свободный ход, что дает возможность после полного открытия дроссельной заслонки перемещать рычаг 42 управления и тем воздействовать в случае необходимости на регулятор ВИШ в сторону увеличения оборотдв. ' Кулачок 34, связанный с тягой управления, нажимая на шток 35 автомата давления, изменяет наддув в зависимости от положения рычага 42. • // Регулятор 36 качества смеси состоит из двух игольчатых клапанов 37 и 38, связанных с гофрированными коробками 39 и 40. Камера коробки 39 сообщена с нагнетателем, камера коробки 40 — с атмосферой. На малом газе рычаг 42 находится в положении /, золотник 14 центробежного регулятора поднят кверху, и винт установлен на максимальный шаг. Перестановка рычага 42 в положение // оказывает в основном влияние на положение дросселя. При дальнейшем перемещении рычага до положения, соответствующего нормальному режиму работы, возрастает давление наддува, число оборотов и угол опережения зажигания. При установке рычага в положение ///, что соответствует режиму набора высоты, давление наддува быстро возрастает, растет число оборотов, изменяется опережение зажигания и качество смеси, так как игольчатый клапан «57 подачи топлива открывается. Положению IV соответствует форсирование двигателя на взлете; опережение зажигания на этом участке остается почти без изменения. Система управления авиадвигателем ЮМО-213 Управление авиадвигателем ЮМО-213 сконцентрировано в едином рычаге, воздействующем через центральный пост автоматического управления на весовой заряд воздуха, поступающего в цилиндры, число оборотов двигателя, качество смеси и угол опережения зажигания. Переключение скоростей нагнетателя осуществляется отдельным автоматом, реагирующим на давление наружного воздуха. При вводе самолета в пикирование переключение на первую скорость нагнетателя происходит вне зависимости от высоты полета. Остановка двигателя осуществляется единым рычагом. Основной особенностью управления двигателем ЮМО-213 является то, что в двигателе поддерживается постоянным не давление, а весовой заряд воздуха. Это приводит к тому, что на высотах ниже расчетной улучшаются характеристики двигателя. На рис. 328 приведены высотные характеристики двигателя ЮМО-211 F (с регулятором наддува), а на рис. 329—двигателя ЮМО-213 (с автоматом наполнения, поддерживающим постоянный весовой заряд). Из характеристик видно, что мощ- 409 ность двигателя ЮМО-213 на высотах ниже расчетной значительно выше мощности двигателя ЮМО-211Г вследствие того, что на первом перед нагнетателем установлены поворотные лопатки типа лопаток Поликовского, обеспечивающие закруткой струи затрату меньшей мощности на нагнетатель. Шл.с. шо 1200 <100 WOO 900 €00 700 600 500 ЬОО 300 200 т 0 Номинальная мощногнь ^ s ^ \ 1 _/ 'S Ч- I*** л / ^ ч \, л ч s \ Ч \ ч 1гЗЬ5б789Н WMO-21IF ^ пел.с. Нн» то 1200 1100 WOO 900 воо 700 600 500 Ш 300 гоо МО 0 Нам инальт щносп УЯ ь /Укл \ \ ъ>- •С *+^ — •• •*> \ k Ч- ' ^^м ••++ \ Ч V V »•-. «•«•I •* & C?N !?А| > Ч— * *-«• ^**< • ^ _ ^ Мрей cepi MOL 1НО1 ЦН& ' / ътъ _• У и ч ^ •$• N ^ N X "fe N Ч 2 3 Ь 5 6 7 ЮМО-213 8 9 10 Рис.328. Высотные характеристики двигателя KDMO-2ilF Рис.329. Высотные характеристики двигателя ЮМО-ЛЗ Принципиальная схема центрального поста управления двигателем ЮМО-213 показана на рис. 330. Автоматическое управление двигателем работает от гидросистемы. Перемещение рычагов управления на двигателе осуществляют гидравлические сервоприводы. Чувствительные элементы воздействуют на золотники, подающие масло в соответствующие полости сервоприводов. Движением рычага управления воздействуют через систему рычагов и кулачков на положение золотников, открывающих доступ маслу к сервоцилиндрам. Постоянство весового заряда обеспечивает автомат наполнения, чувствительным элементом которого являются анероид-ные коробки. Автомат наполнения реагирует на изменение давления и температуры воздуха после нагнетателя и противодавления на выхлопе. Анероидные коробки / и 2 находятся в герметически закрытой камере 5, сообщенной каналом 8 с воздухопроводом, идущим от нагнетателя, и другим каналом с областью пониженного давления перед дросселем. Вследствие этого через камеру 3 циркулирует определенное количе- J Ч- ' 410 Поворотные попатп. Воздухопровод 58 единый ptwe управления Рис. 330. Принципиальная с*ема центрального поста автоматического упра-в, ения двигателем ЮМО-213: / и 2—анерОидные коробки автомата наполнения; 3— камера; *—-золотник; 5 — канал; 6—пружина; 8 — канал подвода рк; 10 — валик; П — кулачок качества смесл; 12 — кулачок весового заряда; 13 — валик управления; /4 — кулачок оборотов; J6—кулачок угла о ережения зажигания; 17 — вильчатый рычаг; 18—валик; 20— ролик; 21 — шток; 26 — золотник корректора качества смеси; 27 — масляный канал; 28 — поршень дополнительного регулятора качества смеси; 29 — пружина; 30— шток;.?/ — эксцентрик; 32 — пружина; 33 — кулачок для дросселя малого газа; ,)4 — вильчатый рычаг; аб— дроссель малого га»а; 36 \л 37 — кулачки вильчатого рычага; S3 — сервопривод; 69 — поршень дросселя малого газа; 40— масляный канал; 4/ —жиклер; 42—золотник аварийного выключения нейтрального поста; 43 —ролик; 44 — рычаг; 45 — тяга к управлению углом опережения заж..rain, я; 52 — рычаг; дЗ -золотник сер-воцил! ядра; 54—тяга к регулятору с боротов: 55 — серв> поршень; 56 — пружина; 57— золотн..к; 58— масляный канал; 59 — поршень aeioviaTa п кирования; 61 — канал от автомата переключения скоростей нагнетателя. 62 — слив масла в картер; 63 — подвод масла к автомату пикирования: б1—м;1сля-нып канал от автомата перек^ю-чения скоростей нагнс-тателя; 65 — кулачок для кимпенсаак'.и усилий на единый рычаг; 66 — рычаг; 67— пружина; t>8 ь 69 — траверсы регулировочного узла автомата наполнении: А — сераопр,ьод по-вс ротных лопат к: Ь — сервопривод автомата качества смеси, С— вь^ключатель-ггр^рыв тель, М — ., -------- элекг, ошапшт; а -. 6 — переклю- Аккумулятоц чая в ли М L_____ ство воздуха, что обеспечивает поддержание такой же температуры воздуха, как за нагнетателем. Анероидная коробка / заполнена газом и поэтому реагирует не только на изменение давления, но и на изменение' температуры. Внутренняя полость анероидной коробки 2 соединена с атмосферой, что обеспечивает постоянство весового заряда вне зависимости от высоты полета. Увеличение давления наддува, понижение температуры воздуха за нагнетателем или понижение атмосферного давления при подъеме самолета приводит к сжатию анероидных коробок и к смещению золотника 4, соединенного с ними,, вправо. Золотник сообщен магистралями с сервоприводами А и Б. Шток поршня сервопривода А соединен с приводом управления поворотными лопатками; шток поршня сервопривода Б — с единым рычагом управления в кабине и валиком 10, на котором имеются профилированные кулачки 11 и 12. Соединение штока поршня сервопривода Б обеспечивает ди-ференциальное управление валиком из кабины летчика и от сервопривода. До расчетной высоты поршень сервопривода Б находится в правом крайнем положении и чувствительные элементы обслуживают только сервопривод Д автомат наполнения работает как регулятор весового заряда воздуха. Поворот единого рычага в кабине обеспечивает соответствующую настройку автомата через валик 10 и кулачки // и 12. С увеличением высоты полета постоянство весового заряда поддерживается постепенным открытием поворотных люпаток. На расчетной высоте дроссель открыт полностью, и поршень сервопривода А займет крайнее левое положение. Так как при этом сопротивление цилиндра сервопривода А возросло,, перемещение золотника 4 влево вызовет перемещение поршня сервопривода -5, что приведет к уменьшению подачи топлива, которое будет продолжаться до тех пор, пока золотник не займет нейтральное положение и тем не прекратит доступ масла к сервоприводу Б. За расчетной высотой автомат работает как автомат качества смеси, изменяющий подачу топлива в зависимости от pk и tk (анероидом /) и рн (анероидом 2). При снижении вначале работает сервопривод Б, а с расчетной высоты и ниже — сервопривод А, обеспечивающий постоянство весового заряда воздуха. , г Единый рычаг управления при перемещении от положения малого газа до взлетного автоматически изменяет: —весовой заряд воздуха при помощи кулачка 12; — обороты мотора при помощи кулачка 14; •;;'Ф>—подучу топлива при помощи кулачка 11; — угол опережения зажигания при помощи кулачка 16\ укрепленного на валике управления 13. 412 > Профиль кулачка обеспечивает на малом газе позднее зажигание; с повышением режима работы угол опережения зажигания увеличивается. Максимальный угол опережения зажигания устанавливается на крейсерском режиме при работе двигателя на бедной смеси. На номинальном и форсированном режимах угол опережения снова уменьшается, так как двигатель работает на более богатой смеси. Дополнительное устройство для регулирования качества смеси Кулачок 11 имеет два профиля, один из которых обеспечивает получение бедной смеси, другой — богатой смеси. С кулачком соприкасается один из двух роликов вильчатого рычага 17, сидящего на валике 18. Ролик 19 (на рис. 330 не показ-ан) помещен снизу ролика 20, соприкасается с профилем богатой смеси, а ролик 20 — с профилем бедной смеси. С вильчатым рычагом соединен шток 21, который через ряд промежуточных связей передает перемещение рейкам топливного насоса. Пружины топливного насоса стремятся повернуть вильчатый рычаг так, чтобы ролик 19 соединялся с профилем богатой смеси кулачка 11, что даст возможность получить при запуске богатую смесь. После запуска масло из магистрали двигателя через золотник 26 по каналу 27 поступает к поршню 28 дополнительного регулятора качества смеси. При движении вниз поршень через пружину 29 и шток 21 перемещает вильчатый рычаг 17 вниз, соединяя ролик 20 с- профилем бедной смеси кулачка //. Поворот вильчатого рычага приводит к перемещению реек топливного насоса и плунжеров на уменьшение подачи топлива. Золотник 26 при помощи штока 30 и эксцентрика 31 соединен с валиком 13 управления. Поворот валика управления на увеличение мощности приводит к перемещению золотника влево и к перекрытию канала 27. Поворот валика управления на угол около 70° от положения малого газа приводит к полному перекрытию канала 27 и к открытию канала на слив масла из-под поршня 28. Под действием пружины 32 поршень займет крайнее верхнее положение, а пружины топливного насоса повернут рейки и плунжеры топливного насоса на увеличение подачи топлива. Поворот вильчатого рычага обеспечивает богатую смесь на повышенных режимах работы двигателя. Hi-,, Остановка двигателя осуществляется поворотом единого рычага на 10° за положение малого газа. Для управления малым газом и в качестве ав-арийного .управления используются дроссель 35 за нагнетателем, вильчатый рычаг 34 с кулачками 36 и 37 и сервопривод 38 с поршнем 39. Для аварийного управления можно пользоваться золотни- ,. «ом 42, управляемым из кабины летчика. Регулировка оборо- ; • • ' .,:.: •• .-•' ' •' •- . 413 ' тов осуществляется кулачком 14, укрепленным на валике J3 при помощи золотника 63 и сервопоршня 55. : При вводе самолета в пикирование единый рычаг ставится в положение малого газа и дополнительно замыкается цепь электромагнита М переключателем б. Электромагнит связан с золотником 57 автомата пикирования, который через поршень 59 и рычаг 52 воздействует на регулятор оборотов. Кроме того, масло от автомата переключения скоростей нагнетателя по каналам 61 и 62 сливается в картер, обеспечивая переключение H-агнетателя на первую скорость. Не рассматривая всех особенностей работы автоматических устройств и всех вариантов управления двигателем ЮМО-213, укажем на то, что управление от единого рычага упрощает эксплоатацию самолета в воздухе, улучшает работу двигателя на различных режимах и имеет в качестве аварийных приспособлений несколько устройств, обеспечивающих нормальную работу двигателя в различных условиях1. Автоматическое управление авиадвигателем BMW-801D На двигателе BMW-801D, устанавливаемом на самолете EW-190, смонтирован центральный пост управления, обеспечивающий при перемещении рычага в кабине летчика настройку различных автоматических регуляторов. Таким образом, значительно упрощается управление двигателем и облегчаются условия эксплоатации самолета в воздухе. Большинство автоматов данного двигателя смонтировано в специальном агрегате и крепится на задней крышке двигателя. В этом же агрегате помещаются механизмы, их связи и блокировка. Этот агрегат со смонтированными в нем механизмами называется центральным постом управления. В нем размещаются следующие автоматы: наддува, переключения скоростей нагнетателя, запуска и малого газа, регулятор топливного насоса. Регулятор числа оборотов винта и механизм изменения опережения зажигания установлены на носке редуктора двигателя и при помощи гибких тяг соединяются с центральным постом управления. Для управления всеми автоматами на двигателе смонтирована специальная маслосистема с баком, насосом, фильтром и редукционными клапанами. Давление в маслосистеме автоматов 8 кг/см2. На самолете FW-190 с двигателем BMW-801D в качестве бака использовано полое кольцо крепления двигателя. Общая схема центрального поста управления показана на рис. 331. В зависимости от положения рычага управления * По материалам ГК НИИ ВВС и статьи .Авиационные моторы Юнкерр — ЮМО-213*, в журнале .Техника воздушного флота', № о, 1946 г. 414 двигателем вал, соединенный с ним, при помощи сложной системы передач изменяет настройку регуляторов, перемещая в нужную сторону золотники автоматов. Заданные параметры, зависящие от настройки автом-атов, будут поддерживаться в определенных пределах. Масло для сервоприводов подается из маслобака нагнетающим насосом чер^з фильтр к золотникам и в зависимости от положения последних — в соответствующие полости сервоцилиндров. Чувствительными элементами автоматов наддува, качества смеси и переключения скоростей нагнетателя являются мембранные коробки. К регуляторам наддува и качества смеси подводится давление наддува, к регулятору переключения скоростей нагнетателя — атмосферное давление. Схемы автоматического управления двигателями, несмотря на сложность конструкций управления, обеспечивают надежное поддержание регулируемых параметров двигателя и улучшают его работух. Наиболее просто управление двигателем от одного рычага осуществляется в реактивных двигателях, в которых в процессе работы нужно изменять меньшее количество параметров, чем в поршневых. § 91. РЕГУЛЯТОР ЧИСЛА ОБОРОТОВ ТУРБОКОМПРЕССОРНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ BMW-003 Регулятор числа оборотов принадлежит к типу автоматов с чувствительным элементом в виде грузов и управляющим элементом) — золотником. В качестве усилителя для управления дозирующим устройством используется сервопривод гидравлического типа. Автомат изменяет подачу топлива к форсункам в зависимости от числа оборотов и поддерживает число оборотов постоянным на данном! режиме. На рис. 332 показаны схема управления двигателем BMW-003, включение автоматического регулятора постоянства числа оборотов в топливную систему и принципиальная схема регулятора. Регулятор состоит из следующих основных частей: — центробежного регулятора 22 с переменной настройкой; привод к регулятору осуществлен от вала ротора двигателя; — масляного сервопривода; — дозирующего клапана 18 подачи топлива с сервопорш-нем 30\ 1 По материалам книги Т. М. Б а ш т а, Самолетные гидравлические устройства, Оборонгиз, 1946 г. 415 — редукционного клапана 82, предохраняющего систему от разрыва; — топливного крана 33\ — шестеренч-атого масляного насоса 20, обеспечивающего работу регулятора. Настройка регулятора осуществляется из кабины летчика при помощи рычага 27, механически связанного с кул-ачком 16. При повороте кулачка пружина 14 сжимается и передает нагрузку на золотник //и связанные с ним грузики 23. 4) Управление из^^ вабины летчика Рис. 332. Схема управления двигателем BMW-ОЭЗ: 7 _ электромотор; 2 — лпслобак; 3 — бачок пускового топлива; 4~ гегул ругощий к^нус; 5 — букса ЗОЛ01Н ка; 6, / и 8 — маслоканалы; У — огв р.т..я в буксе; /<> — маслоиасос; _7 — ЗО..ОТН..К; 12 — ре аукционный клапан; 13 — распределитель; 14 и 15 — пружины; JS - кулачок настро *.кл регулятора обороюв; 17 — м сл> K;IH л; 18 — пере: ускной дози-рующ-iii клапан по ачи гопливц /У — пруж на сервоьоршня; '20 — масляный nic> с; 21 — вал привода регулятора оборотов; 22 — центроб жны'. регулятор; 23 —грузик регулятора; 24 - канал слит масла; 2i и 24 — мас..окан:).ды; 26 ь 28 — маклеры; -?/— рычаг управления; <7 и 31 — сераопоришя; ^ — редукционный клапан; 31 — кран подач то-Пл> ва; 3) — флльтр высокого давления; 35 — топлгвный насос; 36 — фильтр низкого давлении; 31 — кран: 3J — 6.к для Топлива; 39— электрический насос полкачки топлива; 40— контакный переключатель управ^еаая кону.ом сопла; 41 — датчик температуры; s ... ;, , , ......... 42 — НоСис; 43 — слканая камера 4 416 "''..:" :,:'-',л-л-'','-V • .- .. • •;• ' . ; Золотник перемещается в буксе 5, которая при помощи коромысла и пружины 15 кинематически связана с серво-поршнем 31. С другой стороны, на этот поршень оказывает давление масло. Второй сервопоршень 30 связан с дозирующим клапаном 18 подачи топлива, перемещение которого изменяет сечение для протока топлива. Редукционный клапан 12 обеспечивает постоянное давление м<асла, создаваемое масляным «асосом 20. Регулятор работает так. При неработающем двигателе дозирующий клапан 18 находится в положении наибольшей подачи топлива, что обеспечивается пружиной 19. Во время работы двигателя клапан 18 находится в положении, при котором обеспечивается подача топлива, необходимая для данного режима, так как при установившемся числе оборотов двигателя сила действия вращающихся грузов 23 уравновешивается пружиной 14, при этом золотник 11 занимает нейтральное положение относительно буксы 5, т. е. рабочие пояски золотника закрывают отверстия 9 буксы. При равенстве силы давления масла на сервопоршень 31 и силы то натяжения пружины 15 сервопоршень и букса 5 находятся в нейтральном положении. Слева на поршень давления масла нет, так как запоршневое пространство при ЭТОМ1 соединено через жиклер 28 со сливной камерой 43. Насос 20 гонит масло в пространство между поршнями 30 и 31 через отверстия -в буксе и жиклер 26 по каналам 29 и 25. Часть этого масла перепускается по каналу 24 на слив. В нейтральном положении сервопоршня 31 отверстие канала 29 частично перекрыто штоком поршня, а отверстие канала 24 — корпусом регулятора. При перемещении поршня 31 от нейтрального положения вправо канал 24 слива масла перекроется, давление в каналах, подводящих масло в пространство между поршнями, возрастает. Это приведет к перемещению поршня влево, а букса 5, сжимая пружину 15, будет перемещаться вправо до того момента, пока не откроется канал 24, и давление масла в канале 8 и на поршень 31 упадет до величины, равной силе сжлтия пружины 15. Смещение поршня 31 от нейтрального положения влево приведет к тому, что шток перекроет канал 29 подвода масла, а канал 24 откроется, в результате чего упадет давление масла в канале 8 и пружина 15 возвратит поршень в нейтральное положение. При резком увеличении числа оборотов двигателя грузики 23 разойдутся, преодолеют натяжение пружины 14, передвинут золотник Ц вправо, открывая отверстия 9 буксы и закрывая отверстия каналов 6 и 8. г ..!:'- Й ! 27-484 417 ^ Вследствие этого полость справа от поршня 30 сообщится с каналом подвода м:асла. Отвод масла из полости между поршнями 30 и 31 из-за перекрытия каналов 6 и 8 прекратится или затормозится, и оба поршня будут передвигаться влево. Перемещение поршня 30 влево увеличит перепуск топлива на линию всасывания насоса, что приведет к снижению оборотов двигателя. Уменьшение числа оборотов вызовет перемещение золотника 11 влево, при этом полость справа от поршня 30 сообщится через жиклер 26 со сливной камерой 43, а полость слева от поршня 31 сообщится с каналом подвода масла. При движении поршня 31 вправо одновременно с ним перемещается букса 5, что приводит к закрытию отверстия 9 в ней, а каналы 6 и 8 откроются и поршень 30 остановится, т. е. наступит равновесие системы. Вследствие смещения буксы 5 относительно нейтрального положения равновесие системы наступит при оборотах, несколько больше заданных. Для восстановления заданных оборотов служит обратная связь. Поршень 31 не может остановиться в левом положении, так как при этом сливной канал 24 открыт. Но так как букса 5 при этом также двигалась влево, то ее отверстия снова откроются, что приведет к перемещению поршня 31 в нейтральное положение, а поршень 30 начнет перемещаться влево. Перемещение поршня 30 влево уменьшает подачу топлива, что приведет к снижению числа оборотов. Это будет происходить до того момента, пока не установится заданное число оборотов двигателя. § 92. УПРАВЛЕНИЕ ТУРБОКОМПРЕССОРОМ i На высотных самолетах устанавливаются турбокомпрессоры для поднятия высотности авиационного двигателя. Управление двигателем на таком самолете усложняется, так как приходится управлять еще и турбиной турбокомпрессора. На некоторых самолетах для облегчения работы летчика в высотных полетах устанавливается автоматическое управление турбокомпрессорами. Турбокомпрессор должен автоматически обеспечивать постоянство мощности по высоте, что зависит от положения заслонки перепуска выхлопных газов. Параметром, от которого зависит положение заслонки, может явиться давление во всасывающем трубопроводе, противодавление на выхлопе или давление на входе в карбюратор. -. v Системы автоматического управления предназначены для поддержания давления наддува и при помощи регуляторов . 418 -.''•' , ' . , . :' .:. •'-, ;'"•;• . • " ..- ограничивают максимально допустимое число оборотов турбины и увеличение давления наддува при резких ускорениях турбинного диска. Автоматическое управление турбокомпрессором может осуществляться по электронной, электрической и гидравлической схемам. Рассмотрим для примера только гидравлическое управление. На рис. 333 показана схема силовой установки с турбокомпрессором и промежуточным радиатором для охлаждения воздуха. Как видно из схемы, воздух для питания двигателя попадает в компрессор 6, сидящий на одном валу с газовой турбиной 7. Из турбокомпрессора воздух направляется в воздухе-воздушный радиатор 3, поступает в карбюратор 2, затем в приводной центробежный нагнетатель / и далее в цилиндры двигателя. Выхлопные газы при открытой заслонке 8 идут на выхлоп по газовому выхлопному каналу. Прикрывая заслонку выхлопной магистрали, можно направить газы через сопло к газовой турбине. В зависимости от сопротивления на выхлопе, т. е. от положения заслонки выхлопных газов, можно большее или меньшее количество газов пропускать через газовую турбину, В данной схеме в качестве параметра, по которому производится регулирование положения заслонки, выбрано противодавление на выхлопе. Автомат управления заслонкой на выходе аналогичен описанным ранее автоматам, у которых источником энергии служит масло, поступающее из масляной магистрали турбо-регулятора. Чувствительным элементом автомата являются две гофрированные коробки. Из нижней воздух удален, в полость верхней поступает газ из выхлопного коллектора. Между ними зажат рычаг, соединенный с управляющим элементом — золотником. Золотник направляет масло в сервопривод, который при помощи тяги соединяется с регулирующим органом — заслонкой выхлопных газов. Заслонка аэродинамически скомпенсирована, поэтому не требует больших усилий для перестановки. Работа автомата заключается в следующем. При подъеме на высоту давление в выхлопном коллекторе падает. Это давление передается в полость верхней гофрированной коробки. При падении давления гофрированные ксрсбки,. перемещаясь вверх, сдвигают золотник и открывают доступ маслу в верхнюю полость сервопривода. При этом заслонка прикрывается (рис. 333,Л), сопротивление на выходе из выхлопного коллектора и давление в нем возрастают, и гофрированные коробки: перемещаются вниз до тех пор, пока золотник перекроет окна, сообщающие полости сервопривода. 27* ,.. .,,•,-• 419 ?> / у - f /V/L-L^-^i^^^-V / ю i / V^'-ii^KxSKiiiiisi-1"^ JL >>— 7<-^> 7 a it Рис. 333, Схема силовой установки с турбокомпрессором и промежуточным радиатором для охлаждения воздуха: / — центробежный нагнетатель; 2 — карбюратор; 3 — воздухо-воздушный радиатор; 4 — электромотор управления заслонкой; ^—заслонка радиатора; 6 — компрессор; 7— газовая турбина; 8 — заслонка выхлопных газов-; 9— всасывающий патрубок; 10 — соединение газопровода; Л — турбокомпрессор включен; Б — турбокомпрессор выключен Выключение турбокомпрессора (рис. 333, Б) осуществляется ручным приводом настройки регулятора, который освобождает пружину, находящуюся внутри верхней гофрированной коробки. Шток настройки регулятора упирается в дно гофрированной коробки, и золотник перемещается вниз, заслонка выхлопных газов полностью открывается. При переводе рычага на включение турбокомпрессора пружина верхней гофрированной коробки растягивается и под влиянием разрежения гофрированные коробки могут перемещаться и воздействовать через автомат на положение заслонки выхлопных газов. § S3. БЫСТРОСМЕННЫЕ СИЛОВЫЕ УСТАНОВКИ Обычная силовая установка, состоящая из двигателя, винта, рамы для крепления двигателя и ряда проводок, требует большой затраты времени на смену ее или замену каких-нибудь агрегатов. Авиационные конструкторы давно начали разработку быстросменных силовых установок, стремясь создать стандартные установки, которые" смогли бы обеспечить не только быструю замену двигателя, но и установку ва один и тот же .самолет различных двигателей без переделок самолета. Быстросменная силовая установка представляет собой полностью смонтированный на специальной раме двигатель с капотом и винтом и со всей проводкой и системами оборудования. Монтаж и сборка такой установки производятся на специальных стендах. Все соединения осуществляются на специальных узлах, обеспечивающих быстрый разъем и соединение силовой установки с самолетом. На некоторых быстросменных установках монтируется целиком вся маслосистема с баком и радиаторами. Местом разъема таких установок является противопожарная перегородка, на которой имеются стыковые узлы всех проводок и'управления двигателем. Наличие быстросменных силовых установок облегчает и ускоряет подготовку авиационной техники в боевых условиях. Действительно, сокращение времени на замену силовой установки получается значительным. Таким образом, в случав необходимости произвести ремонт, требующий большой затраты времени, силовая установка снимается с самолета и заменяется такой же стандартной установкой за небольшое время: самюлет готов к выполнению задания, а снятая установка может независимо от самолета приводиться в порядок. К таким установкам предъявляются повышенные требования стандартизации всех стыковых узлов, капотов и взаимозаменяемости. Ряд установок двухмоторных самолетов допускает замену левой установки на правую и «аоборот. Количестве 421 соединений, включая все трубопроводы, тросы, тяги управления и электропроводку, на осуществленных быстросменных установках не превышает тридцати двух, к которым обеспечивается хороший и удобный подход. На быстросменных установках всю электропроводку объединяют в общее разъемное соединение в виде штепселя с большим количеством вилок. Включение его обеспечивает соединение соответствующих проводов самолетной системы с системой двигателя. Проще осуществляются быстросменные силовые установки при автоматическом управлении двигателем. Рис.331. Стандартная быстросменная силовая установка Бристоль „Геркулес" Более удобны установки, разъемные соединения которых .смонтированы на противопожарной перегородке, остающейся на самолете. В этом случае обеспечивается лучший подход к соединениям. Собранная быстросменная силовая установка должна пройти испытание, после чего ее мюжно устанавливать на самолет. На рис. 334 показана быстросменная силовая установка, на противопожарной перегородке которой видны все места соединений. Эта установка является не только быстросменной, но и взаимозаменяемой. На рис. 335 дана противопожарная перегородка самолета Me-И0, к которой крепится быстросменная силовая установка. Наиболее интересными элементами быстросменных силовых установок являются соединения отдельных узлов. 422-^;;';';'Л. '..'. • •'. '':''.;'V • •' '" -.: „,,<:.:: . ; _ . ' • ;. ^%&>Yv' i•*^a «^'*t Рис. 339. Турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель „НИН- Для соединения силовой установки с самолетом применяются узлы с накидными гайками и часто с самоустанавлив>аю-щимися опорными поверхностями. Примером такого соединения является шарнирное соединение моторамы самолета Ю-88. Еще раньше такого типа соединение применялось на самолете И-16. На рис. 336 показано шаровое соединение моторамы самолета Ю-88. Шаровое соединение такого типа упрощает установку и монтаж, так как не требует большой точности ввиду применения самоустанавливающегося узла. На рис. 337 показано разъемное соединение тяги управления двигателем. Соединение устроено так: на одном конце тяги имеется цилиндрический штырь, входящий в отверстие на другом конце тяги. После того как контровой штырек нажатием пальца утоплен, на соединение надвигается трубка, которая обеспечивает соединение тяг. Трубюа фиксируется. в данном положении выступом на одной тяге и контровым штырьком «а другой. Как видно, монтаж такого соединения требует немного времени. На рис. 338 показано разъемное соединение троса. Соединение осуществляется крючком, имеющимся на одном конпе троса, и петлей — на другом. Для разъема этого соединения сдвигается контровая муфточка вправо, откидывается крючок и с него снимается петля. Быстросменными установками являются турбокомпрес-сорные воздушно-реактивные двигатели, на которых монтируются все необходимые агрегаты вместе с маслосистемой и соединения отдельных проводок с самолетом, что обеспечивает быструю смену двигателя в случае необходимости. К таким установкам относится, например, турбокомпрессорный воздушно-реактивный двигатель НИН-1 (рис. 339). Приложение ТАБЛИЦА МЕЖДУНАРОДНОЙ СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЫ Высота Я в м Температура в °Ц Давление р „ в мм рт. ст. Плотность ТЯ Удельный вес fa в кг/м3 РЯ Fo Р/Г~ g 0 15,000 760,00 0,1259 1,2255 1,0000 500 11,75 715,99 0,1191 1,1677 0,9528 1000 8,50 674,09 0,1134 1,1120 0,9074 1500 5,25 634,18 0,1079 1,0584 0,8637 2СОО 2,00 596,23 0,1027 1,0068 0,8216 2500 — 1,25 560,11 0,0976 0,9572 0,7811 3000 — 4,50 525,79 0,0927 0,9004 0,7420 3500 — 7,75 493,19 0,0881 0,8634 0,7046 4000 —11,00 462,26 0,0836 0,8193 0,6686 4500 —14,25 432,90 0,0792 0,7770 0,6374 5000 —17,50 405,09 0,0751 0,7363 0,6008 5500 —20,75 378,71 0,0711 0,6972 0,5689 €000 —24,00 353,77 0,0673 0,6598 0,5384 6500 -27,25 330,18 0,0636 0,6240 0,5091 7000 —30,50 307,87 0,0601 0,5896 0,4810 7500 —33,75 286,79 0,0568 0,5567 0,4542 8000 —37,00 266,89 0,0536 0,5252 0,4285 8500 -40,25 248,13 0,0505 0,4952 0,4040 9000 —43,50 230,45 0,0476 0,4664 0,2806 9500 -46,75 213,82 0,0448 0,4388 0,3580 10000 —50,00 198,16 0,0421 0,4127 0,3367 10500 —53,25 183,45 0,0395 0,3876 0,3147 11000 —56,50 169,40 0,0371 0,3636 0,2967 11500 —56,50 156,56 0,0343 ,, 0,3360 0,2742 12000 -36,50 144,63 0,0317 " 0,3104 0,2533 12500 —56,50 133,68 0,0293 0,2869 0,2341 13000 —56,50 123,65 0,0271 0,2653 0,2165 13500 —56,50 114,23 0,0250 0,2452 0,2001 14000 —56,50 105,56 0,0231 0,2266 0,1849 14500 —56,50 97,51 0,0214 0,2093 0,1708 15000 —56-50 90,14 0,0197 0,1935 0,1579 , V ' .. ." , • ••*''.»•'. i •• } {« ••. • • , >vr" v' •'-,>•'"• •• ,,;.;. м- •, vvl, ^•,!;/Y Ж ^ :• •! . „ 427 ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие.......................... 3 Введение............................ 5 Глава первая. Системы питания топливом поршневых двигателей § 1. Требования, предъявляемые к топливным системам .... 9 § 2. Количество топлива на самолете............. 11 § 3. Принципиальные схемы питания двигателей топливом ... 15 § 4. Баки для топлива..................... 22 § 5. Конструкция и установка баков.............. 28 § 6. Подвесные баки...................... 44 § 7. Очистка топлива. Фильтры................ 46 § 8. Трубопроводы для топлива и их соединения....... 49 § 9. Краны.......................... 57 § 10. Ручные насосы...................... 65 § 11. Аварийный слив топлива................. 66 § 12, Дренаж.......................... 69 § 13. Заполнение баков нейтральными газами .......... 73 § 14. Гидравлика топливных систем............... 77 § 15. Особенности питания двигателей топливом на больших высотах.......................... 81 § 16. Высотность топливных систем ... 88 § 17. Пути повышения высотности топливных систем ....... 91 § 18. Весовые данные топливных систем ..... 101 § 19. Особенности эксплоатации топливной системы . .... 101 Глава вторая. Топливные системы реактивных самолетов § 20. Особенности топливных систем реактивных самолетов . . . 106 § 21. Количество топлива на самолете.............. 115 § 22. Принципиальные и монтажные схемы топливных систем . . 119 § 23. Гидравлика топливных систем............... 150 § 24. Высотность топливной системы воздушно-реакивного двигателя .......................... 153 § 25. Топливная система жидкостно-реактивного двигателя .... 156 Глава третья. Масляные системы § 26. Системы внешней циркуляции масла............ 162 § 27. Емкость маслосистемы................... 166 § 28. Пенообразование и борьба с ним . ............ 169 § 29. Масляный бак....................... 172 § 30. Очистка масла....................... 177 § 31. Трубопроводы....................... 180 § 32. Шунтовые устройства и клапаны............. 181 § 33. Система смазки под высоким давлением.......... 182 § 34. Двухконтурное охлаждение................ 183 § 35. Маслосистема самолета Фокке-Вульф-190А4........ 184 § 36. Маслосистема с расширительным баком, сепаратором и диффузором ......................... 187 § 37. Разжижение масла бензином................ 189 § 38. Гидравлика масляных систем................ 191 § 39. Кавитационные характеристики насосов.......... 195 § 40. Высотность маслосистем.................. 198 § 41. Контроль за работой и особенности эксплоатации маслосистемы .......................... 204 § 42. Маслосистемы турбокомпрессорных реактивных двигателей 206 § 43. Принципиальные схемы маслосистем турбокомпрессорных воздушно-реактивных двигателей............. 208 Глава четвертая. Жидкостное охлаждение авиационных двигателей § 44. Общие сведения...................... 217 § 45. О схемах жидкостного охлаждения............ 219 § 46. Требования, предъявляемые к системам жидкостного охлаждения .......................... 222 § 47. Количество тепла, отводимое от двигателя......... 223 § 48. Принципиальные и монтажные схемы охлаждения..... 227 § 49. Элементы и агрегаты водяной системы 232 § 50. Гидравлика водяных систем................ 245 § 51. Особенности эксплоатации систем охлаждения....... 258 § 52. Весовые данные водяных систем.............. 259 Глава пятая. Радиаторные установки § 53. Общие сведения..................... 260 § 54. Радиаторы ..................... 261 § 55. Крепление радиаторов................... 266 § 56. Охлаждающая поверхность и лобовая площадь радиатора . 267 § 57. Лобовое сопротивление радиаторной установки...... 275 § 58. Капоты на радиаторы................... 282 § 59. Воздухо-воздушные радиаторы............... 287 § 60. Система впрыска воды в двигатель............ 292 § 61. Масляные радиаторы.................. 294 § 62. Устойчивость работы воздушно-масляных радиаторов . . . 299 Глава шестая. Капоты на двигатели воздушного охлаждения § 63. Общие сведения......,........... 304 § 64. Типы капотов........:.......... 307 § 65. Конструкция капота на двигатель воздушного охлаждения . 312 § 66. Нагрузки, действующие на капот............. 314 § 67. Аэродинамика капота................... 316 § 68. Комбинированное и принудительное охлаждение двигателей 319 Глава седьмая. Всасывающие патрубки авиационных двигателей § 69. Конструкция всасывающих патрубков........... 322 § 70. Приращение высотности за счет скоростного наддува . . . 326 § 71. Лобовое сопротивление всасывающего патрубка...... 328 § 72. Подогрев воздуха на всасывании............. 331 § 73. Пылефильтры....................... 334 § 74. Всасывающие устройства реактивных двигателей...... 340 Глава восьмая. Выхлопные устройства § 75. Конструкция выхлопных патрубков............ 343 § 76. Расчет реактивного выхлопного патрубка......... 348 § 77. Сравнение выхлопных коллекторов с индивидуальными патрубками........................ 353 § 78. Выхлопные каналы реактивных самолетов......... 355 Глава девятая. Автоматическое управление силовой установкой § 79. Назначение автоматического управления.......... 355 § 80. Автоматический регулятор................. 361 § 81. Чувствительные элементы................. 364 § 82. Управляющие элементы.................. 372 § 83. Сервопривод....................... 373 § 84. Регулируемые и контролируемые параметры винтомоторной установки самолета..................376 § 85. Объединенное управление винтом и газом......... 379 § 86. Регуляторы температуры, давления и вязкости масла. Шунтовые клапаны маслосистемы ............... 388 § 87. Автоматическое управление охлаждением двигателя .... 396 § 83. Схемы гидравлического управления охлаждением..... 396 § 89. Схемы электрического управления охлаждением...... 401 § 90. Автоматическое управление двигателем от одного рычага . 407 § 91. Регулятор числа оборотов турбокомпрессорного воздушно-реактивного двигателя BMW-003.............. 415 § 92. Управление турбокомпрессором.............. 418 § 93. Быстросменные силовые установки............. 421 Приложение. Таблица международной стандартной атмосферы........................... 427 Редактор инжеиер-подполковш.к Парамонов В- А. Технический редактор Стрельникова М. А. Корректор Мешкова К. А. Г78827 ... Подписано к печати 28.10.48 25,4 уч.-изд. л. . Изд. № 9/1577 Объем 27 печ. л.-f-l вкл. -/4 п- л. 43000 зн. в п. л. Зак. 484 2-я типография Управления Военного Издательства МВС СССР имени К. Ворошилова ОПЕЧАТКИ • Стр. -.- -,•-.•.-.:{ -v Строка j Напечатано Должно быть 48 16 снизу распределена определена 87 5 сверху температура кипения температуре кипения . 40° соответствует 40° соответствует 185 5 сверху FW-160A. FW-190A4. 201 1 сверху — производительность У7Н — производитель- ность. 250 10 сверху (q ~ 9,81 м/сек*). (g = 9,81 м/сек2). 271 7 сверху — коэфициент где ав — коэфициенг 277 13 сверху Р1/ р^; /•:"••'• '2 :. ' • . 2 v,,4v ••-' 279 3 сверху с* ' • ' •• • ВЦ ' •'" сх "<' • •' ; ^вН • $ :,-, 329 4 сверху, в •• ' . -. • ;. , ' ,'.. формуле vn . ;'. v .'./•••.' ''; 350 12 снизу ДАТ _ W л/ Лдг - J&— N *N» - 30.100 Л*'. м " 30-100 «' 354 подпись под летних летных рис. 290 367 2 снизу состоящую из 55% состоящая из 55% пчелиного воска, пчелиного воска, 40% церезина и 50% 40% церезина и 5% карнаубского воска. карнаубского воска. 417 21 сверху то от , , .. . . . • V Изд. № 9Д577. Зак. № 484. 16 u ^\\\\\\\\NI,R^i^,\\^4\! На включение emo-i jttj муфты включения ** ти/ скорости нагне- первой скорости тателя Рис. 331. Схема центрального поста управления двигателем BMW-801-D: / — магнето; 2 — редукционный клапан; 3 — фильтр; 4 — гидравлический усилитель; 5—нагнетающая ступень насоса; ?•—рычаг управления подачей топлива; 7 — регулятор смеси; 8 — всасывающая ступень насоса; 9— сообщение с корпусом поста управления; 10 — пер ключатель вбогащения смеси; 11 —регулятор наАдува; 12 — автомат пуска и малого газа; Л — дроссель малого газа; 14 — дроссель нагнетателя; 15 — автомат переключения скоростей нагнетателя; 26 — регулятор числа оборотов; 17— слив из регулятора смеси Зак. 484.