Конструкция и расчет деталей авиационных двигателей. Книга вторая. Часть I - Орлов П.И.

Автор: Орлов П.И.

Теги: двигатели самолетостроение учебник авиастроение

Год: 1940

Похожие

Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчёт деталей.

Космические ядерные энергоустановки и электроракетные двигатели. Конструкция и расчет деталей

Конструкция и прочность авиационных газотурбинных двигателей

Термогазодинамические расчеты авиационных газотурбинных двигателей на ЭВМ в режиме диалога

Текст

ДИНАМИКА, КОНСТРУКЦИЯ И РАСЧЕТ НА ПРОЧНОСТЬ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
КНИГА ВТОРАЯ
П. И. ОРЛОВ
Scan: Андрей Мятишкин (amyat.narod.ru)
КОНСТРУКЦИЯ
И РАСЧЕТ ДЕТАЛЕЙ
АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Часть I
Утверждено ГУУЗом НКАП
в качестве учебника для авиа-
ционных втузов
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
МОСКВА 194 0
Рецензент В. А. Добрынин
Настоящий труд -является второй книгой обширного курса «Динамики, конструкции
и расчета на прочность авиационных двигателей». Первая книга — Нейман И. III. «Дина-
мика авиационных двигателей» вышла в свет в 1940 г., третья книга — Орлов и др.
«Агрегаты авиационных двигателей» подготовлена к печати.
Книга Орлова утверждена Гуузом НКАП в качестве учебника для авиационных втузов,
глубина проработки поставленных задач позволяет рекомендовать настоящий труд для
инженеров-конструкторов и производственников.
Книга начинается с обзора истории авиационного моторостроения, затем разбираются
перспективы развития, материалы, применяемые в моторостроении, вопросы конструкции
и расчета на прочность деталей двигателей.
Наиболее важные теоретические выкладки сопровождаются конкретными расчетными
примерами.
В книге приведены подробные библиографические материалы.
ОТ АВТОРА
Предлагаемый вниманию читателя труд представляет собой вторую часть
курса «Динамика, конструкция и расчет на прочность авиационных двига-
телей» для авиационных втузов. Первая часть этого курса, принадлежащая
перу И. Ш. Неймана и появляющаяся в свет одновременно с настоящей книгой,
излагает динамику авиационных двигателей. Настоящая книга посвящена кон-
струкции и расчету на прочность авиационных двигателей.
Автор стремился избежать шаблона, начавшего складываться в литературе
о конструкции авиационных.двигателей. Изложение предмета в построенных
по такому шаблону книгах очень часто сводится к простому перечислению
конструктивных особенностей различных двигателей и их деталей. Автор стре-
мился к тому, чтобы читателя ни разу не покидало ощущение исторической
перспективы, чтобы читатель ясно понимал взаимодействие технологических,
эксплоатационных и других факторов, обусловливающих возникновение одних
конструктивных форм и отмирание других. Курс открывается историческим
обзором и очерком современного состояния и перспектив развития авиационных
двигателей. Описывая конструктивные формы деталей авиационного дви-
гателя, автор указывает их сравнительные достоинства и недостатки, по край-
ней мере во всех случаях, когда налицо достаточный материал для оконча-
тельных выводов.
Авиационный двигатель наших дней нельзя рассматривать изолированно
от самолета. Характеристики двигателя в огромной степени влияют на пока-
затели самолета. Самолет в свою очередь предъявляет ряд требований
к мотору, его охлаждающей установке, к его весу, габариту и мощност-
ным характеристикам. Все эти требования в настоящее время невозможно
охватить элементарным перечнем, открывающимся по традиции рубрикой:
«...мотор должен иметь малый удельный вес...» и „по традиции же заканчи-
вающийся указанием на желательность малого расхода горючего и масла.
Конструктор авиационного двигателя в наши дни должен иметь совершенно
отчетливое представление о том, как влияют характеристики двигателя на по-
казатели самолета, каковы специфические требования, предъявляемые самоле-
тами различного назначения к моторам, каковы тенденции развития самолето-
строения и чего ожидают самолетостроители от авиационного двигателя зав-
трашнего дня. По этим причинам автор счел необходимым ввести в курс раздел
«Самолет и мотор», в котором читатель мог бы найти ответы на все эти вопросы.
Стремясь удовлетворить запросы работников авиационной промыш-
ленности, автор расширил объем труда, сознательно выйдя за пределы про-
граммы курса, читаемого в авиационных втузах. В книге изложена теория по-
добия авиационных двигателей, имеющая первостепенное значение для проекти-
рования авиационных двигателей, приведена методика выбора размерности
авиационного двигателя, включен ряд справочных данных, в частности сведения
о материалах, применяемых в авиационном моторостроении.
Столь широкий замысел поневоле заставил разделить труд на две отдельные
книги. Первая, предлагаемая вниманию читателя книга содержит исторический
обзор, указания по проектированию авиационных двигателей, сведения о мате-
риалах авиамоторостроения и описание конструкции основных деталей авиа-
ционного двигателя: цилиндров, поршней, шатунов, коленчатых валов и кар-
3
теров. Во вторую, подготавливаемую к печати книгу вошли преимущественно
разделы, посвященные агрегатам авиационного двигателя: нагнетателям, ре-
дукторам, винтам изменяемого шага, системе смазки и охлаждения, зажигания
и карбюрации. В нее вошли также разделы «Самолет и мотор», «Винтомоторная
установка», «Двигатели гильзового распределения», «Рядные двигатели воз-
душного охлаждения», «Нормали (крепежные детали и сочленения)», «Допуски
и посадки», «Стандарты и справочные данные».
Материал книги расположен по предметному признаку. Книга расчленена
на ряд разделов, соответствующих основным деталям авиационного двигателя.
Общие для разных разделов вопросы изложены в тех разделах, к которым
они имеют наибольшее касательство. Так, например, расчет стяжных шпилек
изложен в главе о блоках, хотя с ним приходитсй сталкиваться почти во всех
разделах, вопрос о фрикционной коррозии и наклепе освещен в главе о втулках
винтов, у которых фрикционная коррозия и наклеп встречаются чаще всего
и причиняют наибольшие затруднения, расчет зубьев шестерен отнесен в раздел
редукторов, расчет подшипников скольжения изложен применительно к наи-
более напряженным подшипникам авиационного двигателя — к коренным
и шатунным подшипникам коленчатого вала. От такого расположения может
быть пострадала систематичность изложения, но несомненно выиграла на-
глядность и облегчилось усвоение материала.
Методика расчета деталей авиационного двигателя изложена в основных
чертах в таком виде, как она разработана руководимой И. Ш. Нейманом рас-
четно-исследовательской группой ЦИАМ’а. Раздел «Расчет коленчатых ва-
лов на прочность» написан И. Ш. Нейманом. «Исторический обзор» написан
по материалам Н. Фаусека.
Автор выражает признательность Д. Н. Рудину, с которым автор неизменно
советовался по всем трудным вопросам, возникавшим в процессе написания
курса, и который многим помог созданию курса. Автор выражает также
благодарность рецензенту книги В. А. Добрынину за ценные указания,
сделанные при просмотре рукописи.
Автор видит, что труд его неполон и не вполне завершен. Оправданием ав-
тору служит ограниченность времени, находившегося в его распоряжении,
а также то обстоятельство, что труд подобного объема появляется впервые.
Дефекты первого издания автор надеется исправить во втором и просит чита-
телей и рецензентов помочь ему в этом. Замечания и отзывы просьба направлять
в авиационную редакцию Оборонгиза на имя автора.
Обозначения
Общие обозначения
D — диаметр цилиндра, мм или дм
S — ход поршня, мм или дм
S == S/D — отношение хода поршня к диаметру цилиндра
kD2 _ _
Vh = --рабочий объем цилиндра, л
i — число цилиндров двигателя
Vh — рабочий объем двигателя, л
vc—объем камеры сгорания, л
е — степень сжатия
Р8аб —[габаритный диаметр двигателя (звездообразного),
d — диаметр деталей (например диаметр головки клапана), мм
Д — зазор (натяг), мм
, Д
Ф = — относительный зазор (натяг)
п — число оборотов двигателя в минуту
Sn .
— “ол---средняя скорссть поршня, м сек
иг — средняя скорссть газов в горловине клапана, м/сек
Ne — эффективная мощность, л. с.
— номинальная эффективная мощность, л. с.
Сном
No — эксплоатаигонная эффективная мощность, л. с.
еэкс
^етах — максимальная эффективная мощность, л. с.
Nc — мощность, затрачиваемая на привод нагнетателя, л. с.
N = Ne+ Nc—эффективная мощность, с учетом мощности, затрачиваемой на на-
гнетатель, л. с.
Ре —‘среднее эффективное давление, кг/см2
рс доля среднего эффективного давления, затрачиваемая на привод
нагнетателя, кг/см2
Ре = Ре + Ре ~ среднее эффективное давление с учетом его доли, затрачиваемой на
привод нагнетателя, кг/см2
рк — давление во всасывающем трубопроводе, кг/см2
Примечание. Индекс тт (у обозначений, обведенных фигурной скобкой) указывает, что соответствую-
н
щее обозначение относится к высоте Н-
Н — высота, м
Нраеч — расчетная высота, м
Nh — литровая мощность, л. с./л
Np — удельная мощность, л. с./дм2
Njlo6 — лобовая мощность, л. с./дм2
G — вес Двигателя (сухой), кг
G
Ne
удельный вес двигателя, кг/л. с.
G
>h~
°k i (D2Sf*
литровый вес двигателя, кгIл
конструкционный вес двигателя, кг/дм-
Физико-механические свойства мате-
риалов, расчет на прочность
% — временное сопротивление, кг)мм2
— предел пропорциональности, кг)мм2
as — предел текучести; кг[мм2
зе— предел упругости, кг]мм2
— предел усталости, кг[мм2
vlVr~ предел усталости при коэфициенте амплитуды напряжений г^кг/мм2
— крипостойкость, кг)мм2
ак ~ ударная вязкость, кгм/см2
8 — относительное удлинение, °/0
— относительное сжатие, %
Е —модуль упругости первого рода, кг[см2 или кг]мм2
G — модуль упругости второго рода, кг}см2 или кг!мм2
Нв—число твердости по Бринеллю, кг)мм2
Hrg — число твердости по Роквеллу, шкала С
НRb~ число твердости по Роквеллу, шкала В
Ну — число твердости по Виккерсу
7 — удельный вес, кг1дм2
а — коэфициент линейного расширения
X — теплопроводность, кал!м2час °C
—напряжение, кг]см2
— напряжение изгиба, кг}см-
а— напряжение сжатия, кг1см2
—напряжение растяжения, кг/см2
т, — напряжение среза, кг[см~
Т], — напряжение кручения, кг]с,м?
к— напряжение смятия, удельное давление, кг/см2
Во избежание недоразумений обращаем внимание читателя на то, что сокращение дм обозна-
чает (по ОСТ) дециметры (а не дюймы).
Цифры в квадратных скобках в тексте обозначают номер литературного источника в библио-
графическом списке (помещенном в конце каждой главы).
Римскими цифрами обозначены фигуры, которые по техническим условиям пришлось поме-
стить в конце книги.
I. ИСТОРИЧЕСКИЙ ОБЗОР
Необходимость легкого и мощного двигателя для осуществления управляе-
мого полета впервые стала очевидной в конце XVII в., когда вызванное потреб-
ностями быстро развивавшейся промышленности применение механических
двигателей привело к научному исследованию законов движения и связи ме-
жду силой, скоростью и работой. Если Леонардо-да-Винчи еще совершенно не
задумывался о потребных для полета силах, то уже в 1655 г. Роберт Гук, а не-
сколько позднее Борелли доказали, что сила мускулов человеческого тела
недостаточна для летания, а Гук даже замышлял изобретение «искусственных
мускулов».
Первый действительно летавший механический прибор — модель геликоп-
тера Лонуа и Бьенвеню, демонстрированная ими в 1784 г. в Парижской Акаде-
мии наук,—приводился в движение пружиной из китового уса. В 1809—1815 гг.
английский физик Кейли, первый исследователь теории полета, проектировал
установку паровой машины на летательные аппараты. Паровые машины
были в то время очень тяжелыми. Жиффар для своего первого дирижабля
(1855 г.) смог осуществить паровую машину в 3 л. с. весом 159 кг.
После внедрения паровых машин в военное судостроение и появления
трубчатых котлов с быстрым подъемом пара в последней четверти XIX в.
стала возможной постройка легкой пароцой машины. Хираму-Максиму (1892 г.)
удалось построить авиационную паросиловую установку мощностью в 300 л. с.
весом около 800 кг. Развитие паровой машины как авиационного двигателя
на этом и закончилось; лишь в самые последние годы возобновились попытки
создать авиационный паровой двигатель. Начиная с 80-х годов, внимание воз-
духоплавательных кругов было приковано к двигателю внутреннего сгорания.
В 1877 г. Отто осуществил четырехтактный цикл, предложенный в 1861 г.
Бо де-Роша, построив четырехтактный газовый двигатель с предварительным
сжатием горючей смеси. Это изобретение открыло широкие перспективы
повышения экономичности, увеличения мощности и снижения веса двига-
теля внутреннего сгорания и сделало его серьезнейшим конкурентом паро-
вого двигателя. Для того чтобы громоздкий и тяжелый газовый двигатель
превратить в транспортный мотор, нужно было прежде всего заменить
газ каким-либо транспортабельным топливом и, во-вторых, значительно
увеличить литровую мощность двигателя, т. е. повысить его быстроходность.
Эти задачи были решены Готлибом Даймлером, построившим в 1885 г.
бензиновый автомобильный двигатель с зажиганием от калильной трубки. Бла-
годаря рассчитанной на большое число оборотов конструкции и хорошему на-
полнению цилиндра (для чего был применен своего рода наддув из кривошипной
камеры) число оборотов этого двигателя было доведено до 800—1000 об/мин.
Появление автомобиля с бензиновым двигателем, оказавшегося более совер-
шенным, чем паровые и электрические автомобили, вызвало бурное развитие
автомобильной промышленности и усовершенствование бензиновых двигателей.
В истории бензиновых двигателей большую роль сыграли работы француз-
ского конструктора Фернанда Фореста, впервые применившего оребрение ци-
линдров и воздушное охлаждение (1881 г.), создавшего двигатель с противо-
положным движением поршней (1886 г.), многоцилиндровые двигатели с
рядным расположением цилиндров (1888 г.) и предложившего блочную кон-
струкцию моторов (1889 г.). Он же еще в 1889 г. детально разработал проект
авиационного двигателя воздушного охлаждения со звездообразным располо-
жением цилиндров, с клепаным стальным картером и с шатунным механизмом
из главного и прицепных шатунов такого вида, который применяется до наших
дней на всех звездообразных моторах. Расчетный вес этого двигателя состав-
лял всего 1,5 кг на 1 л. с. Двигатель, к сожалению, не был построен.
У^первых двигателей внутреннего сгорания зажигание осуществлялось при
помощи калильных трубок. Изобретенное еще в 1801 г. Филиппом Лебоном и
примененное еще в 1864 г. Ленуаром зажигание^от электрической искры дол-
гое время оставалось недостаточно надежнымЛЛишь в конце 80-х годов Роберт
Бош создал вполне работоспособную систему зажигания при помощи тока высо-
кого напряжения от магнето. Эта система быстро вытеснила калильные трубки
и сделала бензиновый двигатель достаточно безопасным в пожарном отношении.
Фиг. 1. Пятици-
линдровый вееро-
образный двига-
тель воздушного
охлаждения REP
конструкции
Р. Э. Пельтри
(продольный раз-
рез). 1905 г.
Несмотря на эти успехи, ни братьям Вильбуру и Орвилю Райту в США, ни
Крессу в Германии (1900—1902 гг.) не удалось найти ни одного завода, который
взялся бы построить авиационный двигатель с весом даже в 7—8 кг на 1л. с.
Строителям первых самолетов пришлось самим создавать нужный им двигатель.
Свой первый полет на моторном самолете 17 декабря 1903 г. Орвиль Райт
совершил с четырехцилиндровым двигателем автомобильного типа водяного
охлаждения с горизонтальными цилиндрами приводившим цепями Галя
два пропеллера. Диаметр цилиндров и ход двигателя Райт были равны 102 мм,
мощность составляла 12—14 л. с при весе 80 кг. Двигатель не имел карбюра-
тора; топливо впрыскивалось во всасывающий патрубок при помощи шесте-
ренчатого насоса. Зажигание было от магнето высокого напряжения. Цилиндры
и поршни были отлиты из чугуна, коленчатый вал изготовлен из инструменталь-
ной стали, картер отлит из алюминиевого сплава, шатун сделан из стальной
трубы с навинченной бронзовой кривошипной головкой, головки клапанов —
из чугуна, штоки — из стали. В 1904 г. братья Райт построили усовершен-
8
Фиг. 1. Пятицилиндровый веерообразный двигатель воздушного охлаждения REP конструкции
Р. Э. Пельтри (поперечный разрез). 1905 г.
ствованный двигатель аналогичного типа, но с вертикальными цилиндрами,
мощностью 25—30 л. с. при весе 90 кг, с которым они совершили все свои исто-
рические полеты 1908 г.
В 1902 г. инж. Мэнли в США построил для самолета Лэнгли пятицилиндро-
вый звездообразный мотор водяного охлаждения мощностью 50 л. с. и весом
около 57 кг. Из-за неудачи, постигшей самолет Лэнгли, двигатель Мэнли не
оказал заметного влияния на развитие авиационных двигателей.
Строителей первых авиационных двигателей, естественно, привлекала воз-
можность использовать мощный встречный поток воздуха для непосредствен-
ного охлаждения двигателя. Для таких двигателей само собой напрашива-
лось звездообразное расположение цилиндров. Французский инженер и пионер
Фиг. 2. Семицилиндровый веерообразный двигатель воздушного охлаждения REP (190 г.),
авиации Роберт Эно Пельтри обстоятельно разработал теорию звездообраз-
ного мотора, проанализировав условия уравновешенности, работу подшипни-
ков, порядок зажигания, распределение кулачковой шайбой и т. д. Расчетные
формулы Пельтри до наших дней применяются при проектировании звездо-
образных моторов. Опасаясь, однако, заливания маслом нижних цилиндров,
Пельтри построил не звездообразный мотор, а двухрядный веерообразный мо-
тор, повернув нижние цилиндры пятицилиндровой звезды на 180°, заставив их
работать на второй кривошип коленчатого вала (фиг. 1). Несмотря на большие
надежды, возлагавшиеся на мотор REP, как был назван двигатель Пель-
три (по инициалам его автора), охлаждение его было недостаточным, и двигатель
быстро перегревался. Другим недостатком двигателя было исключительно
сложное устройство двойного клапана. Впоследствии Пельтри спроектировал
семицилиндровый веерообразный мотор (фиг. 2). Этот двигатель оказался
еще менее удачным, чем первый.
Преимущества звездообразного двигателя — легкость конструкции, обу-
словленная хорошим использованием картера и коленчатого вала, вызвали
попытки применения звездообразной схемы к двигателям жидкостного охла-
ждения. На фиг. 3 изображен семицилиндровый двигатель Клерже водяного
10
Фиг. 3. Звездообразный семицилиндровый двигатель водяного охлаждения Клерже (1907 г.).
охлаждения мощностью 50 л. с., построенный заводом Клеман Баяр и установ-
ленный на самолете Виктора Татэна. Он отличается горизонтальным распо-
ложением цилиндров. Вращение передается воздушному винту через пару
конических шестерен с передачей 0,66. Цилиндры этого двигателя стальные,,
сварные, с приваренной рубашкой из листовой меди. Клапаны управляются
одним коромыслом и тягой а (фиг. 3), на которую непосредственно действует
кулачок распределительной шайбы б. Закрытие клапанов обеспечивается ли-
стовой рессорой в. Выхлопной клапан г открывается прямым действием кулачка
и тяги; всасывающий клапан д открывается действием возвратной пружины е,
преодолевающей силу рессоры в. Разъемный коленчатый вал снабжен двумя
маховиками с противовесами. Питание горючим из карбюратора.
Фиг. 4. Двигатель водяного охлаждения «Антуанет» (1906 г.).
В связи с развитием автомобилизма быстро шло усовершенствование
автомобильных моторов и снижение их веса. Так, удельный вес автомо-
бильного двигателя в 1900 г. составлял 33 кг}л. с., в 1903 г. эта цифра по-
низилась до 16 кг)л. с., в 1904 г. — до 8 кг)л. с., а в 1905 г. до 4 кг)л. с.
В 1905 г. Левавассер во Франции построил V-образный двигатель водяного
охлаждения «Антуанет» для гоночных лодок, удельный вес которого был до-
веден до 2 кг)л. с. Этот двигатель немедленно был применен на самолетах и
дал сильнейший толчок развитию авиации.
Двигатель «Антуанет» изображен на фиг. 4. Цилиндры отлиты из чугуна
с рубашками из листовой латуни. Цилиндры одного ряда смещены по отно-
шению к цилиндрам другого ряда с той целью, чтобы расположить криво-
шипные головки парных шатунов на одной шейке рядом друг с другом. Го-
ловки цилиндров, отлитые из алюминиевого сплава, притянуты к цилиндрам
болтами. Камера сгорания имеет полусферическую форму; в центре камеры
расположена свеча. Клапаны вынесены в сторону и расположены в особой ко-
робке. Впускные клапаны автоматические, выхлопные управляются принуди-
12
Фиг.^5. W-образный трехцилиндровый двигатель водяного охлаждения Анзани (1908 г.).
тельно. Поршни чугунные с вогнутым днищем, с тремя газовыми кольцами
каждый. Питание двигателя осуществляется непосредственным впрыском бен-
зина в цилиндры; количество впрыскиваемого бензина регулируется измене-
нием хода поршня нагнетательного насоса.
В последующих модификациях мотора наряду с некоторыми конструктив-
ными изменениями, например изготовлением цилиндра из кованой стали,
было применено испарительное охлаждение с конденсацией пара в особом
холодильнике и возвратом конденсата в охлаждающую систему мотора спе-
циальной помпой.
Двигатели «Антуанет» мощностью 25—60 л. с. были установлены почти на
всех первых французских самолетах: Фербера (1906 г.), Вуазена (1907 г.),
Блерио (1907 г.) и др. Мотор «Антуанет» оставался одним из самых популярных
авиационных моторов вплоть до 1910 г., несмотря на то, что отсутствие карбю-
ратора делало его исключительно капризным (особенно при запуске) и надеж-
ность его заставляла желать многого лучшего.
Фиг. 6. W-образный шестицилиндровый двигатель водяного охлаждения Анзани (1911 г.).
В 1908 г. во Франции Анзани выпустил гоночный мотоцикл с трехцилиндро-
вым карбюраторным мотором воздушного охлаждения мощностью 25 л, с. и
весом 65 кг (фиг. 5). С этим мотором Блерио в 1909 г. совершил свой историче-
ский перелет через Ламанш. Двигатель Анзани имел три цилиндра, располо-
женных под углом 60° друг к другу, составной коленчатый вал с маховиками
и противовесами. Кривошипные головки шатунов работают по шейке колен-
чатого вала порознь. Головки шатунов вильчатые. Впускные клапаны автомати-
ческие, выхлопные управляются при помощи трех отдельных кулачковых
валиков. Зажигание от аккумуляторов.
Мотор Анзани послужил прототипом целой серии веерообразных и звездо-
образных авиационных моторов воздушного охлаждения, пользовавшихся
широким распространением вплоть до мировой войны. На фиг. 6 изображен
шестицилиндровый W-образный двигатель Анзани водяного охлаждения позд-
нейшей постройки.
Преимущества моторов воздушного охлаждения — малый вес моторной
установки, простота обслуживания и др. — были ясны с первых шагов авиа-
ции. Но малая скорость первых самолетов делала воздушное охлаждение не-
надежным. Курьезный, но показательный факт: Блерио смог закончить свой
перелет через Ламанш только потому, что его в пути застиг дождь, помогший
охлаждению перегревшихся цилиндров мотора.
В десятых годах внимание конструкторов сосредоточилось на задаче осу-
ществления вполне надежного воздушного охлаждения. Пробовали решить
14
эту задачу применением вентиляторного обдува. Вентиляторный обдув, впервые
примененный в 1907 г. заводом Рено для восьмицилиндрового V-образного мо-
тора воздушного охлаждения в 50 и 75 л. с. (фиг. 7), обеспечил [вполне удовле-
творительное охлаждение, но мотор получился едва' ли не более тяжелым,
чем двигатели с водяным охлаждением. Вентиляторный обдув был применен
также на двигателях Фарко (фиг. 8), Фиат (Италия), Пип (Бельгия) и других,
с результатами, столь же малоутешительными.
Радикальное решение было найдено в так называемых ротативных
двигателях, сделавших эпоху в истории авиации. В этих двигателях звез-
дообразно расположенные цилиндры вместе с картером и воздушным винтом
вращаются вокруг неподвижного коленчатого вала, подвергаясь интенсивному
обдуву. Идея ротативного двигателя заставила решить ряд сложных и новых
для моторостроения задач — питание горючим через коленчатый вал и картер,
расположение клапана в поршне, усиление конструкции картера, нагружен-
ного большими центробежными силами, достижение полной уравновешенности
цилиндров и т. д.
Первым и наиболее удачным из ротативных двигателей был мотор «Гном»
Сегэна и Люке, впервые появившийся на выставке в Париже в конце 1908 г.
Выполнив картер и цилиндры своего двигателя из хромоникелевой стали,
тщательно обработав детали мотора со всех сторон, Сегэн и Люке получили
мотор весом всего в 76 кг при мощности 50л. с., с очень надежным охлаждением
и с исключительно плавным ходом благодаря большой вращающейся массе.
Двигатель «Гном» быстро завоевал первенствующее положение в авиации.
В течение 1909—1913 гг. все авиационные рекорды (кроме рекорда на про-
должительность) были установлены на самолетах с двигателями «Гном». Эти
моторы строились в виде однорядных звезд с 7 цилиндрами (фиг. 9) и в виде
двухрядных звезд с 14 цилиндрами, с мощностью, последовательно возрастав-
шей от 50 до 160 л. с.
Надежность двигателей «Гном» оставляла все же желать лучшего. Особенна
часты были поломки впускных клапанов в поршнях, вызывавшие опасные
в пожарном отношении вспышки горючей смеси, заполнявшей картер. Дви-
гатель быстро изнашивался и был очень неэкономичен. Двигатель мог работать
только на нерастворимом в топливе касторовом масле, которое пожирал И огром-
ном количестве — до 100 г/э. с. ч. и больше.
Период 1903—1910 гг. характеризуется исключительным разнообразием
конструктивных схем двигателя и его деталей. Постройка авиационного дви-
гателя при тогдашнем низком уровне технологических требований была под
силу даже одиночкам, не говоря уже о мастерских и заводах. Предприниматели,
почуявшие богатые возможности новой отрасли промышленности, охотно
ссужали средства изобретателям и конструкторам.
В этот период были испробованы едва ли не все возможные конструктивные
схемы двигателя, среди них самые замысловатые. Многие из них, основательно
забытые, появятся десятки лет спустя и будут разрекламированы как по-
следний крик моды, являя собой лишнее доказательство той истины, что тех-
ника прибегает к сложным решениям не ранее, чем исчерпает наиболее простые?
и экономные средства, и лишь в том случае, если применение этих решений
продиктовано прямой необходимостью.
В это время появляются многоцилиндровые двигатели (32-цилиндровыс
двигатели «Антуанет»), многовальные двигатели (Бретон), сдвоенные двигатели
(Пежо, фиг. 10), разнообразные способы охлаждения (смешанное охлаждение,
испарительное охлаждение, вентиляторный обдув и т. д.), двигатели с оппо-
зитным движением поршней (Гоброн Брийе), Х-образные двигатели, двига-
тели со ступенчатыми поршнями (Бодро Верде), двигатели двойного действия
(Дюфо), коловратные двигатели (Бек и др.), двигатели с косыми шайбами,
двигатели с удлиненными валами, редукторные двигатели (К ле рже), дви-
гатели с золотниковым распределением, не говоря уже о двухтактных дви-
гателях, с их поистине неисчерпаемыми комбинационными возможностями.
В этот же период впервые появляется и винт изменяемого шага.
75

шт—
Фиг. 9. Ротативный двигатель «Гном» (1908—1912 гг.).
Фиг. 10. Сдвоенный lG-цплиндровый двигатель Пежо 16-АТ 450 л. с. (1912 г.).
Тот же дух настойчивого искания ощущается и в конструктивном оформле-
нии деталей двигателя. Опираясь на скудный инвентарь технологических
приемов того времени, конструкторы постепенно нащупывают наиболее пра-
вильные пути. В ранних двигателях были перепробованы всевозможные спо-
собы изготовления цилиндров. Цилиндры отливались из чугуна вместе с рубаш-
ками, изготовлялись из стали с наварными или припаянными медными или
стальными рубашками, с литыми рубашками из алюминиевых сплавов. Го-
ловка изготовлялась заодно с цилиндром или крепилась к нему болтами. В этот
период впервые появились двигатели со стальными цилиндрами и головками
из алюминиевых сплавов (двигатель «Антуанет»),
Конструкция клапанов и способ их привода установились не сразу. В пер-
вых двигателях клапаны располагались в особых коробках, вынесенных в сто-
рону от камеры сгорания по типу автомобильных двигателей. Позднее клапаны
стали устанавливать в головках штоками вверх и приводить их толкателями
и коромыслами (подвесные клапаны). Одно время было широко распространено
расположение клапанов в отъемных гнездах из бронзового литья, содержав-
ших в себе распределительные каналы, направляющую втулку и седла кла-
панов. Эта конструкция, облегчавшая монтаж, осмотр и ремонт клапанов,
была, однако, оставлена с повышением термической напряженности моторрв,
вследствие затруднительности охлаждения клапанов и распределительных па-
трубков.
Вначале часто применялись автоматические впускные клапаны, т. е. кла-
паны, прижимаемые к седлу слабой пружиной и открывающиеся при ходе
всасывания вследствие разрежения в цилиндре. Герметичность этих клапанов,
была неудовлетворительной. Проникновение горячих газов во всасывающий
трубопровод часто вызывало пожары. Выхлопные клапаны приводи-
лись принудительно. Клапаны изготовлялись с плоскими и коническими сед-
лами; делались попытки применения двойных концентричных клапанов (см. на-
пример, фиг. 8) гильз, золотников ит. д., имевших подчас замысловатые формы.
Из всех этих разновидностей удержались только принудительно управляе-
мые подвесные клапаны с конической фаской, расположенные непосредственно
в камере сгорания. Только в сравнительно недавнее время возродилось гиль-
зовое распределение, имеющее в новых условиях определенные преимущества
перед клапанным распределением.
Между тем первоначальный этап развития авиации заканчивался. Пер-
спективы ее коммерческого и военного применения обрисовались с полной
очевидностью. В 1911—1912 гг. главные государства приступили к формиро-
ванию военно-авиационных частей. Требования к надежности и экономичности
авиационных двигателей сильно возросли; дальнейшее снижение веса без уве-
личения надежности и уменьшения расхода топлива становилось нецелесо-
образным.
На этом этапе конструкторская мысль снова обращается к водяному охла-
ждению. В двигателе фирмы Сальмсон конструкции Кантон-Юннэ при звездо-
образном расположении цилиндров было применено водяное охлаждение.
G целью увеличения продолжительности службы все основные детали были
сделаны более массивными. В двигателе был применен особый шатунный ме-
ханизм без главного шатуна, с шатунной втулкой, сцепленной системой шесте-
рен с неподвижной шестерней на картере таким образом, что во всех цилиндрах
получался в точности равный ход поршня и одинаковые степени сжатия.
В системе смазки был предусмотрен отсос избытка масла из картера, чем пре-
дупреждалось заливание маслом нижних цилиндров. Все это значительно по-
высило надежность мотора, но вызвало некоторое увеличение веса и только
при относительно больших мощностях (свыше 130 л. с.) двигатели фирмы
Сальмсон могли конкурировать с более легкими ротативными моторами.
В Германии авиационное моторостроение начало развиваться позже, чем
во Франции, приблизительно с 1912 г., под непосредственным влиянием воен-
ного ведомства, которое уделяло особое внимание надежности и экономичности
моторов. По условиям конкурса авиационных двигателей в 1913 г., в Германии
20

зачетный вес двигателя определялся с 7-часовым запасом горючего. Это одно
делало для прожорливых ротативных двигателей участие в конкурсе почти
безнадежным. Привлеченные к производству авиационных двигателей автомо-
бильные заводы Германии использовали свой богатый опыт постройки гоноч-
ных автомобильных моторов и внесли много нового в авиационное моторострое-
ние. Значительное внимание стали уделять форме камеры сгорания, появились
шатровые и полусферические головки с разваленными клапанами (мотор Мер-
седес), с верхним распределительным валиком. Для увеличения надежности
стали применять двойное зажигание.
Все эти меры позволили, даже при умеренном числе оборотов (1200—1400
об/мин), получить литровую мощность порядка 10—12 л. с.{л. Сохранив для
авиационных моторов типичную автомобильную схему рядного 4—6-цилиндро-
вого мотора водяного охлаждения, германские заводы сумели получить до-
статочно мощные и надежные авиамоторы со вполне приемлемым, благодаря
высокой литровой мощности, удельным весом. Среди этих моторов наиболее из-
вестен шестицилиндровый двигатель завода Мерседес мощностью 160 л. с.,
с литыми стальными цилиндрами, с наварными рубашками из листовой стали,
с полусферическими головками, с верхним распределением и двойной системой
зажигания (фиг. 11). Удельный вес этого мотора составлял 1,7 кг/'л. с. По на-
дежности и выносливости двигатель Мерседес превзошел все построенные до
того авиамоторы. С этим двигателем в течение 1913—1914 гг. германские лет-
чики отвоевали у Франции почти все рекорды (кроме рекорда скорости), в том
числе рекорд продолжительности полета (Бем) — 24 часа 10 мин. — и ре-
корд высоты (Элерих) — 8 125 м.
Успехи стационарных двигателей водяного охлаждения заставили подтя-
нуться конструкторов ротативных двигателей. Завод Гном, правда, ограни-
чился постепенным повышением мощности своих двигателей, увеличивая раз-
меры цилиндров и не внося каких-либо конструктивных изменений. Усовершен-
ствование ротативных двигателей было сделано заводом Клерже и, главным
образом инженером Верде на заводе Рон. В двигателях «Рон» (фиг. 12) Верде пе-
ренес впускной клапан из поршня в головку двигателя, подведя смесь по особо-
му патрубку из картера, улучшил распределительный механизм и ввел запрес-
совку в стальной цилиндр чугунной гильзы, что дало возможность применить
стальные поршневые кольца. Эти меры позволили значительно снизить расход
смазочного. Двигатель получился хотя и несколько более тяжелым, чем «Гном»,
но значительно более надежным. С этим мотором летчик Пулэ в 1914 г. уста-
новил французский рекорд продолжительности полета—16 час. 28 мин.,
бывший одно время мировым рекордом.
Мировая война застала авиационное моторостроение в разгаре интенсив-
ной работы над повышением надежности двигателей и освоением новых, зна-
чительно усовершенствованных конструкций. Боевые действия потребовали
резкого увеличения мощности авиадвигателей. Значение запаса мощности на
самолетах было очевидно как летчикам, так и конструкторам, но высокая стои-
мость мощных моторов и возрастание посадочной скорости у самолетов с более
мощными моторами сильно тормозили процесс увеличения мощности авиа-
моторов. К началу войны, в 1913 г., средняя мощность авиационных моторов
составляла 70—120л. с., а к концу войны в 1918 г. эта цифра возросла до 300—
450 л. с., т. е. приблизительно в 4 раза.
В условиях военной спешки и недостатка конструкторских кадров увеличе-
ние мощности моторов достигалось главным образом увеличением литража дви-
гателей. Так например, у двигателей Мерседес за годы войны диаметр цилиндра
последовательно увеличивался с 120 мм до 125, 140 и 160 мм, у двигателей
Сальмсон с 122 до 140 мм. У ротативных двигателей наибольший диаметр ци-
линдра возрос с 124 мм («Гном» 80 л. с.) до 140 мм (В. R. 220 л. с.). |Подго-
товлялись к выпуску моторы с диаметром цилиндров до 170 мм (Фиат). Такой
путь увеличения мощности моторов привел к почти полному отказу от стацио-
нарных моторов воздушного охлаждения. Обеспечить надежное охлаждение
чугунных цилиндров диаметром свыше 100 мм оказалось невозможным. Для
22

того, чтобы температура цилиндров не превосходила допустимого уровня^
приходилось настолько обогащать смесь, что расход горючего у этих двига-
телей значительно превышал 300 г/э. с. ч. Достигнув к 1916 г. мощности в 130—
150л. с. (Рено, R. А. и др.), стационарные моторы воздушного охлаждения со-
вершенно вышли из употребления. Несколько лучше обстояло дело с ротативны-
ми двигателями, цилиндры которых не перегревались даже при диаметре 140 мм,
но быстрое возрастание вентиляционных потерь, доходивших у 200-сильных
моторов до 20% эффективной мощности и невозможность повысить мощность
увеличением числа оборотов, положили предел их развитию. До конца войны
и даже в первые годы после войны ротативные двигатели мощностью до 200 л. с.
применялись довольно широко, в особенности на истребителях, но уже в 1919—
1920 гг. производство их было прекращено.
Таким образом за годы войны моторы водяного охлаждения не только до-
гнали моторы воздушного охлаждения, но во многих случаях превзошли их по
мощности и по легкости. В начале войны особенный успех выпал на долю гер-
манских шестицилиндровых рядных моторов водяного охлаждения (Мерседес*
Бенц, Аргус, Майбах, Опель и др.), оказавшихся наиболее надежными и
легкими из всех моторов того времени. Этот успех, однако, оказался
роковым для германской авиации. Вследствие общей слабости германской
моторной промышленности и недостатка конструкторских кадров, германские
заводы до конца войны придерживались шестицилиндровой схемы, лишь уве-
личивая из года в год размеры цилиндров. Это завело германское моторострое-
ние втупик. С увеличением диаметра цилиндров выше 160 мм удельный вес-
шестицилиндрового двигателя начал возрастать, надежность мотора падала.
Создать двигатель с 6 цилиндрами мощностью более 300 л. с. оказалось не-
возможным. Предпринятые в 1918 г. попытки перейти на 12-цилиндровые
V-образные моторы запоздали, и ни один из этих моторов не увидел света. Между
тем промышленность союзников, пользуясь трофейными образцами и опираясь
на свой опыт, быстро переняла все положительные особенности германских
моторов. Освоив мерседесовскую конструкцию цилиндра с наварными рубаш-
ками, наклонными клапанами и верхним распределением, французские, англий-
ские, а вслед за ними и американские заводы (после вступления США в войну,
в 1916 г.), располагавшие значительно более широкими производственными
возможностями, применили ее к V-образным двигателям, доведя число цилин-
дров до 12, и легко получили таким путем двигатели мощностью до 400 л. с.
и больше, значительно более легкие, чем германские однорядные машины.
Заимствование из автомобильной практики вильчатых шатунов устранило'
главный недостаток первых V-образных моторов — большую длину, обязанную
применению самостоятельных шатунов для каждого цилиндра, требовавшему
шахматного расположения цилиндров.
К концу войны V-образные 12-цилиндровые моторы водяного охлаждения
с отдельными цилиндрами заняли господствующее положение. Из них наиболь-
шим успехом в годы войны пользовались: французский мотор фирмы Рено-
300 л. с. (1916—1918 гг., самолеты Брегэ XIV), английской фирмы Роллс-
Ройс «Игл» 300 л. с. (фиг. 13) и ВНР («Пума») 210 л. с. (1917—1918 г., самолеты
DH-4 и др.) и, в особенности, самый совершенный из них — американский
мотор «Либерти» 400 л. с. (фиг. 14) — первый двигатель с удельным, весом ме-
нее 1 кг]л. с. (1916—1918 г., самолеты DH 9-а и др.).
Представляет интерес история создания этого двигателя. Немедленно после
вступления США в мировую войну были мобилизованы все «живые силы» авиа-
ционного и автомобильного моторостроения и создана мощная конструктор-
ская группа из лучших специалистов моторного дела. Проектирование двига-
теля было закончено в три месяца, а еще через четыре месяца первые экземпляры
нового двигателя устанавливались на опытные самолеты. В виде дани патриоти-
ческим настроениям американцев, смотревших на войну с Германией, как на
войну в защиту американской «свободы», двигатель был назван «Либерти»
(что в переводе означает «свобода»). Производившаяся аналогичным образом
постройка грузового автомобиля «Либерти» была закончена в еще более короткие
21
Фиг. 13. Двигатель водяного охлаждения Роллс-Ройс «Игл» 300 л. с. (1916 г.).
«роки: с начала проектирования до начала массового производства грузовиков
прошло всего четыре месяца. Подобные темпы заставляют Предположить, что соз-
данию этих, сыгравших большую роль в войне объектов, все же предшествовала
интенсивная подготовительная работа, которая наряду с общеизвестными раз-
махом и организационными способностями американцев и обеспечила успех
предприятия. Многие заводы подготовляли выпуск еще более мощных V-образ-
ных 12-цилиндровых моторов («Рено» 450 л. с., фирмы Роллс-Ройс «Кондор»
600 л. с., Фиат 700 л. с.), но до конца войны эти моторы не успели получить
распространения.
Огромные средства,
вложенные в годы войны
в авиационную промы-
шленность, дали возмож-
ность развернуть обшир-
ную исследовательскую и
экспериментальную рабо-
тупо авиамоторостроению.
Ряд крупных специали-
стов по двигателям внутрен-
него сгорания,—Рикардо в
Англии, Фару и Девийе во
Франции, Госслау и Рид^
лер в Германии и многие
другие, — были привлече-
ны к работе над авиацион-
ными моторами. На авиа-
ционные заводы перешли
лучшие конструкторы ав-
томобильных моторов: Бар-
бару (завод Лоррэн-Дит-
рих) и Биркигт (завод
Испано-Сюиза) йо Фран-
ции, Генри Ройс (завод
Роллс-Ройс), Хольфорд
(завод Бирдмор), Сиддли
(завод Армстронг) в Ан-
глии, Холл и Винсент
(завод Паккард) в США и
ряд других. Работа этих
специалистов подготовила
к концу войны глубокие
сдвиги в авиационном мо-
торостроении.
Первым нововведением
явился переход на поршни
из алюминиевых спла-
Фпг. 14. 12-цилиндровый двигатель водяного вов. Опыты применения
охлаждения «Либерти» (поперечный разрез). 1917 г. алюминиевых сплавов для
поршней и даже головок
цилиндров воздушного охлаждения делались и до мировой войны, но неиз-
менно терпели неудачу из-за недостаточной жаростойкости применявшихся
для этой цели алюминиево-цинковых сплавов. С освоением в годы войны сплавов
Al-Си алюминиевые поршни быстро получили повсеместное применение. К концу
войны были выработаны новые, еще более жаростойкие алюминиево-медно-
никелевые сплавы (сплав Y и др.). В начале 1915 г. Биркигт в своих 8-цилиндро-
вых V-образных моторах «Испано-Сюиза» водяного охлаждения применил
блочную конструкцию двигателя, выполнив блок цилиндров из алюминиевого,
«плава с ввернутыми стальными гильзами. Эта конструкция оказалась весьм!а

удачной. Моторы фирмы Испано-Сюиза мощностью 150, 180, 220 и 300 л. с„
(фиг. 15) стали лучшими моторами для истребительной авиации.
Английские конструкторы Бирдмор, Хольфорд и Пулинджер в конце 1916 г„
ввели новое усовершенствование в блочную конструкцию. В своем 6-цилиндро-
вом рядном моторе ВНР (названном так по инициалам конструкторов и полу-
чившем позднее марку Сиддли «Пума») они применили головки из алюминие-
вого сплава и конструкцию так называемых «мокрых» цилиндров (фиг. 16).
При этой конструкции цилиндры, ввернутые в алюминиевый блок, непосред-
ственно омываются охлаждающей водой, благодаря чему улучшается охла-
ждение цилиндра и поршней.
Фиг. 15. 8-цилиндровый двигатель водяного охлаждения Испано-Сюиза 300 л. с.
(поперечный разрез). 1916 г.
Блестящие результаты применения алюминиевых головок у моторов водя-
ного охлаждения побудили испробовать алюминиевые сплавы для изготовле-
ния головок цилиндров воздушного охлаждения. Опыты над цилиндрами воз-
душного охлаждения (Госслау и др.) показали огромное значение числа и распо-
ложения ребер для правильного охлаждения цилиндра. .Сильно возросшая
к тому времени скорость полета увеличила располагаемый для охлаждения
воздушный напор. Все это создало предпосылки для возрождения стационар-
ных двигателей воздушного охлаждения. Заслуга создания двигателя воз-
душного охлаждения в таком виде, как он строится до сих пор, принадлежит
английскому конструктору Рой Феддену .и американским Лоуренсу и Герону.
28
Фиг. 15. 8-цилиндровый двигатель водяного охлаждения Испано-Скиза 300 л. с. (продольный разрез). 1916 г.
В 1917 г. завод «Космос» (Англия) под руководством Феддена построил
(^-цилиндровый двухрядный звездообразный мотор воздушного охлаждения
«Меркур» мощностью 315 л. с. Почти одновременно с ним был заложен 18-ци-
линдровый двухрядный двигатель воздушного охлаждения «Геркулес» с огром-
ной для того времени мощностью 1000 л. с. Охлаждение этих двигателей, осо-
бенно последнего, было неудов-
летворительным. Однако опи-
раясь на опыт эксплоатации этих
двигателей, Феддеп несколько
позднее построил уже удачный
двигатель «Юпитер» мощностью
около 400 л. с. К концу 1918 г.
были созданы стационарные звез-
дообразные моторы воздушного*
охлаждения; в Англии—девятици-
линдровые моторы «Драгонфлай»
310 л. с. (завод АВС), «Юпитер»
400 л. с. (завод Космос — впо-
следствии завод Бристоль), в
США — мотор Лоуренса мощ-
ностью 200 л. с. (приобретенный
позднее фирмой «Райт»). Эти мо-
торы в течение 1918 г. прошли
испытания; некоторые из них были
переданы в серийное производство
(«Драгонфлай»).
Война же поставила перед авиа-
ционным моторостроением задачу
сохранения мощности моторов на
высоте. Опыт боевых действий са-
мым убедительным образом пока-
зал значение резерва мощности на
высоте и преимущества высокого
рабочего потолка самолета. Испы-
тания, проведенные на специаль-
ных высокогорных испытательных
станциях во Франции (в Лоттарэ
в 1915—1916 г.) и в Германии
(заводом Майбах), позволили уста-
новить зависимость потери мощ-
ности мотора от высоты и влияние
на высотную мощность мотора
различных факторов.
Наиболее простой способ уве-
личения высотной мощности мото-
ра заключался в увеличении лит-
ража, а следовательно, исходной,
земной мощности мотора. Однако
такой мотор часто оказывался
слишком тяжелым для самолета
определенной категории. Выход
из положения иногда находили в
том, что преднамеренно облегчали
Фиг. 16. 6-цилиндровый двигатель водяного
$ охлаждения Сиддли «Пума» 210 л. е.,1916 г.
конструкцию мотора, снижая его надежность; во избежание поломки на
земле такой мотор дросселировали. По мере поднятия на высоту дроссель
приоткрывали и на некоторой высоте мотор переводили на полный дроссель,,
причем мотор развивал мощность, примерно равную земной мощности. Та-
кие моторы назывались переразмеренными.
30
Высотные испытания моторов показали желательность повышения степени,
сжатия. Но увеличение степени сжатия свыше 5—5,5 приводило к незнакомому да
тех пор явлению детонации. Строители моторов встретились с необходимостью,
во избежание детонации, дросселировать у земли двигатель с повышенной сте-
пенью сжатия. По мере подъема на высоту дроссель приоткрывался, и на неко-
торой высоте двигатель приобретал возможность работать на полном дрос-
селе без детонации. Высокая степень сжатия (6,5—7,5) позволяла получить,
на высоте некоторый излишек мощности, по сравнению с мотором такого же
литража, но с нормальной степенью сжатия. Моторы подобного рода называ-
лись моторами с пересжатием и являлись вместе с пере размерен-
ными двигателями главным типом высотных двигателей того времени. Эти дви-
гатели сохраняли земную мощность до высоты порядка 500—1500 л/, что вполне
покрывало потребность тогдашних боевых самолетов.
Для оценки высотности было введено понятие эквивалента мощ-
ности (Лер). Этим термином обозначали мощность, которую мог бы развить
мотор на земле, работая при полном открытии дросселя. Сопоставление вели-
чин эквивалентной и номинальной мощностей позволяло оценивать высотность
мотора. Впоследствии понятие эквивалента мощности вышло из употребления,
уступив место прямым показателям (высотность или расчетная
высота).
Для изучения средств поддержания постоянства мощности на высоте были
поставлены опыты по наддуву авиадвигателей. Рато во Франции предложил для
этого турбокомпрессор, в Германии ряд заводов (Броун-Бовери, Шваде и др.)
разработали системы приводных центробежных нагнетателей. Некоторые из
строившихся в конце войны германских многомоторных самолетов-гигантов
были оборудованы установками централизованного наддува с компрессором,
приводившимся в действие отдельным вспомогательным мотором и питавшим
все моторы самолета. Эти самолеты не успели принять участие в боевых дей-
ствиях и по требованию союзников после заключения Версальского мира бы-
ли уничтожены. В годы войны наддув не получил распространения, потому что
в пределах высот, на каких совершались боевые полеты, оказывались вполне
достаточными более простые переразмеренные моторы и моторы с пересжатием.
Моторы с пересжатием появились прежде всего в Германии (завод Май-
бах, BMW1 и Сименс) и на некоторое время обеспечили германским
самолетам перевес по скороподъемности и маневренности на больших высотах
над союзническими самолетами, несмотря на то, что последние были, как
правило, снабжены более мощными моторами, чем германские. В особенности
высокими для того времени качествами отличался истребитель «Фоккер» D-'VU
с мотором BMW мощностью 185 л. с., а в последних модификациях до 240
л. с. (фиг. 17). Но появление у союзников легких и надежных моторов в 300—
400 л. с. дало возможность им к концу 1918 г. в свою очередь создать самоле-
ты, во всех отношениях превосходившие германские, и это задержало при-
менение союзниками моторов с пересжатием и, тем более, с наддувом.
В годы же войны был найден способ борьбы с детонацией при высоких сте-
пенях сжатия путем присадки к бензину бензола или толуола. Интересно, что
открытие это было сделано почти случайно в связи с топливным голодом, ко-
торый испытывала блокированная Германия. Вынужденная искать заменителей
для авиационного бензина Германия применила для этого бензол, причем было
обнаружено, что на бензоле можно работать со значительно большими степе-
нями сжатия и что даже примесь бензола к бензину повышает антидетонацион-
ные качества последнего. Топливный же голод побудил германских конструк-
торов начать работы по осуществлению авиационных двигателей тяжелого
топлива с воспламенением от сжатия. Начатый фирмой «Юнкере» постройкой в.
1915—1916 гг. двухтактный авиационный дизель остался неоконченным и после
версальского мира по требованию союзников был уничтожен. Не дали удовлет-
ворительных результатов и опыты с авиационными дизелями английского
завода Бирдмор. Таким образом наряду со значительным действительным
1 Bayerische Motorenwerke-
31
прогрессом в авиационном моторостроении мировая воина оставила огромное
наследие незавершенных опытов и новых, ждавших реализации проблем,—
наследие, в значительной мере предопределившее развитие моторостроения
на долгие годы.
При возрастании мощности моторов за годы войны в 3—4 раза и при сниже-
нии удельного веса моторов почти в 2 раза, литровая мощность и среднее эф-
фективное давление авиационных двигателей увеличились очень незначительно.
Едва ли заметные улучшения были достигнутый в отношении надежности дви-
гателей, и только самые последние модели английских моторов (фирма Роллс-
Ройс «Игл») и американских («Либерти») показали значительное уве-
личение надежности. Срок работы без переборки у этих моторов достигал
100 часов.
С окончанием войны авиационное моторостроение вступило в новую фазу.
Авиационная промышленность после войны подверглась резкому свертыванию.
Серийное производство авиамоторов на время было почти прекращено. Заложен-
ные еще в годы войны новые мощные (до 1000 л. с.) моторы были все же, хотя
и с некоторым запозданием, закончены, но применёния не нашли. Мощность
моторов для боевых самолетов стабилизировалась на достигнутых в 1918 г.
цифрах и на протяжении 1919—1924 гг. увеличивалась очень медленно.
Результаты испытаний моторов, являвшихся «последним словом» моторо-
строения в годы войны, оказались довольно неожиданными. Попытки дальней-
шего увеличения мощности путем увеличения диаметра цилиндров до 170 мм
(йотор Фиат А-14 700 л. с.) потерпели неудачу. Такие моторы получились
не только более тяжелыми, но и недостаточно надежными. Даже моторы с ци-
линдрами диаметром в 155—165 мм, как например 600-сильный мотор фирмы
Роллс-Ройс «Кондор», оказались во всех ’ отношениях хуже прежних моделей
итого завода.
Достигнутый к концу войны диаметр цилиндров в 160 мм установился та-
ким образом как предельный. Позже почти не наблюдалось попыток превысить
этот предел. Для увеличения мощности авиамоторов приходилось искать но-
вых путей. Пионером в этой области явился английский завод «Нэпир», еще
в конце 1918 г. выпустивший W-образный 12-цилиндровый мотор «Лайон»
425 л. с. конструкции Роуледжа (фиг. 18) с весьма высоким для того времени
числом оборотов — 2000 об/мин. Для увеличения жесткости была приме-
нена оригинальная полублочная конструкция: отдельные цилиндры со сталь-
ными наваренными рубашками были связаны общей алюминиевой головкой.
Ввиду высокого числа оборотов мотор был снабжен редуктором; коленчатый
вал мотора был монтирован на роликовых подшипниках. В первые годы после
войны этот мотор был одним из самых мощных и самым легким среди серийных
авиационных моторов. В последних сериях мощность мотора была доведена
до 550 л. с. при одновременном увеличении срока службы.
Мотор «Лайон» вызвал многочисленные подражания. Применив W-образное
расположение для блоков с 6 цилиндрами и доведя таким путем число цилин-
дров до 18, ряд заводов в начале 20-х годов увеличил мощность моторов на 30—
50%, получив 750—800 л. с. в одном агрегате. 18-цилиндровые W-образные мо-
торы строились в большом числе заводами Рено и Лоррэн-Дитрих во Франции
и Изотта-Фраскини в Италии вплоть до начала 30-х годов, когда повышение
литровой мощности позволило получить необходимые мощности от более про-
стых и обладающих меньшим лбом V-образных двигателей, которые с этого
времени снова становятся господствующим типом двигателя. Успех W-образ-
ных моторов вызвал попытки доведения числа цилиндров до 24 (Лор-
рэн-Дитрих) и создания 4-рядных Х-образных моторов (Нэпир «Кэб»)
мощностью около 1000 л. с. Эти моторы, выпущенные в 1922—1923 гг., одна-
ко, не имели успеха, так как оказались слишком тяжелыми.
Сразу же после окончания мировой войны значительный успех выпал на
долю стационарных звездообразных моторов воздушного охлаждения. По-
строенный Федденом на заводе «Космос» 9-цилиндровый мотор «Юпитер»
в 1919 г. был приобретен заводом «Бристоль», в сентябре 1921 г. под маркой
32
Фиг. 17 Дб-цилиндровый двигатель водяного охлаждения
BMW; мощностью 200—240 л. с. (1916—1917 гг.).
Орлов—1071—3
33
«Бристоль-Юпитер» прошел государственные испытания и был принят на во-
оружение воздушных сил Англии. В 1922 г. этот мотор был значительно усо-
вершенствован и его мощность доведена до 445 л. с. при 1770 об/мин. (фиг. 19).
Двигатель «Юпитер» сыграл большую роль в развитии двигателей воздушного
охлаждения. Долгие годы он был самым мощным среди моторов воздушного
охлаждения й одним из наиболее распространённых авиационных двигателей
Фиг. 18. Двигатель Нэпир «Лайон» 425 л. с. (1918—1919 гг.).
во всем мире. В последних сериях («Юпитер» VI) мощность мотора была дове- ,
дена до 535 л. с. и сохранялась благодаря пересжатию до высоты 1200 м. Вес
двигателя был доведен до 435 кг. Этот мотор по лицензиям строился во Франции
(завод Гном-Рон с 1923 г.), в СССР, в Германии (завод Сименс), Чехословакии,
Польше, Японии и в других странах. Особенностью конструкции «Юпитер»
были цилиндры qo стальным днищем, к которому крепилась алюминиевая го-
ловка с оребрением и газовыми каналами. Вследствие небольшой литровой
мощности, не превышавшей в первых моделях «Юпитера» 15 л. с./л, охлаждение
двигателя было вполне достаточным, даже при этой не особенно удачной кон-
струкции. Другой особенностью было наличие компенсатора — приспособле-
ния, сохранявшего зазбр в клапанном механизме неизменным как при холод-
ных, так и при горячих цилиндрах.
34
На основе мотора «Юпитер», используя конструкцию его цилиндров
и некоторых других деталей, фирма «Бристоль» выпустила семейство звездо-
образных двигателей воздушного охлаждения: 5-цилиндровый «Титан»
мощностью 200—250 л. с., 7-цилиндровый «Нептун» мощностью 300—350л. с.,
далеко не пользовавшиеся, впрочем, такой популярностью, как мотор
«Юпитер». Не получил распространения и 3-цилиндровый двигатель фирмы
Фиг. 19. 9-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения Бристоль «Юпитер» (1921 г.).
Бристоль «Черуб» с камерой сгорания в форме тетраэдра, с клапанами, располо-
женными перпендикулярно оси цилиндра (см. фиг. 173) и с оригинальным при-
водом клапанов при помощи коленчатого рычага, ось которого, представляю-
щая собой полый стержень, была расположена вдоль цилиндра.
В это же время (1922 г.) был принят на вооружение в Англии и другой мо-
тор воздушного охлаждения — 14-цилиндровый двухрядный двигатель «Ягу-
ар» 320 л. с. завода Армстронг, явившийся дальнейшим развитием созданного
еще в годы войны мотора «Драгонфлай» завода АВС.
В Америке фирма Райт, приобретя патенты Лоуренса, ставшего главным
конструктором этого завода, форсировала его 9-цилиндровый звездо-
55
образный мотор воздушного охлаждения до ' мощности 230 л. с. и под
маркой «Уэрлвинд» J-I начала выпускать с 1921 г. в сериях, постепенно
увеличивая мощность и повышая надежность. Параллельно с выпуском сериями
«Уэрлвиндов» фирма Райт с 1921 г. стала работать над мощным двигателем
воздушного охлаждения и во второй половине 20-х годов выпустила мотор
«Циклон» R-1750 мощностью 525 л. с., явившийся прототипом известного
мотора «Циклон» R-1820, строющегося до наших дней.
Тяжелое экономическое состояние послевоенной Европы снизило интен-
сивность конструкторских работ в области авиационного моторостроения.
Помимо доводки начатых еще в годы войны моторов, в течение 1919—1922 гг.
появилось очень немного новых конструкций. Большинство авиамоторных
заводов Европы до 1924—1925 гг. довольствовалось введением мелких усовер-
шенствований и модификациями исполненных моделей.
Возникновение гражданской коммерческой авиации потребовало увеличе-
ния сроков службы авиамоторов и уменьшения расхода горючего. В центре
внимания заводов стали вопросы технологии производства моторов и мелкие
их усовершенствования, которые обеспечивали более долгие сроки работы —
подбор материалов, разработка системы зазоров, улучшение смазки и т. д.
Результаты этой работы не замедлили сказаться. В 1925 г. во Франции на
специальном конкурсе на выносливость мотор водяного охладжения «Рено»
420 л. с. проработал без переборки 240 час., тогда как в годы войны средний
срок работы между двумя переборками тех же моторов Рено не превышал
40 часов. Эта же мелкая и кропотливая работа дала возможность, не меняя раз-
меров мотора, постепенно увеличить мощность. Это достигалось повышением
степени сжатия, которую в некоторых случаях стали доводить до 6,5—7, и уве-
личением чисел оборотов, которые к середине 20-х годов достигли в среднем
1700—1800, а в отдельных случаях 2000 об/мин.
Для сохранения высокого к. п. д. винта при таком числе оборотов воз-
никла потребность в редукторе. Почти все авиационные заводы еще в начале
20-х годов перешли к выпуску, наряду с безре дукторными моторами, моторов
с редукторами. К выработанным еще в годы войны конструкциям редукторов
с цилиндрическими планетарными шестернями (завод Роллс-Ройс, позднее —
Лоррэн-Дитрих и др.) и простому редуктору с двумя цилиндрическими ше-
стернями («Нэпир») прибавилась третья система — завода Фарман с кониче-
скими планетарными шестернями. Все эти три типа редукторов с некоторыми
видоизменениями применяются и поныне.
Наибольшие успехи в первые годы после войны авиационное моторостроение
делало в США, где благоприятная общая экономическая конъюнктура способ-
ствовала значительно более интенсивной конструкторской работе авиамоторных
заводов.
Производство моторов «Либерти» в США было прекращено вскоре по окон-
чании войны, и этот мотор послужил лишь прототипом целой серии выпущен-
ных на протяжении 1920—1930 гг. заводом Паккард моторов мощностью до
800 л. с. Последние моторы этой серии отличались интересной особенностью —
перевернутым расположением цилиндров (висячие цилиндры), обеспечивавшим
летчику удобный обзор и облегчавшим общую компановку самолета. Несмотря
на остроумие, проявленное при конструктивной разработке узлов этого мо-
тора (отсос масла из висячих цилиндров, охлаждаемые маслом клапаны, кон-
струкция картера и подвесок подшипников и т. д.), моторы эти не оказали
значительного влияния на развитие авиационного моторостроения.
Неудачен был и построенный на основе этих двигателей Х-образный 24-ци-
линдровый двигатель мощностью 1200 л. с. Расположив цилиндры этого
мотора в интересах уменьшения лба под углом 60° (вместо 90°, требуемых ус-
ловием равномерного чередования вспышек), фирма вынуждена была для до-
стижения равномерности крутящего момента сместить колена одной половины
коленчатого вала на 30° по отношению к соответствующим коленам другой по-
ловины, отчего сильно пострадала уравновешенность мотора. Другой недостаток
двигателя состоял в неудачной конструкции коренных опор коленчатого вала.
36
Стремясь удлинить шатунные шейки и тем понизить величину среднего удель-
ного давления, повышенную из-за совмещения четырех шатунов на одной шейке,
конструкторы придали коренным шейкам коленчатого вала форму массивного
диска, внешний диаметр которого несколько превышал крайние точки шатун-
ных шеек. Последние непосредственно, без щек, присоединялись к этому диску.
Коренные подшипники мотора из-за малого отношения длины к диаметру
работали неудовлетворительно; цилиндры двигателя заливались маслом,
в изобилии вытекавшим с торцов подшипников.
Развитие американских моторов водяного охлаждения пошло по пути
блочной конструкции. Завод Райт, еще в 1916 г. приобретший лицензию на
моторы Испано-Сюиза, в 1919 г. выпустил вполне оригинальные V-образные
12-цилиндровые двигатели «Тайфун» блочного типа с цилиндрами размером
146 X 158,5 мм и мощностью 650 л. с. В течение 1920—1925 гг. это были самые
мощные из серийных авиамоторов. Еще успешнее были работы завода Кертис,
также избравшего блочную конструкцию, но совершенно изменившего систему
крепления блоков. В моторах Испано-Сюиза и Райт усилия вспышки
воспринимались стальной гильзой, а в моторе Кертис — рубашкой из алю-
миниевого сплава.
Выпустив в 1920 г. мотор D-12 мощностью 375—400 л. с., завод Кертис,
постепенно форсируя этот мотор, довел число оборотов до 2200 в 1921 г. и до
2300 в 1928 г., получив литровую мощность 24,4 л. с. и подняв мощность мо-
тора до 460 л. с. Этот мотор, послуживший прототипом для позднейших моторов
Кертис «Конкверор» (фиг. 20), в середине 20-х годов далеко превзошел все
современные ему моторы по легкости; удельный вес его был менее 0,8 кг}л. с.
Мотор Кертис D-12 дал возможность гоночным самолетам фирмы Кертис
в течение 1923—1925 гг. установить ряд мировых рекордов скорости; даже
Англия для постройки быстроходных самолетов нового типа фирмы Фэйри
в 1925 г. приобрела в США моторы фирмы Кертис D-12.
Начиная с 25-х годов американские конструкторы, однако, решительно
переходят к двигателям воздушного охлаждения, которые в последующее де-
сятилетие достигли исключительного конструктивного совершенства и почти
полностью вытеснили в США двигатели водяного охлаждения.
'Основное, что предопределило успех двигателей воздушного охлаждения —
кропотливая работа над охлаждением головок цилиндров и клапанов. Значи-
тельно улучшив и увеличив оребрение, применив полусферическую камеру
сгорания, наклонное расположение клапанов (развал клапанов), обеспечившее
хороший теплоотвод от клапанных седел и головок, введя селитряное (а впо-
следствии натриевое) охлаждение выхлопных клапанов, закрыв клапанные ме-
ханизмы в специальных приливах головки, — американские конструкторы
добились настолько хорошего охлаждения цилиндров и надежной работы клапан-
ного механизма, что даже при высокой литровой мощности эти двигатели по
надежности не уступали лучшим моторам водяного охлаждения. Выдающаяся
роль на этом этапе развития двигателей воздушного охлаждения принадлежала
фирме Райт и ее конструктору Герону. Высокая надежность моторов Райт
была продемонстрирована рядом выдающихся перелетов 1926—1927 гг.,
в особенности первым перелетом через Атлантический океан с мотором Райт
«Уэрлвинд» J-5 220 л. с.
Этот перелет создал небывалую популярность мотору Райт, которая повле-
кла за собой огромный спрос на двигатель этой марки. Фирма Райт оказалась
вынужденной временно прекратить производство всех других типов двигателей,
кроме Райт «Уэрлвинд» и Райт «Циклон» R-1750. Увеличив вдвое производи-
тельность своих заводов, фирма все же не смогла удовлетворить спроса. Лишь
закладка нового авиамоторного завода, в пять раз превышающего по мощности
прежние заводы фирмы, явилась выходом из создавшегося положения.
Ведя массовое изготовление двигателей Райт «Уэрлвинд> J-5, фирма не
прекращала исследовательских работ с целью создания двигателей воздушного
охлаждения для самолетов самых различных назначений. Так, в период 1927—
1928 гг. был построен V-образный 12-цилиндровый двигатель воздушного охлаж-
37
дения с висячими цилиндрами. Этот двигатель развивал 500 л. с. при 2000 об/мин.
и весил 410 кг. Широкого распространения этот двигатель не получил и литпь
в небольшом числе экземпляров был применен в морской авиации США.
В 1928 г. появилась новая серия моторов Райт «Уэрлвинд» J-6 мощностью
225—300 л. с. Кроме того, был значительно усовершенствован двигатель Райт
Фиг. 20. 12-цилиндровый двигатель водяного охлаждения Кертис «Конкверор»
(поперечный разрез). 1927 г.
«Циклон» R-1750, мощность которого была доведена до 525 л. с. Охватив этими
двигателями потребности почти всех типов самолетов, фирма в 1929 г. попол-
нила серию своих моторов мотором, предназначенным для учебных и спортив-
ных самолетов, выпустив однорядный двигатель воздушного охлаждения
38
«Джипси» 80 л. с. по лицензии английской фирмы Де-Хевиленд. Вскоре фирма
Райт выпустила мощный двигатель воздушного охлаждения «Циклон» R-1820
(фиг. 21) мощностью в первых сериях 650—700 л. с., завоевавший широкую по-
пулярность. Конструкция этого двигателя оказалась настолько удачной, что
он выпускался фирмой в течение всех последующих лет с различными усовер-
шенствованиями и модификациями. Проделав все этапы технической эволюции
авиадвигателей, двигатель этот, взлетная мощность которого в последних вы-
пусках доведена до 1300 л. с., остается до наших дней одним из лучших
авиационных двигателей мира.
Фиг. 21. 9-цилиндровый двигатель воздушного охлаждения Райт «Циклон» R-1820F.
в 1925 г. у фирмы Райт появился серьезный конкурент — завод Прат
Уитни, выпустивший под руководством главного конструктора Годфри звездо-
образные 9-цилиндровые двигатели совершенно одинаковой конструкции (кроме
размерности)—«Хорнет» 400 л. с. и «Уосп» 500 л. с. воздушного охлаждения
с головками того же типа, как и у Райт, но большей, чем «Уэрлвинд», мощности.
В короткий срок двигатели воздушного охлаждения в США. совершенно
вытеснили двигатели водяного охлаждения. Весь военно-воздушный флот,
не говоря уже о коммерческом, был переведен на двигатели воздушного охла-
39
ждения, если не считать нескольких эскадрилий, снабженных для опытных
целей двигателем «Сьюпер Конкверор» (см. фиг. 208), представлявшим собой
модернизированный двигатель «Конкверор».
Строительство моторов водяного охлаждения в Америке замерло вплоть до
самых последних лет. Лишь 1939 год является свидетелем возрождения двигате-
лей жидкостного охлаждения.
Улучшение общей экономической конъюнктуры в 1923—1924 гг. и начатое
везде полное перевооружение воздушных сил вызвало , начиная с 1924 г., посте-
пенное оживление и в европейской авиационной промышленности. С возобно-
влением серийных заказов на новые авиационные моторы заводы приобрели
средства на опытные работы. В течение 1925—1930 гг. число новых конструк-
ций моторов значительно возросло и большинство заводов перешло на произ-
водство моторов новых моделей. Завод Испано-Сюиза, строивший 8-цилиндро-
вые V-образные моторы, перешел на V-образные 12-цилиндровые двигатели
(по 6 цилиндров в ряд), завод Роллс-Ройс прекратил производство двигате-
лей «Кондор» со сварными цилиндрами и выпустил в 1928 г. блочный двига-
тель «Кестрель» мощностью в первых сериях 480—525 л. с., а вслед за ним
двигатель «Буззард», отличавшийся от «Кестреля» лишь большей размерностью
и мощностью (800 л. с.). Вскоре после этого заводы Лоррэн-Дитрих (Франция)
также перешли на моторы блочной конструкции, и этот тип мотора с водя-
ным охлаждением, обеспечивающий более жесткую конструкцию, почти пол-
ностью вытеснил моторы с отдельными сварными цилиндрами.
Не менее значительные сдвиги произошли и в строительстве йоторов воз-
душного охлаждения. Под впечатлением успехов американских двигателей
воздушного охлаждения почти все крупные европейские авиамоторные заводы
(за исключением завода Роллс-Ройс, неуклонно придерживавшегося принципа
жидкостного охлаждения) стали строить наряду с моторами водяного охлажде-
ния и моторы с воздушным охлаждением собственной конструкции или по ли-
цензиям американских заводов Райт (Испано-Сюиза, Фарман, BMW и др.).
Фирма Бристоль, ранее других начавшая строительство двигателей воздуш-
ного охлаждения, создала свою конструктивную школу. Двигатели воздуш-
ного охлаждения Бристоль отличаются от американских некоторыми особен-
ностями. У них четыре клапана на цилиндр, а не два, как у американских дви-
гателей. Развал клапанов меньше, чем у американских двигателей. Как прави-
ло, английские двигатели снабжаются компенсаторами, т. е. приспособлениями^
обеспечивающими постоянный зазор в клапанном механизме. В последнее время
завод Бристоль изготавливает головки цилиндров путем фрезеровки из поко -
вок, что дает возможность не только усилить головки, но и увеличить оребре-
ние. В последних моторах Бристоль высота ребер доведена до 40—50 мм при
толщине 1—1,5 мм и шаге 5 мм.
В 1928 г. фирма Бристоль создала мотор «Юпитер» серии F мощностью
530 л. с. при 2200 об/мин., послуживший прототипом современных моторов фирмы
Бристоль —«Пегас» и «Меркур». В этих моторах была применена камера сгора-
ния со стенками из алюминиевого сплава, система компенсации была сохра-
нена, хотя конструкция компенсатора радикально изменилась.
Наиболее значительное нововведение в авиационном моторостроении за этот
период состоит в широком применении наддува не только как средства под-
держания мощности мотора на высоте, но и как способа повышения литровой
мощности двигателя. Опыты с наддувом, как указывалось выше, были начаты
еще в годы войны. Отдельные опытные образцы моторов с компрессорами раз-
личного типа время от времени строились и после войны, в особенности для спе-
циальных высотных рекордных самолетов. В 1926 г. завод Бристоль в Англии
первым перешел на серийный выпуск мотора, у которого приводной центробеж-
ный компрессор составлял одно конструктивное целое с мотором («Юпитер»
VII). Применение наддува сразу же значительно увеличило высотность мотора.
Если мотор «Юпитер» VI с пересжатием сохранял приблизительно постоянную
мощность до высоты 1200 м, то мотор «Юпитер» VII с наддувом развивал земную*
мощность’ на высоте 3700 м.
40
Повышение высотности моторов немедленно сказалось резким скачком
летных показателей самолетов, в особенности ростом скороподъемности и макси-
мальной скорости на высоте. С этого момента увеличение высотности моторов
становится в центре внимания моторостроителей.
Примеру завода Бристоль последовали другие заводы и прежде всего
заводы, строившие моторы с воздушным охлаждением, у которых благодаря
звездообразному расположению цилиндров компрессор особенно просто и
компактно укладывается в конструкцию мотора. Начиная с 1928—1929 г.
ввели наддув в своих моторах заводы Райт, Пратт Уитни, Гном-Рон и др.
В американских моторах воздушного охлаждения рабочему колесу (крыль-
чатке) нагнетателя первоначально придавали небольшой диаметр; установкой
нагнетателя преследовали цель не столько увеличения высотности мотора,
сколько улучшения смесеобразования и увеличения равномерности наполне-
ния цилиндров Ч Лишь позднее, когда выяснились огромные возможности
наддува, американцы, вместо таких «мешалок», стали применять крыльчатки
большого диаметра и ввели сильный наддув.
Среди двигателей водяного охлаждения наддув впервые был применен
на моторе Роллс-Ройс «Кестрель». К тридцатым годам все мощные моторы для
боевых самолетов были оборудованы нагнетателями; высотность моторов
была увеличена до 3500—4500 м; моторы без нагнетателя потеряли право
называться современными.
Установка на мотор нагнетателя открыла широкие возможности форсировки
мощности мотора повышением давления на всасывании, ограниченные лишь
антидетонационными качествами горючего и способностью поршней и клапанов
двигателя работать при повышенной отдаче мощности и следовательно при
повышенной температуре. Это обстоятельство на многие годы предопределило
развитие авиационных двигателей. Прежде всего наддув был использован
для кратковременного повышения мощности мотора на взлете путем увели-
чения давления на всасывании до 1,3—1,5 кг[см2, т. е. на 30—50% по срав-
нению с нормальной величиной давления во всасывающем трубопроводе
у моторов со всасыванием из атмосферы. Это дало возможность повысить
полезную нагрузку самолета, сократить продолжительность разбега и увели-
чить скороподъемность. Вслед за этим стали повышать давление на всасы-
вании и на режиме номинальной мощности, доводя наддув до 1,1—1,3 кг/см2
и увеличивая этим номинальную мощность на 10—30%.
Наддув позволил устранить резкое ухудшение наполнения цилиндра с ро-
стом оборотов и таким образом устранил один из факторов, лимитировавших
повышение числа оборотов двигателя.
Применение повышенного наддува поставило со всей остротой задачу пре-
дотвращения детонации. Начатая еще в годы войны работа над повышением
антидетонационных качеств топлив вступила в новую, весьма плодотворную
фазу, после того как были найдены вещества, которые, будучи присажены
к топливу в самых незначительных количествах, резко понижают склонность
к детонации. Применение антидетонаторов, а в особенности самого сильного
из них —тетраэтилового свинца, найденного Мидглеем в 1922 г., открыло
широкие возможности форсировки авиационных двигателей повышением сте-
пени сжатия и наддувом.
В середине двадцатых годов сложилась методика оценки антидетонационных
качеств путем сравнения топлива с набором эталонных топлив на стандартном
одноцилиндровом двигателе. В 1927 г. Эдгар применил в качестве эталонных
топлив смеси изооктана и гептана в различной пропорции и предложил оцени-
вать антидетонационные качества топлива октановым числом, представ-
ляющим собой процентное содержание (по объему) изооктана в эталонной
смеси, эквивалентной по антидетонационным качествам исследуемому топливу.
1 Для обеспечения равномерного газораспределения по цилиндрам Феддену при-
шлось в моторе «Юпитер» поместить в кольцевом распределителе смеси особую трехвитко-
вую «улитку» (см. фиг. 19).
41
С этого времени октановое число становится одной из главных, если не
главнейшей из характеристик
Фиг. 22. 12-цилиндровый двухтактный
двигатель тяжелого топлива Юнкере >
Юмо-4 (поперечный разрез).
авиационного топлива.
Неуклонное повышение октанового чи-
сла топлив, достигаемое, с одной стороны,
подбором сырья и способов переработки
авиационных топлив, а с другой — при-
менением антидетонаторов, позволило по-
высить степень сжатия с употребитель-
ных до 1920—1925 гг. величин порядка
4,5—5,5 до 6,5—8,5. Все эти три способа
форсировки — наддув, повышение числа
оборотов и увеличение степени сжатия—
позволили увеличить литровую мощ-
ность у двигателей с нагнетателями с
<12—14 л. с. 1л до 16—35 л. с./л, а на
взлетном режиме—до 25—Оэл.с.[л. Улуч-
шение качества топлив сыграло огромную
роль в прогрессе авиационных двига-
телей.
Конец двадцатых годов ознаменовал-
ся первыми успехами авиационных дви-
гателей тяжелого топлива. В 1929—1930 гг.
после долгих опытов заводы Паккард в
США и Юнкере в Германии довели свои
авиационные дизели до летных испытаний,
прошедших настолько успешно, что ди-
зель «Паккард» (звездообразный 9-цилин-
дровый четырехтактный двигатель воз-
душного охлаждения мощностью 200 л. с.
ивесом около 1,2 кг]л. с.) был передан в
серийное производство и широко разре-
кламирован. Несмотря на то, что с этим
двигателем в 1932 г. был установлен до
сих пор непревзойденный рекорд продол-
жительности полета (82 часа) и несмотря
на то, что конструктор мотора талантливый
инженер Вульсон (погибший при авиаци-
онной катастрофе в 1933 г.) удачно решил
многие специфические для авиационного
дизеля проблемы (упругий привод вин-
та, пружинное крепление противовесов,
разгрузка картера из магниевого спла-
ва от усилий вспышки при помощи
стальных обручей и т. д.), — машина
оказалась непригодной для регулярной
эксплоатации. На полной мощности у
«Паккарда» быстро прогорали поршни
и устранить этот дефект никак не
удавалось. Производство дизелей «Пак-
кард» вскоре было прекращено, и завод
Паккард вовсе прекратил авиационное
моторостроение. Юнкере был осторожнее,
и его 6-цилиндровый, оригинальной конст-
рукции, двухтактный дизель водяного
охлаждения, являющийся прямым разви-
' тием стационарных и автомобильных ди-
зелей «Юнкерса», только в 1932 г. под мар-
кой Юмо-4 (фиг- 22) был передан в опытную эксплоатацию. Опираясь на
42
эксплоатационный опыт, завод в 1935—1936 гг. выпустил серийные дизели
Юмо-205 и Юмо-206, которые до нашего времени являются единственными
работоспособными авиационными двигателями тяжелого топлива.
1930—1932 гг. ознаменовались поголовным увлечением идеей авиадизеля.
В дизеле усматривали авиационный двигатель будущего, дешевый, экономич-
ный, безопасный в пожарном отношении и застрахованный (в силу отсутствия
приборов зажигания) от остановки с земли путем воздействия радиолучами.
В течение 1930—1932 гг. почти на каждом авиамоторном заводе были построены
опытные авиадизели. Эти опыты, однако, не увенчались успехом. Создание
авиационных дизелей оказалось значительно более сложным и трудным делом,
чем казалось сначала. Основные затруднения оказались связанными с процес-
сом сгорания. В карбюраторном двигателе топливо, поступающее в цилиндр
в парообразном состоянии, сгорает полностью или почти полностью при ко-
эфициенте избытка воздуха, близком к единице. В двигателе с воспламенением
от сжатия топливо поступает в цилиндр в жидком состоянии. Сколь ни тонко
распыливают топливо современные форсунки, все же полное сгорание топлива
в цилиндре двигателя с воспламенением от сжатия требуют весьма значитель-
ного избытка воздуха. Были испробованы всевозможные формы камер сго-
рания. С целью улучшения смесеобразования пробовали завихривать топ-
ливо-воздушную смесь, изменять форму струи, увеличивать тонкость распыла
и т. д. Эти меры дали определенные положительные результаты, позволив
повысить число оборотов двигателей тяжелого топлива с обычных для стацио-
нарных двигателей цифр 800—1000 об/мин, до приемлемых для авиационных
двигателей цифр около 1800—2400^06/мин. Тем не менее коэфициент избытка
воздуха не удалось значительно снизить. Попытки работать при коэфициенте
избытка воздуха ниже 1,2—1,3 неизменно приводили к появлению черного
дыма на выхлопе (признак неполного сгорания).
Высокое значение ко эфициента избытка воздуха представляет существенный
недостаток, так как заставляет при прочих равных условиях делать рабочий
объем двигателя с воспламенением от сжатия на 20—30% больше, чем бензино-
вого двигателя. Примерно в такой же пропорции возрастает удельный вес
двигателя. Высокий давления вспышки, обязанные высоким степеням сжатия
и достигающие у двигателей тяжелого топлива 65—70 кг[ем* по сравнению
с обычными для бензиновых двигателей цифрами 40—55 кг{см2, заставляют
увеличивать прочность деталей кривошипа шатунного механизма, что в свою
очередь способствует повышению удельного веса двигателей тяжелого топ-
лива. По всем этим причинам удельный вес исполненных авиационных дви-
гателей тяжелого топлива не опускался ниже 0,8—0,9 кг{см2. Правда, эти
двигатели не прошли обычного для авиационных двигателей процесса дли-
тельной доводки в эксплоатации, в результате которого удельный вес удает-
ся постепенно снизить. В итоге работ над двигателями тяжелого топлива
стало все же несомненным, что удельный вес этих двигателей по необходи-
мости будет больше, чем у бензиновых двигателей, пока не удастся устранить
основные недостатки их рабочего процесса —повышенное значение коэфициента
избытка воздуха и высокие давления вспышки.
Выяснилось, что авиационные дизели, обладающие большим, чем бензи-
новые двигатели, удельным весом, смогут конкурировать с последними лишь
при полетах большой длительности (начиная с продолжительности полета
6—8 час.). В случае меньшей продолжительности полета, когда превалирует зна-
чение веса конструкции, а вес запаса топлива отходит на второй план, полетный
вес установки с бензиновым двигателем оказывается меньше, чем установки
с авиационным дизелем. Это обстоятельство, а также меньшая, чем у бензинового
двигателя с нагнетателем, гибкость и способность к кратковременной форси-
ровке сделали совершенно безнадежными перспективы применения авиационных
дизелей на истребителях. Области выгодного применения авиационных дизелей
определились с полной отчетливостью—это коммерческие самолеты, эксплоа-
тируемые на длинных линиях с редкими топливными базами (трансокеанское
сообщение), а также тяжелые бомбардировщики с большим радиусом действия.
43
следнее время
Фиг. 23. Гоночный двигатель Рено
«Бенгали» (поперечный разрез).
Развернувшиеся к концу этого периода работы по повышению октанового
числа авиационных топлив и изысканию новых топлив с повышенными анти-
детонационными качествами (технический изооктан, диизопропиловый эфир,
сложные спирты — кетоны и т. д.) обусловили новое повышение степени сжа-
тия авиационных двигателей, благодаря чему разница в удельном расходе го-
рючего у двигателей легкого и тяжелого топлива стала менее ощутимой.
Удельный расход топлива у двигателей легкого топлива, работающих на топ-
ливах с октановым числом больше 100, доходит до 160—175 а/э. с. ч. и таким
образом вплотную приближается к цифрам расхода топлива у дизелей. В по-
в пожарном отношении высокооктановые
(ОЧ 95) топлива, которые не выделяют
воспламеняющихся паров до темпера-
туры 35—60° (и которые впрыскиваются
в начале хода сжатия в цилиндр). Появ-
ление этих топлив отнимает у дизелей и
преимущество пожарной безопасности.
Опыты с авиационными дизелями на
большинстве заводов были свернуты,
в том числе и на заводе Бристоль, до-
бившемся со своим дизелем «Феникс»
относительно больших успехов. В Гер-
мании авиационные дизели Юнкерса
были сняты с вооружения и остались
лишь, на самолетах коммерческого воз-
душного флота. Работа над авиацион-
ными дизелями вступила в новую фазу—
фазу длительного кропотливого иссле-
дования всех особенностей рабочего
процесса, характеристик и конструкции
авиационного дизеля и его агрегатов.
Этот этап эксперимента является необ-
ходимой предпосылкой создания вполне
работоспособного и - надежного авиа-
ционного дизеля.
Большую роль в развитии авиацион-
ного моторостроения сыграл возродив-
шийся после войны авиационный спорт.
Для любительского спорта понадоби-
лись относительно дешевые небольшие самолеты и специальные маломощ-
ные моторы в 25—100 л. с. с цилиндрами столь малых размеров, что при
наличии алюминиевых головок надежное охлаждение воздухом возможно было
при любом расположении цилиндров. Это позволило строить маломощные мо-
торы воздушного охлаждения не только в виде звезд с 3—7 цилиндрами (за-
воды Бристоль, Сальмсон, Армстронг, Сименс, Вальтер и др.), но и в виде
рядных двигателей с 4—6 цилиндрами в ряду. Первый такой мотор в 60 л. с.
под маркой «Циррус» был построен в 1923 г. в Англии по проекту Хольфорда
на заводе ADC. Благодаря компактности и малому габариту, обеспечивающему
хороший обзор летчику, эти моторы быстро получили широкое распространение
и вызвали многочисленные подражания, в особенности после того, как в 1928 г.
германский завод «Аргус» применил к таким моторам перевернутое располо-
жениэ цилиндров (висячие цилиндры), ставшее с тех пор почти общепринятым
для рядных моторов воздушного охлаждения.
Несмотря на то, что надежды на широкий сбыт спортивных самолетов со-
вершенно не оправдались, маломощное авиамоторостроение, встретив госу-
дарственную поддержку, успешно развивалось. Малый диаметр цилиндров этих
двигателей открывал широкие возможности форсировки мощности оборотами
и наддувом. Эти возможности были впоследствии эффектно продемонстрированы
мотором фирмы Рено «Бенгали», который позволил в 1936 г. летчику Арно
44
Фиг. 23. Гоночный двигателе Рено «Бенгали» (продольный разрез).

на самолете «Кодрон» выиграть с огромным перевесом скоростные гонки на
кубок Дэтч де-ла-Мэрт со средней скоростью на 100-километровом штреке
400,4 км/час. Двигатель «Бенгали» представляет собой рядный шестицилиндро-
вый перевернутый двигатель воздушного охлаждения (фиг. 23) с литражем 7,95 л
(по уставу к этим состязаниям допускаются самолеты с моторами литражем
не более 8 л). Готовясь к состязаниям, фирма Рено сумела при помощи наддува
и увеличения числа оборотов довести мощность мотора до 360 л. с., сняв с литра
около 45 л. с.
Рядные двигатели воздушного охлаждения развиваются в отдельную
группу авиационных моторов. Увеличением числа цилиндров, сочетанием
их по V-образной; Х-образной или Н-образной схеме — мощность их увели-
чивают вплоть до 1000 л. с. Все эти моторы сохраняют свои первоначальные
отличительные свойства — малый диаметр цилиндров, малый лоб и высокое
число оборотов.
Не меньшее значение имело возобновление скоростных гонок на самолетах,
в особенности гонок гидросамолетов на кубок Шнейдера и уже упоминавшихся
состязаний спортивных самолетов на кубок Дэтч де-ла-Мэрт. В первых после
войны состязаниях на кубок Шнейдера в 1920—1925 гг. участвовали самолеты
с нормальными серийными моторами. Рекламное значение рекордов скорости
вызвало появление специальных гоночных моторов, с резко увеличенной за
счет сроков службы мощностью и пониженным весом. Первый такой мотор вы-
пустил завод Фиат. Применив специальное горючее, конструкторы повысили
степень сжатия серийного мотора до 8, форсировали число оборотов и подняли
мощность с 450 до 800^г. с. С этим мотором Италия выиграла кубок Шнейдера
в 1926 г. Еще дальше по этому пути пошлй английские заводы. Завод Нэпир
в 1927 г. довел степень сжатия своего мотора «Лайон Рэсинг» (фиг. 24) до
10, одновременно увеличив число оборотов до 3200 и повысив мощность мо-
тора с 550 до 875 л. с., при расходе горючего менее 200 з/э. е. ч. Годом
позднее мощность гоночного мотора Нэпир была доведена до 1200 л. с.у
удельный вес — до 0,5 кг /л. с.
Завод Роллс-Ройс избрал иной способ форсирования-мотора. Сохранив
нормальную степень сжатия, завод применил к своему гоночному мотору
сильный наддув, получив таким путем в 1929г. мощность свыше 2000 л. с. при
2800 об/мин, а в 1930 г. до 2600 л. с. при 3200 об/мин, сняв более 70 л. с.
с литра рабочего объема.
В 1932 г. завод Фиат создал сдвоенный 24-цилиндровый двигатель AS-6
мощностью 3200 л. с. и с удельным весом около 0,3 кг/л. с. — самый мощный
и легкий из всех построенных доныне авиационных двигателей. С этим двига-
телем летчик Аджелло на гидросамолете «Макки-Кастольди» в 1934 г. уста-
новил продержавшийся 5 лет и побитый лишь в 1939 г. абсолютный мировой
рекорд скорости 709 км/час. Особенностью двигателя AS-6 было применение
особого редуктора с двумя концентрическими валами и двух противоположно
вращающихся винтов. ,
Сроки службы гоночных моторов измерялись несколькими часами, чтд
делало их непригодными для практической эксплоатации. Однако опыты с ни-
ми, показавшие до каких пределов можно форсировать литровую мощность
авиационных моторов, сильно повлияли на дальнейшее развитие авиамоторо-
строения.
Тридцатые годы — годы коренного изменения политической ситуации
в Европе — ознаменовались новым ростом вооружений и новым скачком авиа-
моторной техники. Резко обострилась борьба за военные заказы и конкуренция
между заводами моторов водяного и воздушного охлаждения. Это привело
к быстрому возрастанию мощности моторов с воздушным охлаждением. Послед-
ние не только полностью догнали моторы водяного охлаждения, но практи-
чески и перегнали их, достигнув уже к 1934 г. мощности свыше 1000 л. с.
Помимо резкого форсирования мощности своих моторов главным обра-
зом при помощи наддува (заводы Райт, Бристоль), ряд заводов перешел
на двухрядные звезды, доведя число цилиндров до 14 и даже до 18 (Армстронг-
46
Фиг. 24. Гоночный двигатель Нэпир «Лайон Рэсинг».
4^
Сиддли, Гном-Рон, а несколько позднее — Райт и Пратт Уитни). Введение
наддува, применение этиловых топлив с октановым числом 87 и выше, давшее
возможность резко форсировать литровую мощность моторов, потребовали
глубоких изменений в технологии моторостроения — применения кованых
поршней, азотизации цилиндровых гильз, наварки фасок клапанов стеллитом,
перехода на заливку вкладышей подшипников свинцовой бронзой и т. д. Успехи
технологии в свою очередь открыли перед авиационным моторостроением
возможности дальнейшего увеличения литровой мощности. Широкое развитие
коммерческого воздушного транспорта и рост военной авиации сделали сни-
жение расхода горючего одной из главных проблем моторостроения.
Прогресс авиационных двигателей иллюстрируют фиг. 25—28, изображаю-
щие изменение основных показателей авиационных двигателей за годы их
выпуска.
Резко возросшая, перешедшая за 400 и даже 500 км[час, скорость самолетов
поставила перед авиационным моторостроением совершенно новые проблемы.
Наряду с весом лобовое сопротивление моторной установки стало одним из
главных критериев оценки мотора.
Конструкторы звездообразных моторов воздушного охлаждения реагиро-
вали на новые требования уменьшением габаритов двигателей, переходом на
двухрядные звезды, введением рационального капотирования и дефлектиро-
вания цилиндров.
Опыты над капотированием двигателей велись давно, но только появление
в конце двадцатых годов кольцевых капотов, вроде кольца Тауненда, и
наиболее совершенные из них —• капотов, разработанных крупнейшим научно-
исследовательским учреждением США — Национальным совещательным ко-
митетом авиации (National Advisory Committee for Aeronautics, сокращенно
NACA) — позволило добиться решительных успехов на пути уменьшения
сопротивления двигателей воздушнбго охлаждения. В основу конструкции
кольцевых капотов положен известный закон, по которому затрата мощности
на охлаждение пропорциональна квадрату скорости воздушного потока и
первой степени величины охлаждающей поверхности, тогда как теплоот-
дача пропорциональна скорости воздушного потока в степени 0,7—0,8 и
прямо пропорциональна площади охлаждающей поверхности. Сопоставление
этих законов прямо приводит к выводу о целесообразности уменьшения
скорости охлаждающего потока и увеличения площади охлаждающей поверх-
ности.
Заключив двигатель воздушного охлаждения в кольцевой капот с отвер-
стием, направленным навстречу воздушному потоку, американские конструк-
торы уменьшили циркуляцию воздуха через охлаждающую систему двигателя,
компенсировав увеличением оребрения цилиндров падение теплоотдачи, выз-
ванное уменьшением скорости воздуха и повышением его средней температуры
при проходе через охлаждающую систему двигателя. Эта мера одновременно
резко сократила паразитические, в полном смысле слова, сопротивления,
обязанные завихрениям воздушного потока вокруг цилиндров, составлявшие
очень значительную часть потерь у некапотированных двигателей.
Дальнейшие усовершенствования системы капотирования представляют
собой логическое развитие основного принципа. Первым усовершенствованием
явилось применение дефлекторов — щитков, профилированных соответ-
ственно контуру цилиндра и его головки, примыкающих к кончикам ребер
и заставляющих воздух обтекать всю поверхность оребрения цилиндра. Эта
мера уничтожила бесполезную циркуляцию воздуха в капоте и позволила
свести расход воздуха через капот к минимуму, строго необходимому для
охлаждения мотора.
Очень важное значение для уменьшения непроизводительной затраты мощно-
сти на охлаждение имело появление капотов с регулируемой выход-
ной щелью («юбкой»). При фиксированной щели скорость циркуляции воз-
духа через капот всегда приблизительно пропорциональна скорости полета.
Так как сечение щели рассчитывается на наиболее тяжелые условия — режим
48
Фиг. 25. Эффективная номинальная мощность (Ne л. с.)1, удельный
расход горючего (Се г/э. с. ч.), продолжительность службы между
переборками (t часов) и число оборотов (п об/мин) авиационных
двигателей за 30 лет.
1 Верхняя кривая — наибольшая мощность, нижняя— средняя мощ-
ность серийных двигателей.
Орлов—1071— 4
49
Фиг. 26. Литровая мощность (Лтл л. с./л}, удельный вес (д кг/jt. с.), среднее
эффективное давление (ре кг/см2) авиационных двигателей за 30 лет.
50
Фиг. 27. Максимальный литраж (7л л) и максимальный
диаметр цилиндров (D мм) авиационных двигателей
за 30 лет.
Фиг. 28. Изменение высотности авиационных двигателей по годам.
Сплошная линия — серийные двигатели, пунктир — двигатели спе-
циального назначения.
51
взлета, когда скорость самолета невелика, а мотор отдает полную мощ-
ность, — то на других режимах, например на режиме максимальной или
крейсерской скорости, циркуляция воздуха через капот оказывается избы-
точной, что влечет за собой излишнюю затрату мощности на охлаждение.
Щель с раздвижными закрылками позволяет на каждом режиме полета про-
пускать через капот только такое количество воздуха, которое достаточно для
удержания температуры головок цилиндра на допустимом уровне, и тем самым
позволяет свеЛи к минимуму затраты на охлаждение и увеличить за этот
счет максимальную и крейсерскую скорость самолета. Раздвижные закрылки
позволяют использовать эжекторный эффект струи воздушного винта для уси-
ления циркуляции воздуха через капот при отрыве и взлете, когда поступатель-
ная скорость самолета невелика и охлаждение вследствие этого недостаточно.
Капоты с регулируемой щелью устранили еще один существенный недо-
статок, заключающийся в переохлаждении мотора при длительном планиро-
вании на малом, газе. Вследствие понижения температуры стенок цилиндра
нормальное сгорание при этом нарушается, мотор дает пропуски. У двигате-
лей без компенсаторов переохлаждение нарушает правильность распределе-
ния; перекрытие фаз всасывания и выхлопа увеличивается, двигатель дает
опасные в пожарном отношении вспышки в карбюраторе. Приемистость дви-
гателя резко ухудшается. Известен не один случай, когда мотор заглох на та-
ком режиме; некоторые из этих случаев заканчивались катастрофами. У ка-
потов с регулируемой щелью щель на планировании прикрывают и даже за-
крывают полностью, что предупреждает переохлаждение мотора. Регулируемая
щель позволяет на всех режимах полета поддерживать оптимальное тепловое
состояние мотора.
Современные кольцевые капоты с регулируемой щелью, понижая скорость
обдува в 6—8 и более раз по сравнению со скоростью свободного воздушного
потока, сокращают затрату мощности на охлаждение при полете со скоростью
500—550 км1час до 2—3% мощности мотора. У некапотированных двигателей
эта затрата достигала 20—30%.
В настоящее время осталось уменьшить последние крупные потери при
охлаждении — потери на интерференцию моторной установки с соседними ча-
стями самолета, потери на удар при уменьшении скорости свободного воздуш-
ного потока до скорости, с которой воздух циркулирует через капот и потрри
на трение воздуха о внешнюю поверхность капота, достигающие еще довольно
большой величины вследствие большого габарита современных звездообразных
двигателей. Задачи эти могут быть решены уменьшением габаритов двигателей,
применением удлиненных валов винта и рациональной конструкцией входной
части капота.
Перед конструкторами двигателей водяного охлаждения встала задача
уменьшения воздушного сопротивления радиаторов. После неудачных попы-
ток решения этой задачи применением испарительного охлаждения (мотор
Роллс-Ройс «Гошоук»), моторная техника решительно встала на путь повы-
шения температуры охлаждающего агента. Эта мера позволяет сократить
размеры радиатора благодаря повышению разности температур между стен-
ками радиатора и атмосферным воздухом. Одновременно были развернуты
работы над изысканием наиболее рациональных форм радиатора, позволившие
разработать широко применяемую в настоящее время конструкцию туннельных
радиаторов (см. далее стр. 81).
Наряду с дальнейшим интенсивным форсированием литровой мощности
существующих, вполне доведенных конструкций, современное авиационное
моторостроение намечает новые пути, отчасти подсказанные успехами мало-
мощного авиамоторостроения — моторы с большим числом цилиндров малого
диаметра.
АВИАМОТОРОСТРОЕНИЕ В СССР
Развитие авиационного моторостроения в дореволюционной России было
предопределено общей слабостью ее промышленной и технической базы. До
войны 1914—1918 гг. авиационные моторы в России почти совершенно
52
не строились. Война застигла царское правительство врасплох; военному
ведомству в спешном ' порядке пришлось обеспечивать военную авиацию
моторной базой. Потребность в авиационных моторах покрывалась главным
образом импортом из союзных стран. Из Франции ввозились моторы Рено,
80-сильные и 100-сильные ротативные моторы Гном-Рон «Моносупап», из
Англии ввозились моторы Сэнбим и RAF. К концу войны в США были за-
куплены крупные партии моторов Холл-Скот мощностью 130 л. с. Одно-
временно Военно-промышленный комитет делал попытки создания отечест-
венного моторостроения, базируясь почти исключительно на иностранных
образцах и иностранной технике. На заводах «Гном» была налажена сборка рота-
тивных моторов «Гном и Рон» и моторов «Рено» из импортных частей, а к концу
войны было организовано производство этих моторов из отечественных мате-
риалов. Концессионный завод Сальмсон строил двигатели «Сальмсон» — 160 л. с.
Завод «Русский Рено» в Ленинграде собирал двигатели «Рено» из француз-
ских частей. Опытное производство авиационных моторов было поставлено
на Русско-Балтийском заводе (100-сильный мотор РБ-3).
Военное поражение царской России, развал промышленности и хозяйства
вызвали почти полный паралич авиамоторостроения. Военная авиация времен
гражданской войны вынуждена была пользоваться незначительными уцелев-
шими импортными запасами, а также бесконечно штопать и перелицовывать
старые/отслужившие свой век, моторы.
Эпоха хозяйственного восстановления, последовавшая за окончанием гра-
жданской войны, внесла оживление и в-моторную промышленность. Вынужден-
ная из-за недостатка конструкторских кадров и слабости технической базы
опираться на иностранную технику, моторная промышленность продолжала
постройку моторов иностранной конструкции, йо одновременно закладывалась
база отечественного моторостроения. Завод «Икар» продолжал строить рота-
тивные моторы «Гном и Рон» под маркой М-2. В 20-х годах основными моторами
были 12-цилиндровые моторы «Либерти», строившиеся под маркой М-5 и 8-ци-
линдровые моторы водяного охлаждения Испано-Сюизд (М-6). Во второйполо-
вине 2b-x годов на этом заводе было налажено производство по лицензии мотора
воздушного охлаждения «Юпитер» (М-22) мощностью 450 л. с. со всеми его
последующими модификациями. Крупную роль в развитии моторостроения
в СССР сыграл 12-цилиндровый мотор водяного охлаждения BMW (фиг. 29),
строившийся по лицензии под маркой М-17 вплоть до начала 30-х годов и
бывший наиболее мощным авиационным мотором своего времени.
Этот период характеризуется накоплением конструкторских и производ-
ственных кадров, освоением опыта заграничной техники, повышением общего
технического уровня промышленности. Одновременно развертывается научно-
исследовательская работа в области авиационного моторостроения, создаются
институты и лаборатории (авиамоторный отдел НАМИ, винтомоторный отдел
ЦАГИ, позднее ЦИАМ), создаются авиационные втузы и моторные факультеты
(ВВА им. Жуковского, Московский авиационный институт им. Орджоникидзе
и др-J. Все это подготовило мощный расцвет авиационного моторостроения
в годы индустриализации и пятилеток.
Одновременно с освоением иностранной техники делало первые шаги со-
ветское моторостроение. Несмотря на большое количество проектов и предло-
жений, многие из которых отличались оригинальностью замысла, реализовано
и доведено до вполне работоспособного состояния было сравнительно немного
конструкций, средй которых следует упомянуть звездообразный мотор воз-
душного охлаждения М-11 мощностью 100 л. с. для учебной и тренировочной
авиации. Некоторое время в сериях строились звездообразные 9-ти цилиндро-
вые моторы М-15 мощностью 450 л. с. и М-26 мощностью ЗОЭ л. с., сконструи-
рованные по образцу американских моторов воздушного охлаждения Пратт
Уитни.
Наиболее высокого уровня советская конструкторская мысль достигла
в моторе АМ-34. Новейшие модификации этого двигателя ставят его в один
ряд с самыми современными авиационными моторами.
53
! Фиг. 29'. V-образный 12-цилиндровый двигатель водяного охлаждения
! BMW (М-17) (поперечный разрез).

В середине тридцатых годов были освоены двигатели Испано-Сюиза 12
Ydrs (М-100), Райт «Циклон» (М-25) и Гном-Рон «Мистраль-Мажор» (М-85).
Производство этих двигателей обеспечило растущий воздушный флот СССР
-мощной моторной базой.
Современная нам эпоха советского авиационного моторостроения характе-
ризуется интенсивным качественным и количественным развитием. Опытное
моторостроение, сосредоточенное в опытных цехах заводов', подвергает строю-
щиеся мвторы непрерывным усовершенствованиям и подготавливает выпуск
новых конструкций, поднимающих советское авиамоторостроение на еще
более высокую ступень.
Литература
1. Максим X., Естественное и искусственное воздухоплавание, русск. пер. Голова,
СПБ, 1910.
2. Балдин, Воздухоплавательные двигатели, СПБ, 1910.
3. Заусти некий М. В., Воздухоплавательные двигатели, СПБ, 1911.
4. Лобач-Жученко, Авиационные двигатели, Москва, 1921.
5. Двиган М., Шереметьев Л. Г. и Шпаков Н. Н., Современные авиа-
ционные моторы, ГНТИ, 1931.
б. Martinaud Lagarde, Les moteurs d’aviation .moderne, Paris, 1916. •
1. Percheron M., Influence de la guerre sur la construction d’aviation en Europe et
en Amerique. «L’Aerophile», 1917, n° 7—8; 9—10.
8. Huth, Motoren fur Flugzeuge und Luftschiffe, Berlin, 1920.
9. Burls G. A., Aero Engines.
SO. Page, Aviation Engines.
11. Kean, Aeronautical Engines.
12. Hayward, Aeronautical Motor.
13. Domer H. u. I sendahl W., Flugmotoren.
14. A n g 1 e G. D., Airplane Engine Encyclopedia, 1921.
15. Gosslau E., Flugmotoren, «Z. VDI», Bd. 79, Nr. 19, 1935.
<16. .Jan e’s, All the World Aircraft, 1910—1939.
17. T а у 1 о r P. B., Increasing the Thrust from Radial Air-Cooled Engines, «Л SAE»,
1931, v. 28, No. 4.
18. R о w 1 e d g e A. I., Water-cooled Aero-Engine (Six Years Progress), «Л RAS», 1930,
v. 34, No. 235.
19. HeronS. D., Air-cooled Airplane Engine, US Air Service, 1922, v. 7, No. 4.
20. Cosslau E., Luftgekiihlte Flugmotoren, «Z. VDI», 1924, IX, Bd. 68, Nr. 36.
21. HeronS. D., Air-cooled Engine Development, «Meeh. Eng-g», 1925, v. 47, No. 36.
22. F e d d e n H., Developments in Air-cooled Aero-Engines, «Eng-g», 1930, v. 130, No. 3365.
:23. F e d d e n H-, On Future of Air-cooled Engines, «Aeropl.», 1933, v. 45, No. 24—26.
24. S cho e maker J. M., Rhines T. B. a. Sargent H. H., Further Progress in Controled
Cooling’of Radial Aircraft Engines, «Л. SAE», 1935, v. 37, No. 2.
25. Ricardo H. R., The Progress of the Internal Combustion Engine during the Last
Twenty Years, «Gas Oil Pwr», 1938.
26. Ricardo H. R., Some Problems of Aircraft-Engine Design, Pap- pres- fcef. the
Lilienthal Ges. 12. Oct. 1937.
27. Todt H. U., Flugmotorenentwicklung vor 30 Jahren, Z. VDI, Bd- 84, Nr. 7, 1940.
28. У p м и н E. В., Техническое развитие советского авиационного двигателя, «ТВФ»,
1937, № 11—12.
II. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ
АВИАЦИОННОГО МОТОРОСТРОЕНИЯ
АВИАЦИОННОЕ МОТОРОСТРОЕНИЕ В ЕВРОПЕ И США
Современное состояние авиационного моторостроения характеризуется
стабилизацией основных типов авиационных моторов. Отчетливо проступает
тенденция свести к минимуму число различных типов двигателей и обслужить
при помощи одного типа возможно большее число гражданских и военных
самолетов разнообразного назначения. Для удовлетворения специфических
требований различных областей авиации основной тип двигателя выпускается
в разных модификациях — с разной мощностью, с разным числом оборотов
винта, с различной высотностью, иногда даже с различной системой охлажде-
ния (например, некоторые двигатели выпускаются с водяным и гликолевым
охлаждением или с водяным и испарительным охлаждением). Повышение
мощности двигателя достигается увеличением числа оборотов или наддува
(обычно ценою сокращения продолжительности службы двигателя). Число
оборотов винта меняется изменением степени редукции в редукторе. Измене-
нием передаточного числа в нагнетателе и изменением конструкции нагнетателя
двигателю придают различную высотность и различные высотные характери-
стики. Повышением степени сжатия, применением топливе повышенными анти-
детонационными качествами и, наконец, установкой на двигателе приборов,
контролирующих состав смеси или автоматически поддерживающих наиболее
экономичный состав смеси, повышают экономичность двигателей, предназна-
ченных для дальнего беспосадочного сообщения.
Такой путь продиктован прежде всего экономическими соображениями.
Производство одного агрегата в большой серии обходится значительно дешевле,
чем производство нескольких агрегатов в малых сериях. Трудности, неизбежна
сопряженные с доводкой каждого нового агрегата до состояния, вполне При-
годного к нормальной эксплоатации, также заставляют авиамоторостроителей,
придерживаться один раз построенного и проверенного агрегата. Интересы
развертывания массового производства во время войны, необходимость за-
благовременной подготовки инструмента, приспособлений, операционных карт
еще в мирное время, организация ремонта износившихся моторов и обеспечение
их запасными частями — все это в свою очередь требует сокращения числа
прототипов до наивозможного минимума. *
Из соображений экономии охотно пользуются деталями исполненных дви-
гателей для создания новых модификаций моторов различной мощности. Кар-
тер и коленчатый вал изготовляются заново, другие же детали, например,
цилиндры, поршни ит. д., берутся со склада готовых изделий. Группу мото-
ров различной мощности и с различной конструктивной схемой, но имеющих
одинаковые цилиндры, часто называют семейством моторов.
Для облегчения обслуживания и монтажа на самолете моторную установку
в последнее время стандартизуют. Органы обслуживания мотора (охлаж-
дающую, смазочную, пусковую системы и т. д.) моторную раму, капоты а
противопожарную перегородку объединяют в компактный агрегат, который
выпускается с моторостроительного завода во 1полне законченном виде.
56
Монтажерам остается только укрепить его в специальных крепежных узлах,
предусмотренных на самолете, соединить топливо- и маслопроводы и при-
соединить тяги управления мотором к рычагам управления в кабинке летчика.
Монтаж (и демонтаж) стандартизованной установки весьма упро-
щаются; моторную установку без всяких переделок и переоборудования
можно в короткий срок (практически 20—30 мин.) установить на самолете
любого типа, имеющем стандартные крепежные точки. Это имеет громадное
значение для поддержания материальной части в военное время в состоянии
готовности.
Моторы воздушного охлаждения совершенно вытеснили двигатели жид-
костного охлаждения в области малых и средних мощностей и успешно кон-
курируют с ними в области наиболее высоких мощностей вплоть до 1500 л. с.
и более. Двигатели жидкостного охлаждения строятся мощностью не меньше
750—800 л. с. главным образом в виде V-образных 12-цилиндровых двигате-
лей. Лишь в самое последнее время, в связи с ростом требований и мощности
авиационных двигателей, появились мощные 24-цилиндровые двигатели жид-
костного охлаждения, построенные по Н-образной схеме (двигатель Испано-
Сюиза Н-82, фиг. 50), или по схеме двойного V (двигатель Аллисон ХВ-3420,
см. стр. 73). В категории воздушного охлаждения преобладают однорядные
9-цилиндровые и двухрядные 14-цилиндровые звезды, а в последнее время
начинают распространяться 18-цилиндровые двухрядные звезды.
Авиационное моторостроение сосредоточено в руках сравнительно немного-
численных фирм. В Англии ведущими авиамоторостроительными фирмами
являются фирмы Роллс-Ройс и Бристоль. Фирма Роллс-Ройс (главный кон-
структор Роуледж) выпускает только двигатели жидкостного охлаждения.
До недавнего времени продукция фирмы состояла из двигателя водяного,
охлаждения «Кестрель» мощностью 500—535 л. с. В настоящее время фирма
выпускает тысячесильный двигатель «Мерлин» жидкостного охлаждения
(фиг. 30) и двигатель «Перегрин» 860 л. с., представляющий собой сильно
форсированный двигатель «Кестрель». Продукция фирмы Роллс-Ройс харак-
теризуется высоким качеством материалов и отделки, обеспечивающим моторам
фирмы мировую известность. Детали мотора, однако, отличаются конструктив-
ной сложностью, не приспособлены к массовому производству и могут про-
изводиться с достаточной точностью лишь благодаря весьма высокой квали-
фикации основных производственных кадров фирмы, подбиравшихся фирмой
с большой заботливостью в течение многих лет. Попытки производства моторов
Роллс-Ройс по лицензиям на других заводах почти неизменно терпели неудачу.
Фирма Бристоль, главным ^конструктором которой является Рой Федден,
специализировалась на двигателях воздушного охлаждения. В настоящее время
фирма выпускает двигатели «Пегас» мощностью 800—835 л. с. и «Меркур»
мощностью 790-—820 л. с. Фирма много лет работает над бесклапанными дви-
гателями. Выпустив в 1932 г. 9-цилиндровый звездообразный двигатель
гильзового распределения «Персей» со взлетной мощностью 745 л. с., в
1934 г. — 9-цилиндровый двигатель «Аквила» мощностью 500 л. с. ив 1935—
1936 гг. —14-цилиндровый «Геркулес» мощностью 1100 — 1375 л. с., фирма
в настоящее время строит эти моторы сериями.
’Фирма Нэпир, потеряв в 1928 г. своего главного конструктора Роуледжа,
создателя мотора водяного охлаждения «Лайон», перешедшего на службу
к фирме Роллс-Ройс, утратила ведущее положение и в течение нескольких лет
переживала кризис. С приходом на службу в фирму конструктора Холфорда,
фирма рвет с традицией жидкостного охлаждения и выпускает серию рядных
двигателей воздушного охлаждения, в том числе оригинальные рядные дви-
гатели с двумя коленчатыми валами, приводящими через редуктор вала винта:
300-сильный 16-цилиндровый «Рэпир» и 24-цилиндровый «Дэггер» (фиг. 31)
со взлетной мощностью в последних модификациях 925 л. с. Эти двигатели отли-
чаются малым диаметром цилиндра («Рэпир»—89,9 мм и «Дэггер»—97 мм}, позво-
ляющим им развивать высокое число оборотов (до 4200 об/мин). По литровой
мощности (55 л. с./л на взлетной мощности) двигатель «Дэггер» не имеет себе
5^
равных среди серийных авиационных моторов. Недостатками этих двигателей яв-
ляется высокий их вес из-за двухвальной схемы и недостаточный обдув цилин-
дров из-за малой площади воздухозаборных отверстий. Последний недостаток
ограничивает применение этих двигателей областью быстроходных самолетов.
: «щСреди других английских фирм упомянем старую авиамоторостроительную
фирму Армстронг-Сиддли, выпускающую звездообразные двигатели воздушного
охлаждения, среди которых в настоящее время наиболее известные 14-цилйнд-
ровые двигатели «Пантера» и «Тайгер» мощностью первый 700, а второй 840 л. с..
Фирма Побджой строит малолитражные многооборотные двигатели «Ката-
ракт» и «Ниагара» мощ-
ностью — первый 88 л. с., а
второй — 125 л. с. оригиналь-
ной конструкции, являющие-
ся единственными предста-
вителями звездообразных
двигателей с несоосными
редукторами.
Фирмы Циррус, Ковентри,
Де-Хевпленд выпускают ряд-
ные перевернутые двигатели
воздушного охлаждения, сре-
ди которых наиболее мощ-
ным является 12-цилиндро-
вый V-образный перевер-
нутый мотор Де-Хевиленд
«Джипси Твельв» мощностью
470 л. с.
Фирма Ольвис строит по
лицензии моторы воздушно-
го охлаждения французской
фирмы Гном-Рон под мар-
ками «Меонид» (725 л. с.),
«Пелид» (1060 л. с.) и «Алкид»
(1600 л. с.), слегка форси-
ровав их оборотами и над-
дувом по сравнению с фран-
цузскими прототипами.
В последние годы, гото-
вясь к войне, английское
правительство спешно при-
спосабливало ' авиационное
"Фиг. 30. 12-цилиндровый двигатель гликолевого охла- моторостроение к.потребно-
ждения Роллс-Ройс «Мерлин» (поперечный разрез). стям военного времени. План
мобилизации моторной про-
мышленности, известный под названием Shadow-scheme («план смежников»)1,
основан на производственном кооперировании авиамоторостроительных заво-
дов в гигантский промышленный комбинат, отдельные части которого выпол-
няют специализированные производственные операции: механическая обработ-
ка деталей сосредоточена водной группе завода, заготовительные операции —
в другой, сборка готовых деталей — в третьей. Отдельные заЙЬды занимаются
изготовлением агрегатов мотора. Главным объектом производства заводов-
смежников являются моторы Бристоль «Меркур» VIII и «Пегас». В порядке
выполнения «плана смежников» участники комбината (Бристоль, автомобиль-
ная фирма Остин и т. д.) построили на средства, ассигнованные правитель-
ством, новые заводы с огромными производственными возможностями. Общая
производственная мощность комбината достигает 20 000 моторов в год.
1 В точном переводе «план сопутствования», т. е. производственного кооперировании.
Фиг. 30. 12-цилиндровый двигатель гликолевого охлаждения Роллс-Ройс «Мерлин»_965/1040 л. с. (продольный разрез).
Руководящая роль во французском авиационном моторостроении принад-
лежит фирмам Гном-Рон и Испано-Сюиза. Фирма Гном-Рон специализирова-
лась на производстве . двигателей воздушного охлаждения, среди которых
наибольшей известностью пользуется 14-цилиндровый звездообразный двига-
тель (фиг. 648) «Мистраль-Мажор» (К-14). Последняя модификация этогп
двигателя под маркой 14N развивает 1000 л. с. 18-цилиндровый двигатель
этой же фирмы 18-L имеет высотный номинал 1300 л. с.
Фирма Испано-Сюиза, руководимая талантливым конструктором Бир-
кигтом, выпускает двигатели воздушного и жидкостного охлаждения. К числу
последних принаделжит обладающий мировой славой двигатель Испано-Сюиза
Y-12 (12 Ydrs) с номинальной мощностью 920 л. с. (фиг. 645— 646), отличающийся
малым удельным весом, малым
лбом и доведенной до виртуозности
конструктивной отделкой деталей.
Из двигателей Испано-Сюиза воз-
душного охлаждения наиболее из-
вестны двигатели 14-АВ и 14-АА
(мощностью первый 725, второй —
1100 л. с.), на которых применен
с очень хорошими результатами
стальной картер, вразр.ез с обще-
принятой до последнего времени
практикой изготовления картеров
из литых или кованых легких
сплавов.
Фирма Лоррэн-Дитрих, строя-
щая моторы жидкостного охлаж-
дения «Петрель» и «Стерна», фирма
Фарман с ее перевернутым 12-ци-
линдровым W-образным мотором
водяного охлаждения 12Crs играют
во французском авиационном мото-
ростроении второстепенную роль.
Среди других французских фирм
заслуживает упоминания старая
моторостроительная фирма Рено, в
последние годы добившаяся круп-
ных успехов со своими рядными
перевернутыми двигателями воз-
душного охлаждения. Малый вес
и лоб этих двигателей, обусловли-
вающие небольшую затрату мощ-
ности на несение самого двигателя и преодоление его воздушного сопротивле-
ния, обеспечивающие прекрасную в аэродинамическом отношении форму го-
ловной части фюзеляжа и хороший обзор, возможность установить подобные
двигатели в крыле, — привлекли к ним пристальное внимание самолетострои-
телей. Если надежды использовать малолитражные форсированные двигатели
для быстроходных боевых самолетов не вполне оправдались, то все же они дали
мощный толчок конструкторской мысли. Малолитражные двигатели воздуш-
ного охлаждения послужили прототипом для целого ряда более, мощных
12-цилиндровых моторов с цилиндрами той же размерности, которые имеют
определенное военное значение (например, мотор Рено 2R-01 мощностью
450 л. с., «Джипси Твельв» мощностью 470 л- с. и др.).
Развитие, авиационного моторостроения в Германии было на долгие годы
задержано воспрещением военной авиации условиями Версальского мира.
В послевоенные годы немцы создали лишь один двигатель, стоявший на уровне
мировой техники того времени, — мотор водяного охлаждения BMW мощ-
ностью 500—600 л. с. с небольшой высотностью, достигнутой за счет пересжатия
60
Illi JI I l-l^llll
Фиг. 31. Н-образный 24-цилиндровый двигатель воздуи кого охлаждения Нэпир «Дэггер»
(продольный разрез).
и пере размеренности. Интенсивное перевооружение, осуществлявшееся Гер-
манией в последние годы, отразилось и на состоянии авиамоторостроения.
В настоящее время немцы располагают несколькими мощными бензиновыми
моторами жидкостного охлаждения.
Фирма Мерседес-Бенц выпускает двигатель жидкостного охлаждения Дай-
млер-Бенц DB-600 с литражем 33,9 л, мощностью 920—950 л. с. на высоте
4000 м при 2400 об/мин (фиг. 32). Переведенный на непосредственный впрыск
этот двигатель* под маркой DB-601-Аа развивает 1150 л. с. при 2400 об/мин.
На этом двигателе, форсированном до 1800 л. с. при 3500 об/мин, в 1939 г.
установлен новый мировой рекорд скорости 755,14 км!час (см. стр. 81).
По проникшим в печать сведениям фирма Мерседес-Бенц приступила к
постройке Х-образного | двигателя мощностью 2000 л. с. из блоков двигателя
DB-600.
Фиг. 32. 12-цилиндровый мотор жидкостного охлаждения Даймлер-Бенц DB-600
(схематический чертеж).
Фирма Юнкере в 1937 г. выпустила А-образный 12-цилиндровый двига-
тель жидкостного охлаждения Юнкере 210 с литражем 19,7 лг мощностью
640 л. с. на высоте 4500 м при 2700 об/мин. За этим двигателем последовал
более мощный двигатель Юнкере 211 с литражем 34,97 л, с высотным номи-
налом 975 л. с. на высоте 4000 м и взлетной мощностью 1200 л. с. (фиг. 33).
В последнее время фирма перевела этот двигатель на непосредственный
впрыск и выпускает его в двух модификациях под марками 211-В и 211-D.
Кроме того, фирма Юнкере строит двухтактный двигатель тяжелого топлива
Юмо-205 мощностью в последних сериях 700 л. с.
62
Двигатели Юнкерс-211 и Мерседес-Бенц DB-600—601 по типу очень по-
хожи друг на друга; невидимому, они проектировались по единым техниче-
ским условиям. Эти двигатели Л-образные, 12-цилиндровые, перевернутые,
с редуктором и нагнетателем, приспособленные для установки автоматической
пушки, стреляющей через полый вал винта.
Хорошо представлены в Германии и двигатели воздушного охлаждения.
Фирма BMW строит сильно модифицированный 9-цилиндровый звездообраз-
ный двигатель Пратт Уитни «Хорнет» под маркой BMW-132-Dc мощностью
1000 л. с. и 14-цилиндровый двигатель 801-А мощностью 1100 — 1500 л. с.
В последнее время эти двцгатёли переведены на непосредственный впрыск.
Фирма Бранденбургише Моторенверке (Брамо) выпускает 9-цилиндровый
звездообразный двигатель воздушного охлаждения «Фафнир-323» с литражем
26,82 л, мощностью 670 л. с. на высоте 4000 м и взлетной мощностью 950 л. с.
Моторостроительная техника в Италии стоит на довольно низкам уровне,
несмотря на громадные государственные субсидии опытному строительству.
Наиболее крупными производителями авиационных моторов в Италии яв-
ляются фирмы Фиат и Изотта-Фраскини. Фирма Фиат строит 14-цилиндровыо
двигатели воздушного охлаждения A 74R38 мощностью 840 л. с. и 18-цилинд-
ровые A 80RC41 мощностью 1100 л. с. Фирма Изотта-Фраскини строит
18-цилиндровый М-образный перевернутый двигатель жидкостного охлажде-
ния Ассо L 180RC145 мощностью 1600 л. с., 12-цилиндровые V-образные
двигатели воздушного охлаждения «Дельта» мощностью 700 л. с. и «Гамма»
мощностью 520 л. с., а также двухрядные звезды «Астро» мощностью 820 л. с.
и А-80 RC-20 мощностью около 1000 л. с.
Фирма Пьяджо строит по лицензии двухрядные звездообразные моторы
фирмы Гном-Рон под маркой PX/RC. Фирма Альфа Ромео выпускает лицен-
зионные моторы Бристоль и маломощные двигатели воздушного охлаждения.
Авиационное моторостроение в США отличается рядом особенностей, ко-
торые обусловлены широким развитием коммерческого воздушного транспорта
и наличием любительской авиации. Доминирующее значение гражданского
воздушного флота сказалось в преобладании двигателей воздушного охлаж-
дения, более удобных в эксплоатации и более выгодных по весу, чем
двигатели жидкостного охлаждения. На протяжении последних 10—12 лет
двигатели жидкостного охлаждения строились в ограниченных сериях исклю-
чительно для иужд военно-воздушного флота и то больше для опытных целей.
Только в недавнее время американские конструкторы создали мощные дви -
гатели жидкостного охлаждения.
Широкое применение двигателей воздушного охлаждения вызвало исклю-
чительный их прогресс по конструктивным и эксплоатационным показателям.
Огромное протяжение воздушных линий заставило усиленно работать над
уменьшением расхода горючего, а обилие топливных ресурсов подсказало
решение этой проблемы путем улучшения качеств горючего. В США впервые
было поставлено промышленное изготовление топлив с повышенными антиде-
тонационными качествами и стандартизован переход на топливо с октановым
числом 87. В настоящее время в США производится в промышленном масштабе
топливо с октановым числом 100, которое уже довольно широко применяется
в эксплоатации.
Любительский спрос на маломощные моторы породил обширное произ-
водство этой категории двигателей, которые, не будучи связаны жесткими
техническими нормами и условиями, развиваются по самым разнообразным
направлениям и в самом разнообразном конструктивном оформлении, иногда
с использованием двухтактного цикла.
Наиболее мощной авиамоторостроительной организацией в США является
концерн Кертис-Райт, образовавшийся в результате слияния фирм Кертис
и Райт. Концерн производит исключительно звездообразные двигатели воз-
душного охлаждения, из которых «Циклон» мощностью в последних модифи-
кациях до 1000 л. с. является в настоящее время едва ли не лучшим в мире
звездообразным двигателем воздушного охлаждения по конструктивной отра-
ботанности, по надежности и долговечности.
Фиг. 33. 12-цилиндровый мотор жидкостного охлаждения
Юнкере 211 (поперечный разрез).
На фиг. 34 изображено изменение основных параметров двигателя Райт
«Циклон» за время его выпуска.
В последнее время фирма приступила к серийному изготовлению 14-цилин-
дровых звездообразных двигателей «Циклон» R-2600 мощностью 1200 л. с. и
18’тшлиндровых двигателей «Дуплекс Циклон» R-3350 мощностью около 2000л. с-
С фирмой Кертис-Райт конкурирует фирма Пратт Уитни, выпускающая
9-цилиндровые звезды «Уосп» мощностью около 500 л. с. и «Хорнет» мощностью
в последних модификациях 900 л', с., 14-цилиндровые звезды «Твин Уосп»
мощностью 750 и 1000 л. с. и 18-цилиндровые звезды «Дабл Уосп» мощно-
стью 1500 л. с.
Среди других американских фирм назовем фирму Аллисон, работающую
над рядными двигателями воздушного и жидкостного охлаждения и выпустив-
шую вщоследнее время
12-цилиндровый У-об-
разный двигатель гли-
колевого охлаждения
V-1710 мощностью 1160
л. с. и 24-цилиндровый
веерообразный двига-
тель ХВ-3420 мощно-
стью свыше 2000 л. с.
Фирма Рейнджер строит
рядные двигатели воз-
душного охлаждения,
фирмы Лэмберт, Кон-
тиненталь, Лайкоминг,
Ленап, Фрэнклин, Ме-
наско, Киннер, Уорнер,
Джэкобс и другие строят
звездообразные и ряд-
ные двигатели воздуш-
ного охлаждения малой
и средней мощности.
Производство совре-
менных авиациойных
моторов характеризует-
ся весьма высоким
техническим уровнем.
В авиационном моторо-
строении широко при-
меняют новейшие тех-
нологические приемы —
азотирование, хромиро-
вание, стеллитирова-
ние, специальные виды
антикоррозийной обработки и т. д. В целом ряде областей авиационное
моторостроение выступает застрельщиком технологических нововведений.
Такова, например, область применения ультралегких (магниевых и берил-
лиевых) сплавов, область стеллитирования деталей, работающих при силь-
ном трении в условиях высокой температуры, область специальных прие-
мов ковки и штамповки (ковка пустотелых клапанов), область конструкцион-
ного использования пластиков и т. д.
Современный авиационный мотор представляет собой весьма сложный аг-
регат, снабженный большим количеством вспомогательных приборов и меха-
низмов, среди которых некоторые, например, нагнетатель с автоматом р/г,
винт изменяемого шага с автоматическим центробежным регулятором, — сами
по себе являются шедеврами конструкторской мысли и технологии.
64
Орлов—107
Фиг. 33. 12-цилиндровый мотор жидкостного охлаждения Юнкере 211 (продольный разрез).
Направление развития авиационных двигателей определяется основными
тенденциями воздушного транспорта и военно-воздушного флота, наметив-
шимися с полной определенностью в последние годы: увеличением скорости
полета, увеличением дальности полета и грузоподъемности и повышением ра-
бочего потолка самолетов.
Мощность серийных двигателей в настоящее время неуклонно приближается
к 1500—1200 л. с. К таким двигателям принадлежит, например, 14-цилиндро-
вый двигатель фирмы Бристоль «Геркулес» мощностью в последних модифи-
кациях 1400 л. с., 18-цилиндровые двигатели «Ассо» RC-145 мощностью
около 1700 л. с., «Дуплекс-Циклон» мощностью около 2000 л. с. и др.
Фиг. 34. Изменение основных показателей мотора «Циклон» за годы
его выпуска.
N взл — взлетная мощность; и—число об/мин; ре—среднее эффективное давление;
е G—вес; «/—удельный вес; Се —удельный расход горючего.
Судя по современным тенденциям самолетостроение потребует в ближайшие
годы моторов с номинальной мощностью 2000—2500 л. с., при взлетной мощности
2500—3000 л. с. и выше, поддерживающих мощность до высоты 5—8 кж, допу-
скающих создание скоростных самолетов, малого размера с максимальной ско-
ростью 750—800 км/час. Крупные воздушные корабли с грузоподъемностью
5—10 иг, с крейсерской скоростью 450—550 км/час и с радиусом действия
4000—5000 км нуждаются в еще более мощных моторах — мощностью до 3000—
4000 л. с. в одном агрегате.
Наряду с этим потребуются специальные моторы с очень большой высот-
ностью, порядка 10—12 000 м для стратосферных самолетов, моторы с очень
малым габаритом, пригодные для размещения в крыле самолета и другие спе-
циальные типы моторов.
ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННОГО МОТОРОСТРОЕНИЯ
Основную линию развития авиационных двигателей можно охарактеризовать
следующим образом: увеличение мощности в одном агрегате при одновременном
уменьшении габарита и веса мотора и повышении экономичности. Так как и
мощность, и габарит, и вес двигателя пропорциональны рабочему объему, то эту
тенденцию можно иначе охарактеризовать как улучшение литроиспользования
или повышение литровой мощности. Эта тенденция, повидимому, будет господ-
65
ствующей в ближайшие годы. Существует два способа повышения литровой
мощности (см. стр. 105): 1) увеличение количества тепла, превращаемого в по-
лезную.работу в продолжение каждого цикла, и 2) повышение оборотности,
т. е. увеличение числа циклов в единицу времени.
Эффективная работа цикла пропорциональна ще()цикл, где ^—эффективный
к. п. д. двигателя, a ()ЦПкл — тепло, внесенное в цикл топливо-воздушной
смесью. Величина т)е определяется преимущественно величиной индикаторного
к. п. д. 7]z, который при данном составе смеси в свою очередь зависит, главным
образом, от степени сщатия е двигателя. Тепло внесенное топливо-
воздушной смесью в цикл, пропорционально весовому заряду цилиндра. От-
сюда можно заключить, что существуют два главных способа увеличения эф-
фективной работы цикла: 1) повышение степени сжатия г и 2) увеличение
плотности смеси на всасывании двигателя.
Первый способ представляет ту выгоду, что повышение эффективной работы
цикла осуществляется без дополнительной затраты горючего, простым улучше-
нием теплоиспользования и, сле-
довательно, сопровождается умень-
шением удельного расхода горю-
чего. Однако этот способ наталки-
вается на серьезные затруднения.
Увеличение е сопровождается по-
вышением температуры и давления
в конце хода сжатия, вызывающим
у двигателей легкого топлива само-
воспламенение смеси или детона-
цию, нарушающие нормальную
работу двигателя. Главный способ
предотвращения детонации состоит
в применении топлив с повышен-
ными антидетонационными каче-
ствами. Следовательно, этот путь
требует специальных топлив. С
другой стороны, повышение 8 силь-
но увеличивает давление вспышки
(фиг. 35), что крайне неблагоприят-
но отражается на работе подшипни-
ков и на механической прочности
двигателя. К тому же эффект уве-
личения мощности от повышения е
не очень значителен и выражается
цифрой порядка 15—20% в прак-
тически возможном диапазоне уве-
личения е. В довершение всего
этот эффект ослабевает, по мере
повышения 6, и при степенях
сжатия порядка 8—9 увеличение
Фиг. 35. Влияние способа форсировки двигателя
увеличением степени сжатия (сплошные линии)
и наддувом (пунктир) на давление вспышки pz и
удельный расход горючего Се (в %)
(по А. А. Добрынину).
На оси абсцисс отложено увеличение эффективной
мощности двигателя Ne в °/0.
мощности настолько незначитель-
но, что вряд ли компенсирует побочные нежелательные явления от повышения е.
Таким образом повышение степени сжатия в общем дает скромные результаты.
Второй способ заключается в увеличении плотности всасываемой смеси.
У двигателей с атмосферным сжатием возможности реализации этого способа
весьма ограничены и сводятся к улучшению наполнения цилиндра при помощи
подбора рациональной формы смесепровода и маневрирования фазами распре-
деления, а также к понижению температуры засасываемой смеси путем исполь-
зования повышенной скрытой теплоты испарения некоторых топлив, вроде
спирта. По этой причине среднее эффективное давление у старых двигателей
с атмосферным всасыванием имеет довольно устойчивую величину и колеб-
лется в пределах 7,5—9,5 кг^см2.
67
У двигателей с нагнетателем.возможности повышения давления на всасы-
вании весьма велики. Максимальные давления вспышки при наддуве возрастают
гораздо менее резко, чем при увеличении степени сжатия. Экономичность дви-
гателя, правда, падает, вследствие затраты мощности на привод нагнетателя
(фиг. 35), но соображения экономичности часто отступают на второй план
перед необходимостью повышения мощности. В скоростной авиации большое
значение для экономики полета к тому же им§ет воздушное сопротивление
моторной установки. С точки зрения экономичности полета здесь часто оказы-
вается более выгодным сократить рабочий объем и габарит мотора при-
менением повышенного наддува, поступившись удельным расходом топлива.
Расход топлива на тонно-километр, являющийся единственным объективным
критерием экономичности полета, при этом, как это ни кажется парадоксаль-
ным, может упасть благодаря уменьшению воздушного сопротивления мотор-
ной установки. Для ряда боевых самолетов, вроде скоростных истребителей,
которые берут запас топлива не более, чем на i1^—2 часа полета, величина
удельного расхода тойлива сравнительно мало влияет на полезную нагружа-
емость самолета.
Возможность повышения мощности мотора наддувом ограничивается,
как и в случае увеличения е, главным образом, детонацией. Возможность фор-
сировки мотора наддувом, таким образом, упирается в антидетонационные
качества топлива. Так как улучшение антидетонационных качеств топлива
позволяет, кроме того, повысить степень сжатия двигателя и прямо ведет к
уменьшению удельного расхода горючего, то проблема топлива сейчас занимает
центральное место в авиационном моторостроении.
С другой стороны, форсировка мотора наддувом ограничивается возмож-
ностью отвода увеличенного количества тепла через стенки цилиндра и камеры
сгорания (в особенности у двигателей воздушного охлаждения) и охлаждения
деталей, наиболее напряженных в тепловом отношении—поршня, свечей и
особенно выхлопного клапана, перегрев которого вызывает детонацию и само-
воспламенение смеси и может привести к обрыву клапана и аварии двигателя.
Увеличение числа оборотов не меняет сколько-нибудь существенно пара-
метров рабочего цикла, если не считать некоторого ухудшения наполнения
вследствие возрастания гидравлических сопротивлений на всасывании. От-
части благодаря последнему обстоятельству, отчасти вследствие положитель-
ного влияния повышения скорости газов на процесс смесеобразования и сго-
рания увеличение числа оборотов понижает склонность двигателя к детонации
и делает его менее прихотливым к качеству горючего.
Однако форсировка двигателя оборотами сопряжена с резким (пропорцио-
нальным квадрату числа оборотов) возрастанием сил инерции вращающихся
и поступательно движущихся частей двигателя, требует увеличения механи-
ческой прочности двигателя и ухудшает условия работы подшипников. Уве-
личение числа оборотов повышает работу трения на единицу несущей поверх-
ности подшипников и может вызвать перегрев и разжижение масла и наруше-
ние правильной работы подшипников. С другой стороны, повышение числа
оборотов, как и наддув, лимитируется условиями охлаждения головки ци-
линдра, поршня, клапанов и свечей, так как с возрастанием числа оборо-
тов увеличивается теплоотвод от цилиндра, пропорциональный мощности
двигателя. Особенно важно влияние этих факторов у звездообразных двигате-
лей воздушного охлаждения с их термически напряженной головкой, с их тя-
желым шатунно-поршневым механизмом, с громоздким механизмом привода
клапанов, включающим много поступательно-возвратно движущихся деталей.
У двигателей с атмосферным всасыванием число оборотов лимитируется,
кроме того, скоростью топливо-воздушной смеси в клапанах, пропорциональ-
ной средней скорости поршня, с возрастанием которой гидравлические потери
резко увеличиваются (приблизительно пропорционально квадрату скорости
поршня), уменьшая наполнение и мощность двигателя. У двигателей с нагне-
тателями скорость смеси в клапанах лимитирует обороты в меньшей степени,
так как повышением давления на всасывании можно повысить число оборотов
68
двигателя практически сколько угодно, правда, в ущерб механическому к. п . д„-
двигателя, который страдает из-за повышенных гидравлических потерь.
Один из основных способов преодоления этих затруднений, особенно у дви-
гателей воздушного охлаждения, состоит в уменьшении диаметра цилиндра.
Малые цилиндры, как известно из теории теплопередачи, охлаждаются лучше,
чем большие. Отношение охлаждающей поверхности к рабочему объему у них
больше, чему крупных цилиндров [см. стр. 125, формула (к)]. Уменьшение диа-
метра цилиндра, сокращая массу действующих на шатунную шейку поступа-
тельно движущихся и вращающихся частей (приблизительно пропорционально
кубу диаметра цилиндра), облегчает условия работы подшипника. Наконец,
уменьшение диаметра цилиндра понижает величину средней скорости поршня
определяющую скорость смеси в клапанах, динамическую нагрузку деталей
и работу трения (см. об этом подробнее разд. IV). Сохраняя обычное значе-
ние vp, можно повысить число оборотов, а следовательно и мощность, без
ущерба для наполнения двигателя, для прочности его деталей и для надеж-
ности подшипников. Наполнение двигателя с атмосферным всасыванием
улучшают также применением четырех клапанов на цилиндр (двух всасы-
вающих и двух выхлопных) вместо двух, и подбором фаз распределения.
Применение наддува, уменьшение диаметра цилиндра, а также непрерыв-
ное конструктивное улучшение деталей двигателя, применение легких сплавов
с повышенными механическими качествами и с улучшенной теплопроводностью,
специальные способы охлаждения выхлопных клапанов и свечей и наконец
усовершенствование смазочной техники позволили в последние годы увеличить
число оборотов авиационных двигателей в среднем с 1800—2000 до 2400—
3000 об/мин.
Для двигателей с нагнетателями значение среднего эффективного давления
рв (ср. фиг. 46) составляет 11,5 кг^м?, а число оборотов в среднем равно
2700 об/мин. Среднее значение литровой мощности у них равно 30—
35 л. с./л (фиг. 47). У двигателей без нагнетателей в среднем ре — 8,5 кг)смг^
п = 2200 об/мин, Nh 20 — 22 л. с./л.
Если повышение наддува является самым простым способом форсировки
исполненных моторов и если оно сослужило большую службу в этой области,
позволив сильно увеличить первоначальную мощность моторов, открыв
огромное значение антидетонационных качеств горючих и заставив техноло-
гов-топливников проделать большую работу над улучшением горючих, то во
вновь проектируемых конструкциях, наряду с умеренным наддувом, целесо-
образно добиваться повышения мощности мотора увеличением числа обо-
ротов. При этом способе за наддувом остаются главным образом задачи под-
держания мощности на высоте и кратковременной форсировки мощности на
взлете, при маневренном полете и т. д.
Задача уменьшения удельного веса мотора будет решаться наряду с увеличе-
нием литровой мощности усовершенствованием конструктивных форм двига-
теля, применением материалов с повышенными механическими качествами и т. д.
Надежность и долговечность мотору непрерывно повышают путем улучше-
ния качеств материалов и усовершенствования способов обработки, повышения
износоустойчивости деталей, применения антикоррозийных покрытий и т. д.
Повышению надежности мотора способствует развитие смазочной техники
и техники охлаждения, усовершенствование агрегатов мотора — запальных
свечей, магнето, карбюраторов и органов питания горючим.
Задача понижения расхода горючего решается увеличением степени сжатия,
предпосылкой которого является улучшение антидетонационных качеств го-
рючего, усовершенствованием формы и охлаждения камеры сгорания (особенно
у двигателей воздушного охлаждения) автоматическим контролем состава смеси
и наконец улучшением равномерности газораспределения по цилиндрам. Вероя-
тен переход на непосредственный впрыск и не исключен переход на цикл
69
-с воспламенением от сжатия (при условии устранения теперешних недостатков
двигателей тяжелого топлива, состоящих в увеличенном весе и габарите).
Очень вероятно, что задача форсировки авиационного двигателя оборотами
и наддувом потребует радикального изменения конструкции распределительных
органов. Выхлопной клапан с его высокой температурой является сейчас са-
мым слабым участком конструкции авиационного двигателя. Повышение
температуры клапана с ростом числа оборотов и увеличением наддува лими-
тирует форсировку литровой мощности двигателя как в силу уменьшения меха-
нической прочности клапана и учащения случаев прогара клапанов, так и
в силу повышения склонности двигателя к детонации. Переход на бесклапан-
ное распределение, например на гильзовое распределение или распределение
вращающимися золотниками, представляет в этом отношении определенные
преимущества.
Бесклапанное распределение
Бесклапанное распределение имеет длительную историю. На многих ранних
автомобильных и авиационных моторах были испробованы вращающиеся зо-
лотники, однако, без успеха. Смазку этих золотников обеспечить было затруд-
нительно, они перегревались, коробились и пригорали, герметичность их быстро
нарушалась. В 1905 г. американец Найт предложил осуществлять распределе-
ние. при помощи двух концентричных гильз, перемещающихся поступательно-
возвратно в цилиндре двигателя и снабженных окнами, совпадающими в опре-
деленные моменты с распределительными окнами в стенках цилиндра. Это
распределение, за которым укрепилось название гильзового распределения,
было применено на некоторых автомобильных моторах. В 1909 г. шотландский
инженер Бэрт и канадский инженер Мак-Колэм ввели очень важное усовер-
шенствование в гильзовое распределение: вместо двух гильз они применили
одну. Для того чтобы осуществить необходимую последовательность фаз рас-
пределения, они придали гильзе наряду с поступательным также и вращатель-
ное движение.
Двигатели с гильзовым распределением строились в ограниченном числе
экземпляров главным образом для автомобилей и мотоциклов. Интерес к ним
возрос после известных опытов Рикардо. Исследуя на одноцилиндровой уста-
новке в 1922 г. влияние формы камеры сгорания и системы распределения на
процесс сгорания, Рикардо нашел, что бесклапанное распределение позволяет
повысить степень сжатия и наддува двигателя и допускает применение низко-
сортного топлива без опасности детонации. Эти преимущества объясняются
устранением из камеры сгорания перегретого выхлопного клапана, который
способствует возникновению детонации.
Реализовать на многоцилиндровом двигателе результаты, полученные на
одноцилиндровой установке, создать вполне работоспособную конструкцию
механизма привода гильзового распределения являлось сложной задачей.
Честь решения этой задачи принадлежит английской фирме Бристоль и ее глав-
ному конструктору Феддену, который, заинтересовавшись опытами Рикардо,
построил в 1926 г. двухцилиндровую экспериментальную установку одно-
гильзового распределения. На основе опыта, полученного на этой установке,
в 1932 г. был построен первый мощный-авиационный двигатель гильзового
распределения «Персей», представляющий собой 9-цилиндровую звезду воздуш-
ного охлаждения с размерностью цилиндра 146 X 165 мм, с литражем 24,91 л
и номинальной мощностью 575 л. с. Номинальная мощность мотора в послед-
них сериях доведена до 715—745 л. с. при 2400 об/мин, а максимальная—до
815 л. с.
В 1933 г. был построен 9-цилиндровый двигатель гильзового распределе-
ния «Аквила» с несколько меньшей размерностью цилиндра (127 х 137 мм),
с литражем 15,6 л и мощностью 500 л. с. В 1935 г. была начата разработка мощ-
ного двухрядного 14-цилиндрового двигателя воздушного охлаждения с бескла-
панным распределением. Двигатель этот, получивший марку «Геркулес», про-
шел испытания в 1936 г. на номинальной мощности 1100 л. с. (при 2400 об/мин)
70
и максимальной мощности 1375 л. с. (при 2750 об/мин). При постройке этого
двигателя были использованы цилиндры двигателя «Персей». Литраж двигателя
равен 38,7 л. Двигатель «Аквила» в свою очередь был развернут в 14-цилиндро-
вую звезду «Тавр» с литражем 25,26 л и мощностью 900 л. с. Все эти двигатели
производятся в сериях.
Таким образом фирма Бристоль своими двигателями с гильзовым распре-
делением охватила диапазон мощностей 500—1400 л. с. и выпустила ряд вполне
работоспособных моторов, могущих обслужить обширную категорию само-
летов самого разнообразного назначения.
Преимущества двигателей гильзового распределения заключаются в сле-
дующем.
Отсутствие нагретых точек в цилиндре, улучшенная форма камеры сгорания
и центральное расположение свечей позволяют повысить степень сжатия,
увеличить цаддув, повысить среднее эффективное давление, а следовательно,
и литровую мощность при умеренном расходе топлива. Вместе с тем гильзовое
распределение улучшает наполнение двигателя вследствие увеличения времени-
сечения органов распределения и позволяет повысить плотность заряда, а сле-
довательно, и отдачу двигателя.
Ввиду того что гильза движется принудительно (а не под действием пружины,
как клапан при посадке на седло), гильзовое распределение приспособлено
к высокому скоростному режиму и позволяет повысить числа оборотов в большей
’Степени, чем клапанное распределение.
Уже в настоящее время двигатели гильзового распределения, работая
при степени сжатия 9 —10, развивают среднее эффективное давление
12—14 кг^см2, при средней скорости поршня до 15 м[сек и литровую мощность
до 42 л. с./л при удельном расходе горючего 0,19—0,21 кг/э. с. ч.
Механизм одногильзового распределения гораздо проще клапанного рас-
пределения. Механическая обработка цилиндровой группы двигателя дешевле.
Проще и уход за двигателем. Отсутствие внешних распределительных деталей
облегчает смазку. Фазы распределения в эксплоатации не меняются, как они
меняются у двигателей клапанного распределения с износом деталей рас-
пределительного механизма, вследствие чего двигатели гильзового распре-
деления в противоположность клапанным двигателям не нуждаются в перио-
дической регулировке. Механизм гильзового распределения практически бес-
шумен.
Двигатели гильзового распределения по конструкции распределительных
органов гораздо лучше, чем клапанные двигатели (с их термически перенапря-
женными клапанами), приспособлены к установке турбокомпрессоров, при
которой повышаются противодавление и температура выхлопа.
Все эти преимущества заставляют многих усматривать в двигателе гильзо-
вого распределения преемника клапанного двигателя.
Недостатком двигателей гильзового распределения является затруднитель-
ность охлаждения, глубокого кармана головки, необходимого по условиям
уплотнения верхних (наиболее удаленных от оси коленчатого вала) концов
гильз. У двигателей жидкостного охлаждения эта задача усложнена затрудни-
тельностью спуска охлаждающей жидкости из мертвого мешка рубашки головки
(при остановках двигателя на длительное время). У двигателей воздушного ох-
лаждения головку охлаждают, направляя при помощи особого дефлектора струю
воздуха в карманы и снабжая его наружную поверхность многочисленными
ребрами. Заметим, впрочем, что перегрев головки (при условии, если темпера-
тура головки не достигает значений, опасных для прочности материала) у дви-
гателя гильзового распределения не столь опасен, как у двигателя клапан-
ного распределения, у которого перегрев головки неизбежно сопровождается
перегревом клапанов, короблением седел и головок клапанов, нарушением
герметичности камеры сгорания и грозит выходом двигателя из строя.
Помимо гильзового распределения делаются попытки применения бес-
клапанного распределения с золотниками другой формы — коническими (ан-
глийская фирма Аспин), цилиндрическими (германская фирма Кросс) и т. д.
77
Заслуживает быть отмеченным бесклапанный двигатель оригинальной кон-
струкции венгерского инженера Скленара, строющийся в небольших сериях
французской фирмой Мовен. Этот двигатель биротативный; коленчатый вал и
цилиндры вращаютсяв^разные стороны и с разным числом оборотов относительно
неподвижного кольца, несущего в себе головки цилиндров, распределитель-
ные окна и свечи. Двигатели этого типа строятся мощностью 60—350 л. с.
Непосредственный впрыск
^Непосредственный впрыск, как мы видели, применялся на первых авиацион-
ных двигателях, но вскоре был вытеснен системой карбюрации топлива, ко-
торая оказалась во всех отношениях более совершенной, чем впрыск, обеспе-
чив более равномерную подачу топлива по цилиндрам, большую приемистость
и экономичность двигателя.
В новейшее время опыты по впрыску горючего были поставлены в 1931 г.
в США в Массачусетском институте по поручению фирмы Райт. Топливо»
впрыскивали во время хода всасывания во всасывающий патрубок или цилиндр
или при ходе сжатия в цилиндр. При всех этих разновидностях впрыска были
сохранены основные особенности, присущие двигателям легкого топлива, —
электрический запал и применение легко' испаряющегося топлива. Эти опыты
рассматривали как подготовительный этап к введению двухтактного цикла,
при котором впрыск горючего в цилиндр является единственным средством
обойтись без продувки цилиндра топливо-воздушной смесью и устранить
напрасную потерю горючего в атмосферу.
Непосредственный впрыск представляет ряд преимуществ перед карбюра-
цией и в двигателях четырехтактного цикла. Коэфициент наполнения двига-
теля с непосредственным впрыском в цилиндр больше, чем двигателя с кар-
бюрацией, из-за устранения необходимости подогрева топливо-воздушной
смеси перед поступлением в цилиндры.
Степень сжатия у многоцилиндрового карбюраторного двигателя лимити-
руется максимальной допустимой степенью сжатия в цилиндре, работающем
на наиболее бедной смеси. Неодинаковость состава смеси в различных цилинд-
рах обусловливает недодачу мощности и недостаточно экономичную работу
двигателя в целом. Непосредственный впрыск теоретически позволяет добиться
правильного состава смеси во всех цилиндрах и тем самым повысить мощность
и экономичность двигателя.
Система непосредственного впрыска позволяет двигателю работать произ-
вольно длительное время в любом положении относительно горизонта, тогда
как решение этой задачи у карбюраторного двигателя затруднительно.
Непосредственный впрыск устраняет одну из главных болезней карбюратор-
ных двигателей, до сих пор не вполне устраненную, — обледенение карбю-
ратора,— и уменьшает пожарную опасность, так как горючая смесь обра-
зуется в рабочем пространстве цилиндра и возможность обратных вспышек
исключается. Непосредственный впрыск облегчает запуск двигателя, так как
устраняет необходимость заливки топлива в цилиндры перед пуском.
Реализовать на многоцилиндровых двигателях все эти преимущества,
подтвержденные опытом на одноцилиндровых установках, оказалось довольно
затруднительным. Насосы современной конструкции позволяют дозировать
с необходимой точностью подачу топлива в цилиндры на всех режимах дви-
гателя, в том числе и на режиме малых оборотов, когда одиночная порция
топлива, вводимая в цилиндр, уменьшается до 0,01—0,02 г. Трудным ока-
залось координировать подачу топлива и воздуха и обеспечить равномерную
подачу воздуха и топлива в цилиндры в необходимой пропорции на всех
режимах двигателя. У карбюраторного двигателя эта задача решается сразу
для всех цилиндров; современные усовершенствования в конструкции карбю-
ратора обеспечивают подачу в цилиндры на каждом режиме двигателя смеси
наивыгоднейшего состава. У двигателей с непосредственным впрыском при-
ходится вводить кинематическую связь между механизмом управления,
впрыскивающим насосом и дроссельной заслонкой всасывающего трубопро-
72
вода; эта связь получается сложной, так как состав смеси должен быть
различным на различных режимах двигателя.
Натолкнувшись на эти затруднения, опыты над непосредственным впрыском
задержались. Выход был найден только в недавнее время. Немецким инже-
нерам удалось автоматизировать регулировку непосредственного впрыска.
Командный орган (датчик) автомата, представляющий собой сильфон, распо-
лагается во всасывающем трубопроводе двигателя, реагирует на все измене-
ния плотности поступающего в цилиндры воздуха изменением своей длины.
Колебания длины сильфона передаются через усилитель (масляный серво-мо-
тор) регулирующей тяге впрыскивающего топливного насоса. Таким образом
устанавливается необходимая корреляция между количеством подаваемою
в цилиндры воздуха и топлива.
Эта система оказалась настолько успешной, что все германские мощные
двигатели жидкостного и воздушного охлаждения были переведены на непо-
средственный впрыск. Опыт эксплоатации этих двигателей не подтвердил
всех ожиданий, связывавшихся с введением непосредственного впрыска.
Расход топлива у двигателей с непосредственным впрыском не удалось сни-
зить по сравнению с карбюраторными двигателями. Реальными преиму-
ществами непосредственного впрыска оказались: 1) устранение опасности
обледенения, 2) безотказное питание двигателя горючим при любом положе-
нии самолета, 3) возможность применения несколько более тяжелых топлив.
Первые два преимущества в полной мере обеспечиваются также беспоплав-
ковыми (диафрагменными) карбюраторами, появившимися в недавнее время..
Остается третье преимущество, довольно веское для стран с ограниченными
ресурсами легкого топлива. Сильным доводом в пользу непосредственного
впрыска является также возможность утилизации высокооктановых без-
опасных топлив (см. стр. 44). Надо еще заметить, что непосредственный впрыск
является наиболее рациональным способом топливопитания звездообразных
двигателей большой высотности, у которых затруднительно расположить
карбюраторы после нагнетателя, как это требуется условием охлаждения
сжатого в нагнетателе воздуха.
Двухвальные двигатели
Все построенные до сих пор сверхмощные двигатели (мощностью больше
2000 л. с.) представляют собой двухвальные двигатели. К таким двига-
телям принадлежит экспонированный впервые на Парижской выставке 1938 г.
Биркигтом (фирма Испано-Сюиза) Н-образный24-цилиндровый двигатель жидко-
стного охлаждения Н-82, собранный из блоков мотора Y-12 и развивающий около>
2000 л. с. (фиг. 50). К этой же категории двига-
телей относится построенный фирмой Алли-
сон по заданию военно-воздушного ведомства
США двигатель мощностью около 2600 л. с.,
представляющий собой два V-образных двига-
теля, сдвоенных в виде веера (фиг. 36). Двух-
вальным же двигателем является гоночный
мотор Фиат AS-6 мощностью 2600 л. с., с
которым в свое время был установлен ми-
ровой рекорд скорости (см. стр. 46). Каж-
дая пара блоков у этих двигателей работает
на собственный коленчатый вал, связанный
с коленчатым валом двух других блоков
Фиг. 3G. Схема двухвального 24-ци-
линдрового двигателя Аллисон
ХВ-3420 2 0 0 0 л. с.
шестернями редуктора.
Идея двухвальногр двигателя для агрегатов большой мощности была впер-
вые высказана автором настоящей книги в 1930 г.; тогда же был спроектиро-
ван первый Н-образный двухвальный двигатель, по разным причинам, однако,
не осуществленный. Год или два спустя в Англии был построен первый двух-
вальный двигатель Непир конструкции Хольфорда «Репир», за которым по-
следовал двухвальный «Деггер».
Автор в то время обосновывал преимущества двухвальных двигателей
следующим образом. При увеличении числа блоков, работающих на один ко-
ленчатый вал, например, при переходе с однорядного двигателя на V-образный,
а с последнего — на W-образный или Х-образный двигатель возрастают на-
грузки на коленчатый вал, главным образом, из-за увеличения поступа-
тельно движущихся и вращающихся масс, действующих на каждую шейку
коленчатого вала. Если подшипники коленчатого вала прототипного двигателя
работают (как это обычно и бывает) на пределе, то для обеспечения надежной
работы подшипников приходится с прибавлением каждого нового блока со-
ответственно снижать исходное число оборотов. Литровая мощность каждого
нового сочетания при прочих равных условиях получается вследствие этого
меньше литровой мощности исходного двигателя, отчего мощность каждого
нового сочетания увеличивается не пропорционально увеличению числа ци-
линдров, а несколько слабее. Вместе с тем возрастают напряжения кручения
в коленчатом валу, что заставляет, особенно при переходе на 24-цилиндровые
двигатели, увеличивать диаметр коренных и шатунных шеек. Это вызывает не-
обходимость полной смены инструментов и приспособлений, применяемых при
обработке шеек коленчатого вала, коренных и шатунных подшипников.
Сохранение коленчатых валов каждого из исходных двигателей устраняет
эти затруднения и позволяет при сдваивании двигателей сохранить прежнее
число оборотов и прежнюю литровую мощность, а следовательно, и использо-
вать в полной мере увеличение рабочего объема двигателя при неизменных
условиях работы подшипников коленчатого вала. Напряжения кручения в
коленчатых валах сохраняются на прежнем уровне.
Другое преимущество двухвальных двигателей заключается в большей
свободе расположения блоков. Это обстоятельство имеет особенно большое
значение для 24-цилиндровых двигателей с шестиколенным валом. У одно-
вальных двигателей этого типа условие равномерного чередования вспыщек
требует расположения блоков под углами 30 и 120° или под углами 90° друг
к другу. Первое расположение неосуществимо по габаритным условиям, вто-
рое приводит к неудобной для капотажа форме двигателя. У двухвальных
24-цилиндровых двигателей блоки, работающие на один коленчатый вал,
должны быть расположены друг относительно друга так, как того требуют
условия уравновешенности и равномерного чередования вспышек (для дви-
гателей с шестиколенными валами — под углами 60° или 180°). Но расположе-
ние друг относительно друга блоков, работающих на разные коленчатые валы,
может быть совершенно произвольным вплоть до того, что они могут быть рас-
положены отдельно друг от друга, как у гоночного двигателя Фиат AS-6
(схема, к которой практика, впрочем, вряд ли вернется из-за присущих
ей недостатков). Это позволяет придать двухвальным 24-цилиндровым дви-
гателям самые разнообразные формы; некоторые из них приведены на
фиг. 37.
Существенным преимуществом двухвальных двигателей является возмож-
ность применения центрального сочленения шатунов, совершенно исключенная
у 24-цилиндровых одновальных двигателей, у которых шатуны приходится
делать с прицепным сочленением.
Наличие двухколенчатых валов позволяет выполнить редуктор более
легким, благодаря уменьшению максимального усилия на зубьях ведущих
шестерен. Двухвальная схема упрощает конструкцию привода через редуктор
двух соосных винтов, вращающихся в противоположные стороны.
Очень важным преимуществом двухвальных двигателей является широкая
возможность использования готовых деталей прототипного двигателя. Не говоря
уже о блоках с поршневой и клапанной группами, шатунно-кривошипный
механизм, система зажигания, жидкостные и масляные помпы и т. д. — все
это может быть взято со склада готовых изделий и без переделок или с ми-
нимальными переделками установлено на сдвоенный двигатель.
Есть еще один сильный довод в пользу двухвальной схемы — это отсут-
ствие в двухвальном двигателе непроверенных узлов и «темных мест». В кон-
74
струкции двухвального двигателя широко используются готовые детали исход-
ного двигателя. Все напряжения и нагрузки сохраняются на прежнем уровне.
Приступая к созданию двухвального двигателя, конструктор в значительной
мере застрахован от неприятных сюрпризов, которыми чревато всякое новое
конструктивное предприятие, особенно такое грандиозное, как создание дви-
гателя в 2000—3000^. с., и которые так затягивают процесс доводки двигателя
до работоспособного состояния. Если учесть огромную стоимость всякой новой
конструкции, если знать, каким материальным и престижным ущербом грозит
фирме затяжка выпуска двигателя, то легко понять, почему моторостроители
на теперешнем этапе так охотно прибегают к сочетанию двух моторов в один,
которое сулит в общем не больше неприятных неожиданностей, чем установка
двух моторов на один самолет.
Фиг. 37. Схемы двухвальных двигателей.
Эта' наиболее сильная сторона двухвальных двигателей обусловливает
их наибольшую слабость. Двухвальная система является самым верным, деше-
вым и быстрым способом создания мощных двигателей. Но двухвальные дви-
гатели, будучи результатом механического сложения исполненных двигателей,
не в состоянии обеспечить превышения уже достигнутых показателей. Они
имеют увеличенный по сравнению с одновальными двигателями габарит и по-
вышенный (вследствие наличия лишнего коленчатого вала и больших размеров
картера) вес. Последнее обстоятельство, впрочем, не мешает двухвальным
двигателям обладать малым удельным весом (двухвальный двигатель «Алли-
сон» имеет наименьший среди всех двигателей жидкостного охлаждения удель-
ный вес — 0,55 кг]л. с.), что объясняется отмеченной выше приспособленностью
двухвальных двигателей к повышенным скоростным режимам.
Двухвальные двигатели следует рассматривать скорее как переходный тип,
а не как окончательную форму мощных двигателей. Непрерывное улучшение
технологии смазочных веществ, усовершенствование антифрикционных мате-
риалов и, наконец, правильное понимание законов, управляющих смазкой
цилиндрических подшипников, — все это лишает проблему подшипников ко-
ленчатого вала ее прежней остроты и устраняет столь долго тяготевшие над
конструкторами двигателей лимиты повышения числа оборотов, в виде пре-
словутых величин к и kv. Вследствие этого утрачивает силу один из главных
доводов в пользу двухвальных двигателей — меньшая при прочих равных
условиях напряженность их подшипников. В будущем практика, несомненно,
вернется к одновальным двигателям, более легким и менее громоздким, чем
многовальные. Наиболее целесообразной формой многоцилиндрового двигателя,
как показал в 1936 г.1 автор, является многорядная звезда (с четырьмя или
шестью звездами, расположенными «в затылок»). Эта форма, по всей вероятности,
и является формой сверхмощного двигателя завтрашнего дня.
1 См. по этому поводу статью автора в «ТВФ», № 7. 1937 г.
75
Нагнетатели
Резкое возрастание летных показателей самолетов, в частности макси-
мальной скорости, в последнее десятилетие обязано не только усовершенствова-
нию конструкции самолета, но,—может быть еще в большей степени,— усо-
вершенствованию моторов, в особенности — повышению их высотности. Увели-
чение высотности мотора на каждые ЮООж повышает скорость самолета круглым
счетом на 5% без всякого изменения конструкции самолета только в результате
повышения рабочего потолка самолета. Наряду с этим выигрывает и скоро-
подъемность. Возможность кратковременной форсировки мощности повыше-
нием давления на всасывании улучшает маневренность и повышает грузо-
подъемность самолетов. Все это коренным образом улучшает тактические
свойства самолетов и повышает боевую ценность авиации. Нет ничего мудре-
ного в том, что задача увеличения высотности в настоящее время является
одной из центральных задач моторостроения.
Увеличение высотности двигателей с приводным центробежным нагнета-
телем сверх 3,5—4,5 км лимитируется увеличением мощности, затрачиваемой
на привод нагнетателя, и возрастанием температуры на всасывании двигателя
в результате сжатия смеси (или воздуха) в нагнетателе. Затрата мощности
на нагнетатель наименее велика на расчетной высоте (и выше), так как тем-
пература внешнего воздуха, от которой прямо зависит величина работы сжа-
тия, здесь низка, нагнетатель работает на расчетном режиме с наиболее высо-
ким к. п. д. По этим же причинам здесь относительно невелико и повышение
температуры воздуха в нагнетателе. Однако картина меняется с приближением
к земле. Для сохранения постоянного давления на всасывании двигателя на-
гнетатель приходится дросселировать. Особенность центробежного нагнетателя
заключается в том, что поглощаемая им мощность зависит лишь от окруж-
ной скорости крыльчатки и от расхода воздуха. Несмотря на то, что создавае-
мый нагнетателем перепад давления у земли не используется или используется
в незначительной степени, затрата мощности на нагнетатель с приближением
к земле при постоянном давлении в смесепроводе не только не уменьшается,
но даже возрастает вследствие повышения температуры окружающего воз-
духа и вследствие отклонения режима нагнетателя от расчетного. Одновре-
менно возрастает и температура поступающей в цилиндры двигателя смеси.
В результате мощность двигателя у земли, в частности взлетная мощность,
оказывающая столь большое влияние на показатели самолета, сильно стра-
дает. Страдает и экономичность двигателя; удельный расход горючего возра-
стает из-за непроизводительной затраты мощности на нагнетатель. В этом состоит
основной порок центробежных компрессоров, как авиационных нагнетателей.
Повышение температуры смеси (у двигателей большой высотности и с силь-
ным наддувом температура смеси на всасывании нередко достигает у земли
140—160°) увеличивает температуры цикла, вызывая общий перегрев двига-
теля и в сильнейшей степени повышая склонность двигателя к детонации.
Поэтому почти одновременно с появлением приводных центробежных на-
гнетателей начались поиски способов избежать бесполезного сжатия воздуха
в нагнетателе у земли. Наиболее простое решение заключалось бы в применении
объемных нагнетателей, которые обладают огромным преимуществом
перед центробежными нагнетателями — возможностью регулировать величину
наддувай затрату мощности на сжатие такой простой мерой, как перепуск воз-
духа из полости нагнетания в полость всасывания. Среди многочисленных пред-
ставителей этого класса нагнетателей наиболее приспособленным к требованиям
авиации казался нагнетатель Рута, сравнительно простой по конструкции,непри-
хотливый и могущий создавать значительные перепады давления.Многократные
попытки применения нагнетателя Рута для наддува авиационных моторов, одна-
ко, не увенчались успехом. При уме ре ином числе оборотов нагнетатель работает
вполне удовлетворительно, но габариты его получаются чрезмерно большими.
При попытках повысить скоростной режим и добиться умеренных габаритов,,
на сцену появляется незнакомое стационарным малооборотным нагнетателям
76
Рута явление — деформация роторов от действия центробежных сил. Во из-
бежание «цепляния» роторов на высоких числах оборотов, особенно при разо-
греве роторов и увеличении их размеров, приходится расширять зазоры между
роторами и стенками кожуха, отчего увеличивается перетекание сжатого воз-
духа из полости нагнетания в полость всасывания и коэфициент полезного дей-
ствия нагнетателя резко падает. Справиться с этими затруднениями не удалось
и авиационной технике пришлось вернуться к центробежным нагнетателям, не-
измеримо лучше приспособленным к повышенным скоростным режимам, малога-
баритным и (при умеренных перепадах давления) не знающим проблемы
уплотнения полости нагнетания.
Пробовали выключать привод центробежного нагнетателя у земли и на
малых высотах. Этот способ, устраняя затрату мощности на нагнетатель
у земли, вместе с тем, однако, отнимает ценнейшую возможность кратко-
временной форсировки двигателя у земли наддувом — возможность, широко
использованную у двигателей с невыключающимся нагнетателем и в немалой
степени способствовавшую улучшению взлетных характеристик самолетов. От
выключающихся нагнетателей пришлось отказаться. Значительно
лучшие результаты дали двухскоростные нагнетатели, у которых
можно менять передаточное число в коробке привода. У земли и на малой
высоте включают малую скорость: крыльчатка вращается с умеренным числом
оборотов, создавая только такой перепад давления, который необходим для
форсировки двигателя у земли, в незначительной степени повышая темпера-
туру смеси на всасывании. На некоторой высоте, где наддув, создаваемый
крыльчаткой на первой скорости, иссякает, включается вторая скорость,
и крыльчатка начинает раб^ать на полных оборотах, поддерживая постоян-
ное давление на всасывании, вплоть до расчетной высоты. Двухскоростные
нагнетатели в настоящее время совершенно вытеснили невыключающиеся при-
водные нагнетатели на двигателях повышенной высотности.
Идеалом является бесступенчатая регулировка числа оборотов,
при которой крыльчатка нагнетателя на каждой данной высоте вратДается с таким
числом оборотов, какое требуется условием сохранения постоянного давления
во всасывающем трубопроводе двигателя на этой высоте. Для этой цели в коробку
передач нагнетателя вводят механизм плавного изменения скоростей (напри-
мер, гидравлическая муфта нагнетателя DB-601)- Такой же результат можно
получить, приводя нагнетатель от отдельного вспомогательного мотора через
шестеренчатый перебор. Манипулируя дросселем вспомогательного мотора,
можно изменять число оборотов крыльчатки нагнетателя в самых широких
пределах, затрачивая на привод нагнетателя на каждой данной высоте лишь
строго необходимый минимум мощности.
Моторы небольшой мощности, какая требуется для привода нагнетателя
(нагнетатель 1000-сильного двигателя с высотностью 4—5 км берет на себя
100—120л. с.), отличаются высоким удельным весом. Это делает моторный
привод нагнетателя одиночных двигателей нерентабельным. На многомотор-
ных установках, где суммарная затрата на привод нагнетателей достигает
многих сотен лошадиных сил, в качестве вспомогательного мотора может быть
применен серийный мощный двигатель с малым удельным весом. Подобная
система, заменяя несколько нагнетателей, каждый со своим обслуживающим
хозяйством (регуляторы давления, смазочная система и т. д.), одним мощным
нагнетателем, обслуживающим одновременно все двигатели (в том числе
л вспомогательный мотор), позволяет несколько сэкономить в весе наддува-
ющей установки. Эксплоатационные преимущества системы централизованного
наддува, особенно основное преимущество, заключающееся в возможности
регулировать силу наддува независимо от числа оборотов двигателей,
.делают веротным применение этой системы на многомоторных самолетах.
С дальнейшим увеличением высотности двигателей возникли новые проб-
лемы. Перепад давления, создаваемый нагнетателем, определяется величиной
77
окружной скорости рабочего колеса. С повышением последней, однако, быстро*
возрастают напряжения в материале крыльчатки. С другой стороны, с прибли-
жением окружной скорости крыльчатки к скорости звука возрастают потери
в диффузоре вследствие возникновения волнового сопротивления. Последнее
затруднение не является непреодолимым: профили диффузоров, разработанные
для сверхзвуковых скоростей, позволяют осуществить преобразование скорости
в давление с потерями, не превышающими потерь в обыкновенном диффузоре.
Однако конструкторы авиационных нагнетателей пока не рискнули вступить
на этот путь и в нагнетателестроении утвердился предел окружной скорости
около 350—380 м1сек, соответствующий скорости звука в условиях, обычно
встречающихся на выходе из нагнетателя, и обеспечивающий высотность по-
рядка 6—7 км. Для больших перепадов давления начали по примеру стацио-
нарного компрессоростроения применять многоступенчатые нагне-
татели, устанавливая две и большее число крыльчаток, последовательно
сжимающих воздух перед входом в цилиндры двигателя.
Для снижения затраты мощности на привод многоступенчатых нагнетате-
лей у земли стали выключать у земли одну из крыльчаток или снижать число
оборотов крыльчаток у земли при помощи двухскоростного привода.
Появление многоступенчатых нагнетателей заставило вспомнить о турбо-
компрессорах, основательно забытых к тому времени, несмотря на все их
очевидные преимущества. К этим преимуществам принадлежит прежде всего то,
что турбокомпрессоры используют бесполезно теряемую в обычных условиях
внутреннюю энергию выхлопных газов и тем самым позволяют повысить отдачу
мощности двигателя и снизить удельный расход горючего. Задача снижения
затраты мощности на наддув на высотах, меньших^асчетной, решается у турбо-
компрессоров с идеальной простотой—перепуском избыточных выхлопных газов
в атмосферу. Однако попытки применения турбокомпрессоров в регулярной
эксплоатации долгое время не удавались. Лопатки рабочего колеса турбины,,
работающие при высокой температуре, подвержены разнообразным дефектам,,
часто вызывающим аварии турбокомпрессоров. Необходимость охлаждения тру-
бопроводов и кожуха турбины, громоздкость турбокомпрессорной установки —
все это невыгодно отличает турбокомпрессор от приводного центробежного^
нагнетателяЛ'Привод турбокомпрессора по необходимости сопряжен с повы-
шением противодавления на выхлопе двигателя. На больших высотах это
обстоятельство на работе двигателя заметно не отзывается, так как давление
на выхлопе даже при высоких степенях наддува обычно не превышает нормаль-
ной величины (1—1,1 кг/сл-t2). При желании же повысить степень наддува
у земли с целью форсировки взлетной мощности двигателя приходится значи-
тельно повышать противодавление на выхлопе, отчего сильно ухудшаются
условия работы выхлопных клапанов, и надежность двигателя страдает.
Эти дефекты долгое время препятствовали применению турбокомпрессоров.
Положение изменилось лишь в самое последнее время, когда в связи с приме-
нением многоступенчатых нагнетателей напали на счастливую мысль применять
в качестве первой ступени наддува приводной центробежный нагнетатель,
а в качестве второй — турбокомпрессор. Такая схема устраняет главный
недостаток турбокомпрессора — затруднительность форсировки двигателя над-
дувом у земли. Условия работы турбокомпрессора облегчаются в связи с тем,
что турбокомпрессор работает лишь на больших высотах. При расширении
продуктов сгорания до низкого давления или, — по терминологии теории
турбин, — до глубокого вакуума на выходе из рабочего колеса турбины тем-
пература газов сильно падает, вследствие чего температура лопаток тур-
бины уменьшается. Работая на больших высотах турбокомпрессор использует
повышенную разность давлений продуктов сгорания и наружной атмосферы.
Избавившись при помощи двухскоростных, многоступенчатых нагнетателей
и турбокомпрессоров от чрезмерной затраты мощности на привод нагнетателя и
чрезмерного повышения температуры смеси у земли, авиационное моторострое-
ние с дальнейшим пов'ышением высотности вплотную подошло к следующему
78
барьеру — возрастанию температуры поеле нагнетателя на расчетной высоте.
Некоторого снижения температуры удалось добиться, располагая карбюратор
после нагнетателя (а не до нагнетателя, как делалось у первых высотных дви-
гателей). При таком расположении карбюратора тепло, затрачиваемое на
испарение топлива, заимствуется из тепла, содержащегося в подогретом сжатом
воздухе, в результате чего температура смеси понижается в среднем на 20—30°.
Это преимущество, наряду с другими достоинствами (например, устране-
ние возможности обледенения карбюратора и опасных для прочности нагне-
тателя обратных вспышек в нагнетатель и др.) обеспечили этой схеме широко©
распространение на двигателях большой высотности. При высотности больше
7—8 км эта мера оказывается недостаточной, и возникает необходимость
охлаждать воздух в особом радиаторе после нагнетателя (или между ступенями
многоступенчатого нагнетателя). Эта мера представляет собой исключительное
эффективное средство повышения мощности и высотности двигателя. Только
боязнь введения новых аэродинамических сопротивлений на самолете застав-
ляла конструкторов воздерживаться от применения этого способа до тех пор,
пока он не стал прямой необходимостью. Разработка рациональных конструк-
ций воздушных радиаторов с малыми внешними и внутренними
потерями представляет собой очередную задачу авиационного моторостроения.
Винты
К 1934—1936 гг. относится появление первых вполне работоспособных вин-
тов изменяемого шага (ВИШ). Так называют винты с лопастями, угол
установки которых может меняться в полете принудительно (по желанию лет-
чика) или автоматически. Преимущества винтов изменяемого шага перед винтами
с жестко зафиксированными лопастями были очевидны едва ли не с первых шагов
авиации. Винт, лопасти которого устанавливаются под наиболее выгодным для
каждого режима полета углом, обеспечивает увеличение эффективной отдачи
мощности и улучшает летные характеристики самолета. В попытках соз-
дать такой винт недостатка не было. Однако успеха они не имели главным
образом потому, что выигрыш от применения винтов изменяемого шага
у невысотных моторов не окупает усложнения конструкции.
Появление высотных моторов сделало винт изменяемого шага прямой необ-
ходимостью. В этом повинно явление раскрутки винта фиксированного шага,
наблюдающееся у высотного мотора с подъемом на высоту. Это явление объяс-
няется падением момента сопротивления на винте с падением плотности воз-
духа при постоянстве крутящего момента мотора. Винт фиксированного шага
подбирают с таким расчетом, чтобы обороты на высоте не превышали предель-
ного, допускаемого конструкцией мотора числа оборотов. На земле и на малых
высотах такой винт оказывается пере тяже ле иным, обороты мотора садятся,
и мотор недодает мощности, столь необходимой при отрыве и взлете.
Задауа повышения взлетной мощности при применении винтов фиксирован-
ного шага решалась применением кратковременного повышенного наддува
на взлете, но лишь отчасти и ценой термической перегрузки двигателя.
Наиболее радикальный выход (если не считать двухскоростного редуктора,
бывшего явно нереальным при тогдашнем уровне производственных и кон-
структорских возможностей) состоял в применении винта изменяемого шага.
Лопасти такого винта при взлете устанавливаются на малый угол, допускаю-
щий повышение числа оборотов мотора, а по мере набора высоты пере-
водятся на большой угол.
За конструирование винта изменяемого шага взялись наиболее крупные
фирмы и лучшие конструктора. Решение задачи было облегчено успехами
металлического винтостроения, позволившими создать легкие и прочные
лопасти (из алюминиевых и магниевых сплавов).
Испробовав огромное число схем привода лопастей, — от руки, при по-
мощи серво-механизмов, заимствующих мощность от мотора, при помощи
всевозможных ^механических, гидравлических, электрических, пневматиче-
19
ских устройств, попытавшись использовать аэродинамические и центробежные
силы лопастей для осуществления поворота последних, конструкторы оста-
новились на двух наиболее реальных способах привода лопастей: электриче-
ским мотором с редукционной передачей и гидравлическими устройствами
с маслом в качестве рабочей жидкости. Усилие, необходимое для перестановки
лопастей, было уменьшено рядом мер: снижением веса лопастей, разгруз-
кой момента центробежных сил противовесами, рациональным креплением
лопастей на шариковых и роликовых подшипниках и т. д.
Американские конструкторы (в частности Колдвелл, — главный конструк-
тор фирмы Гамильтон Стандарт) на первых порах умышленно упростили
задачу, поставив себе целью разработать винт только с двумя положениями
лопастей: с малым углом атаки — для отрыва и взлета и с большим — для
остальных режимов. Они первыми и выпустили вполне работоспособный винт
изменяемого шага (Гамильтон Стандарт), который очень быстро был введен
в эксплоатацию и начал строиться крупными сериями в США и — по лицен-
зиям — в других странах.
В настоящее время задачу создания винта изменяемого шага можно счи-
тать полностью решенной. Вслед за винтами с двумя положениями лопастей
были выпущены винты, лопасти которых можно устанавливать в любо<
положении в широком диапазоне углов. Появились и винты, лопасти которых
можно переводить во флюгерное положение (с целью уменьшения воздушного
сопротивления винта в случае аварии мотора), полностью реверсировать
(для торможения при пробеге после посадки, для уменьшения скорости пики-
рования пикирующих бомбардировщиков, для облегчения маневрирования
гидросамолетов на воде). Появились, наконец, автоматические винты изме-
няемого шага, поддерживающие число оборотов мотора постоянным при лю-
бом режиме мотора и обеспечивающие наиболее полное использование его
мощности.
Однако увеличение мощности и высотности мотора вносит все новые и
новые осложнения в работу винта. Среди них отметим затруднения, обязан-
ные наличию больших винтов с огромным моментом инерции на самолетах
незначительного размера.
Крутящий момент мотора в полете с высокими скоростями легко уравно-
вешивается триммерами или различной степенью закрутки крыльев самолета.
Жироскопический же момент винта вызывает серьезные затруднения. Само-
леты с тяжелыми винтами т?ри разбеге и отрыве имеют тенденцию сильно
уклоняться от курса. В этом явлении отчасти повинно неодинаковое давление
колес самолета на землю при разбеге/ обязанное наличию крутящего момента
мотора. Главная же причина состоит в следующем. В момент отрыва хвоста
происходит поворот самолета вокруг его поперечной оси. Этот поворот вызы-
вает жироскопический момент, поворачивающий самолет вокруг его нормаль-
ной оси. Уклонение самолета от курса наблюдается и при фигурных полетах
каждый раз, как самолет поворачивается вокруг своей поперечной оси.
Радикальный способ устранения этих трудностей заключается в установке
на моторе двух концентричных винтов, вращающихся в разные стороны, как
это было впервые сделано на гоночном моторе Фиат AS-6 (см. стр. 46). Такое
устройство почти полностью ликвидирует влияние жироскопического момента
винтов и дает добавочные преимущества: увеличение к. п. д. винтов и умень-
шение их диаметра. Последнее облегчает компановку самолета и позволяет упро-
стить и облегчить шасси, высота которого определяется условием сохранения
достаточного расстояния между концами лопастей винта и землей при разбеге.
Соосное расположение винтов весьма затрудняет расположение механиз-
мов перемены шага, но преимущества соосных винтов настолько велики, что
задача эта, невидимому, будет решена любой ценой.
В последние годы внимание конструкторов привлекает еще одна особенность
работы винта, которая может оказать существенное влияние на конструкцию
мотора. При работе на месте, т. е., например, в начальных стадиях разбега
самолета, к. п. д. винта, рассчитанного на поглощение большой мощности
30
на значительной высоте, резко падает, вследствие чего винт использует лишь
незначительную часть взлетной мощности мотора. Увеличение взлетной мощ-
ности мотора, допускаемое применением кратковременного повышенного над-
дува, таким образом оказывается в значительной мере бесполезным, по край-
ней мере на начальных стадиях разбега. Винт изменяемого шага лишь незна-
чительно улучшает положение. Теория воздушных винтов указывает два ради-
кальные решения: временное увеличение диаметра винта или увеличение числа
его оборотов. Если создание винта переменного диаметра пока представляется
совершенно неосуществимым, то создание двухскоростного редуктора
вполне возможно. Переключая винт при взлете на повышенное число оборотов,
можно, как показывает расчет, существенно сократить длину разбега, повы-
сить скороподъемность и увеличить полезную грузоподъемность самолета,
зависящую, как известно, прежде всего от условий взлета.
Высокотемпературное охлаждение. Туннельные радиаторы
Увеличение скорости, достигающей у современных истребителей 600—•
750 км/час и у скоростных бомбардировщиков 550—600 к.и/час и обещающей
в ближайшие годы возрасти до 800—850 км/час, поставило с небывалой до сего
времени остротой задачу уменьшения воздушного сопротивления мотора и его
охлаждающей установки. Сопротивление хорошо закапотированного двигателя
жидкостного охлаждения невелико, зато сопротивление его радиатора состав-
ляет весьма значительную долю сопротивления современных, «зализанных»
до последней степени скоростных самолетов. По подсчетам Л. Бреге и Р. Де-
вийе1 радиатор двигателя водяного охлаждения со средней температурой
воды 70°, расположенный в свободном воздушном потоке, при скорости полета
450 км/час поглощает не менее 40% эффективной мощности мотора; при ско-
рости 560 км/час эта цифра возрастает до 60%, при скорости 6Ь0 км/час—до 80% 2.
Перспективы применения двигателей водяного охлаждения обычного типа
на скоростных самолетах, как видно, абсолютно безнадежны.
Наиболее простой выход из положения заключается в переходе на высо-
котемпературное охлаждение. Эта мера позволяет увеличить пере-
пад температуры между радиатором и окружающим воздухом и сократить
размеры радиатора. В настоящее время применяются две разновидности вы-
сокотемпературного охлаждения: 1) г л и к олевое охлаждение и 2) водя-
ное охлаждение под давлением. При первом способе в качестве
охлаждающей жидкости применяется этилен-гликоль [С2Н4(ОН)2], кипящий при
197° С, с примесью незначительных количеств воды. Температуру охлаждаю-
щей жидкостй устанавливают в пределах 120—130° С во избежание перегрева
цилиндров, которого тем более следует опасаться, что коэфициент теплоот-
дачи от стенок цилиндров гликолю невелик и теплопереход в охлаждающую
жидкость пониженно сравнению с водяным охлаждением. Последнее обстоятель-
ство, кстати, также способствует некоторому уменьшению размеров радиатора.
Другая разновидность высокотемпературного охлаждения — водяное охла-
ждение под давлением — заключается в том, что в циркуляционном контуре
поддерживают давление 3—к та, при котором температура кипения воды
повышается до 120—130° С. Это позволяет довести температуру охлаждающего
агента до такой же величины как и при гликолевом охлаждении3, но без
1 L. Breguet et R. Devilliers, La technique des radiateurs carenes, «La
Science Aeronautique», 1938.
2 О том, как велико значение воздушного сопротивления охлаждающей установки
двигателя водяного охлаждения, ярко свидетельствуют обстоятельства установления 27 ап-
реля 1939 г. нового абсолютного мирового рекорда скорости (летчик Бендель на самолете
Мессершмитт BF 113 R с мотором Даймлер-Бенц DB-601 1800 л. с.\ Заполнив один
из главных бензиновых баков водой, выключив на зачетном штреке радиатор (туннель-
ный), предоставив воде в рубашках мотора свободно испаряться в атмосферу и ликвидиро-
вав, таким образом, почти полностью воздушное сопротивление охлаждающей установки,
немцы добились скорости 755,14 км)час. Нет надобности добавлять, что такое решение
совершенно неприемлемо для регулярной эксплоатации самолета.
3 В воду обычно добавляют до 30% гликоля в качестве антифриза; повышение темпе-
ратуры кипения от этой меры ничтожно (2—3°).
Орлов—1071—6
81
эксплоатационных затруднений, присущих последнему. Охлаждение стенок
цилиндров при этой системе равномернее и лучше, чем при гликолевом охла-
ждении, опасность коррозии металлических деталей охлаждающей системы
меньше; необходимость транспортировки и создания на аэродромах больших
запасов специальной охлаждающей жидкости отпадает. Система водяного
охлаждения под давлением попутно решает еще одну задачу. Предупреждая
падение температуры кипения с подъемом на высоту, она обеспечивает охлаж-
дение мотора на любой высоте. Зато водяное охлаждение под давлением
предъявляет повышенные требования к герметичности охлаждающей системы
и требует упрочнения и утяжеления радиатора.
При переходе на высокотемпературное охлаждение со средней температу-
рой охлаждающей жидкости 120° затрата мощности на сопротивление радиа-
тора уменьшается примерно вдвое (а если учесть уменьшение теплоотдачи
от двигателя в охлаждающую жидкость — еще больше), но все же остается
непомерно высокой, достигая, например, при скорости полета 650 км[час
~ 40% эффективной мощности двигателя. Переход на высокотемпературное
охлаждение, будучи совершенно обязательным условием применения дви-
гателей жидкостного охлаждения на скоростных самолетах, как видно, сам
по себе отнюдь еще не решает дела. Это только первая половина задачи.
Вторая половина заключается в изменении конструкции и расположения ра-
диатора на самолете с целью уменьшения затраты мощности на охлаждение до
приемлемых величин. Идея поверхностных (крыльевых) радиаторов,
представлявшаяся столь заманчивой на первых порах и осуществленная на
некоторых самолетах, не только гоночных (вроде рекордного гидросамолета
«Макки-Кастольди» с двигателем Фиат AS-6), но и на серийных (например, на
самолете «Ньюпор» R-10, 1933 г.), оказалась совершенно несостоятельной.
Поверхностные радиаторы крайне утяжеляют самолет, усложняют его произ-
водство, обслуживание и ремонт, не поддаются регулировке и в доверше-
ние всего делают самолет абсолютно небоеспособным, так как малейшее*
повреждение водонаполненной обшивки очень быстро выводит самолет из
строя.
Большую часть этих затруднений надеялись устранить переводом двигателя
на испарительное о х л а ж де ние. Поверхностный конденсаторе цирку-
лирующим в нем паром при давлении, равном давлению окружающей
среды, и с небольшим количеством конденсата казался менее чувствитель-
ным к случайным повреждениям, чем поверхностный радиатор. Предпо-
лагалось, что поверхностный конденсатор обладает свойством саморегуляции-
Повышение же температуры охлаждающего агента до 100° по сравнению с
75—80° при водяном охлаждении сулило заметное сокращение охлаждаю-
щей поверхности.
Фирма Роллс-Ройс проделала большую работу над испарительным охла-
ждением, выпустив специальный двигатель испарительного охлаждения «Го-
шоук» 650 л. с. (модификация двигателя водяного охлаждения «Кестрель»).
Надежды, возлагавшиеся на испарительное охлаждение, однако, не оправ-
дались. Требования к герметичности конденсатора оказались едва ли не
столь же строгими, как у водяного радиатора, так как разность давлений,
возникающая в полете на разных участках крыла (например, на нижней
и верхней его поверхностях), вызывала быструю утечку пара при повреж-
дении конденсатора (особенно при сквозном пробое крыла). Очень затруд-
нительным оказалось обеспечить отсос конденсата при маневренном полете.
Этот недостаток оказался тем более чувствительным, что количество воды,,
циркулирующей в системе испарительного охлаждения, сравнительно очень
невелико, и перерыв питания рубашек мотора конденсатом грозит тяжелыми
последствиями. Крыльевые конденсаторы оказались столь же мало застрахо-
ванными от замерзания воды, как и водяные радиаторы.
Опыты над испарительным охлаждением были повсеместно свернуты и авиа-
моторостроению пришлось искать иных способов уменьшения воздушного со-
противления охлаждающей установки.
32
Были испробованы выдвижные радиаторы. В основе их лежат сле-
дующие соображения. Поверхность зафиксированного (не выдвижного) радиа-
тора выбирается по наихудшим, встречающимся на практике условиям — по
режиму взлета в летнее время. На всех остальных режимах, например, на
режиме максимальной скорости, поверхность радиатора оказывается избыточ-
ной, и вход в радиатор, во избежание переохлаждения мотора, приходится
прикрывать. Затрата мощности на сопротивление радиатора при этом уве-
личивается, иногда в 7 — 8 раз по сравнению с затратой мощности на
режиме взлета. Если сделать радиатор выдвижным и выставлять в воз-
душный поток большую или меньшую поверхность радиатора в зависи-
мости от скорости и высоты полета, то можно свести затрату на охлаждение
к строго необходимому на каждом данном режиме минимуму и, таким обра-
зом, значительно сократить потери на охлаждение на режиме горизонталь-
ного полета. Выдвижные радиаторы, однако, не свободны от основного недо-
статка всех расположенных в свободном воздушном потоке радиаторов — чрез-
мерно высокого коэфициента лобового сопротивления.
Выход был найден в туннельных радиаторах. Туннельные
радиаторы основаны на том же принципе, который с таким успехом был зна-
чительно раньше применен для уменьшения сопротивления звездообразных
двигателей воздушного охлаждения при помощи кольцевых капотов. При этом
устройстве радиатор заключают в туннель, расположенный под моторной гон-
долой, за мотором, или скрытый в фюзеляже. Перед радиатором располагают
расширяющийся насадок — диффузор, в котором скорость воздуха умень-
шается в 5—10 раз по сравнению со скоростью полета: воздух омывает охлаждаю-
щие элементы радиатора с умеренной скоростью, вследствие чего потери на
воздушное сопротивление, пропорциональные квадрату скорости, резко снижа-
ются. Пройдя радиатор, воздух поступает в суживающийся насадок (конфузор),
где расширяется, приобретая скорость, близкую к скорости полета. Падение
теплоперехода вследствие уменьшения скорости воздуха в радиаторе в извест-
ной мере компенсируется увеличением плотности воздуха в результате сжатия
в диффузоре. Несмотря на это, приходится значительно развивать охлаждаю-
щую поверхность радиатора. Увеличение поверхности радиатора, вызывающее
прямо пропорциональное ему увеличение воздушных потерь, отчасти уничто-
жает выгоду от уменьшения скорости воздуха, но общий выигрыш получается
все же очень значительным. Вес туннельного радиатора получается больше,
чем вес обыкновенного радиатора. Однако это обстоятельство не имеет большого
значения, так как затрата мощности на несение радиатора у современных ско-
ростных самолетов с их высоким качеством очень невелика и во всяком случае
во много раз меньше затрат на преодоление воздушного сопротивления ра-
диатора. Неприятнее возрастание габаритов радиаторов, которое у туннельных
радиаторов, частично расположенных в свободном воздушном потоке, сопро-
вождается увеличением подвергающейся обдуву поверхности и возрастанием
внешних потерь на трение. Эти потери при известных условиях могут
скрасть выигрыш от уменьшения скорости воздуха внутри туннеля.
Теория туннельных радиаторов, обстоятельно разработанная Мередитом
в Англии, Бреге и Девийе во Франции и другими, позволяет найти оптималь-
ные режимы и размерности туннельных радиаторов. Вместе с тем, интенсивно
ведущиеся rib всех странах исследования потерь в каналах, в особенности по-
терь в диффузорах, составляющих главную часть потерь в туннельном радиа-
торе, позволили разработать рациональные формы туннеля и конструкции диф-
фузоров, которые при малой длине и при углах раствора до 60° работают
с к. п. д. до 0,85—0,9. Все это, вместе взятое, позволило добиться исключи-
тельных результатов. При рациональной конструкции туннельного радиатора
затрата на охлаждение двигателя гликолевого охлаждения (включая затрату
на несение радиатора) при скорости полета 600 км/час составляет только 2%
эффективной мощности мотора. При известных условиях эта затрата может
быть сведена к нулю. Более того, радиатор может стать источником полезной
тяговой силы.
83
Использование тепла охлаждения и выхлопа
Область использования радиатора для создания тяги смыкается с областью
воздушно-реактивных двигателей. В 1913 г. Ренэ Лорэн на страницах журнала
L’Aerophile опубликовал схему
воздушно - реактивного двига-
теля непрерывного действия.
В предложенном Лорэном аппа-
рате (фиг. 37а) встречная воз-
душная струя поступает в диф-
фузор, форма которого зави-
сит от скорости перемещения
вид расширяющегося насадка.
Фиг. 37а. Схема воздушно-реактивного
двигателя Лорэна.
аппарата и при дозвуковых скоростях имеет
В диффузоре воздух приобретает повышенное давление и поступает в камеру
сгорания, куда непрерывно вводится горючее, сгорающее в атмосфере сжатого
воздуха и повышающее его внутреннюю энергию. Продукты сгорания выходят
наружу через суживающийся насадок (конфузор) со скоростью, превышаюхДей
скорость окружающего воздушного потока, и вследствие этого создают тягу,
вызывающую перемещение аппарата в воздухе. Теория подобного воздушно-
реактивного двигателя непрерывного действия, обстоятельно разработанная
Стечкиным, Крокко, Руа и другими, показала, что к. п. д. цикла, происходя-
щего в подобном аппарате (цикла Брайтона), зависит, главным образом, от
осуществляемого в диффузоре эффективного перепада давления, который
в свою очередь при заданном к. п. д. диффузора зависит от скорости переме-
щения аппарата, резко возрастая с возрастанием последнего.
Идеи Лорэна получили в конструкции туннельных радиаторов частичное
осуществление. Англичанин Мередит, работая над туннельными радиаторами,
обратил внимание на то, что радиатор, расположенный в туннеле между
диффузором и конфузором и отдающий тепло воздушному потоку, представ-
ляет собой в сущности не что иное, как реактивный двигатель. Прирост энер-
гии воздуха в результате нагрева при прохождении через соты радиатора
не только уменьшает потерю на трение в канале и сотах, но может при извест-
ных обстоятельствах полностью компенсировать эту потерю и даже создать
тягу, превратив подобный радиатор в тело с «отрицательным аэродинамиче-
ским сопротивлением».
Опыт показывает, что тепло, отдаваемое радиатором, эквивалентное
Фиг. 376. Схема реактивного выхлопа с охлаждением патрубков
встречным воздухом.
а—контур фюзеляжа, б—выхлопной коллектор, в—охлаждающий кожух,
г—вход воздуха в охлаждающий кожух, д—реактивные патрубки.
50—60% эффективной мощности двигателя, в обычных условиях все же
не компенсирует сопротивления туннельной установки в целом. Если
подвергнуть такому же циклу тепло выхлопа, эквивалентное 200—250%
эффективной мощности двигателя, то даже при скоростях 500—550 км/час
можно получить ощутимый выигрыш в тяге, сопровождающийся повышением
скорости самолета на 30—50 км/час. Используя бесполезно теряющееся
84
в обычных условиях тепло выхлопа, а также способствуя достижению горю-
чих компонентов продуктов сгорания, это устройство не только повышает
эффективную тяговую мощность двигателя, но и улучшает теплоиспользование
и снижает удельный расход горючего. В настоящее время применяют наиболее
простое решение: выхлопные патрубки направляют в сторону, противопо-
ложную направлению полета, и придают им суживающуюся форму (фиг. 376),
повышая скорость выхода продуктов сгорания до величины, обеспечивающей
создание тяги (реактивный выхлоп). Система: «воздухозаборный
патрубок — цилиндры двигателя — реактивные патрубки» вполне тождест-
венна схеме воздушно-реактивного двигателя с тем отличием, что воздух
перед сообщением тепла сжимается не только динамически, но и механически —
поршнями двигателя — и что наиболее значительная доля тепла, вводимого
с топливом в процесс, преобразуется в энергию тяги механической системой:
«кривошипно-шатунный механизм — винт», и лишь незначительная доля —
при помощи реакции газовой струи. Отношение обоих доль легко регулиро-
вать изменением скорости выхлопа; с увеличением скорости выхлопа реактив-
ная тяга увеличивается, но одновременно уменьшается тяга винта в резуль-
тате увеличения противодавления на выхлопе мотора. Для каждой скорости
полета можно найти оптимальную скорость выхлопа [43], при которой сумма
обеих доль полезно использованного тепла максимальна. Так как к. п. д.
воздушно-реактцвного аппарата пропорционален квадрату скорости полета,
а к. п. д. винта обнаруживает тенденцию к понижению с возрастанием ско-
рости полета, то по мере увеличения скорости полета становится все более
выгодным усиливать реактивную тягу, поступаясь тягой винта и все более
приближая систему к схеме чистого реактивного двигателя.
Реактивные патрубки сейчас установлены на всех наиболее быстроходных
самолетах.
Скоростной наддув
Повышением тяговой мощности двигателя не исчерпываются выгоды, ко-
торые можно извлечь из скоростного полета. Повышенный скоростной напор
встречной воздушной струи может быть легко использован для увеличения
давления перед карбюратором и для увеличения высотности двигателя. Скоро-
стнойнаддув, как назвали этот способ повышения давления на всасывании,
появился почти сам собой. Отверстия воздухозаборных патрубков всегда выво-
дятся навстречу воздушному потоку. При испытании скоростных самолетов
с нагнетательными моторами было обнаружено заметное повышение расчет-
ной высоты по сравнению с тихоходными самолетами с теми же моторами.
Оказалось, что часть скоростной энергии воздуха у входа в воздухозаборный
патрубок превращалась в энергию давления, обеспечивающую дополнительный
наддув. После этого оставалось только придать воздухозаборному патрубку
рациональный профиль для того, чтобы свести к минимуму потери при пре-
образовании кинетической энергии. С увеличением скорости полета скоростной
наддув начинает играть очень заметную роль. При скорости полета 650 км/час
скоростной наддув увеличивает высотность мотора примерно на 1500 м.
Охлаждение при высоких скоростях полета
Открывая неизвестные до сих пор источники повышения мощности, эконо-
мичности и высотности мотора, скоростной полет вместе с тем несет с собой
ряд затруднений. О главнейшем затруднении — возрастании воздушного со-
противления моторной установки с повышением скорости полета — мы уже
говорили. Высокая скорость полета, кроме того, ухудшает охлаждение двига-
телей. Частицы воздуха, обтекающие твердую поверхность, в пограничном
слое затормаживаются, почти полностью останавливаясь у поверхности; при
этом кинетическая энергия частиц воздуха адиабатически превращается
в тепло, повышающее температуру пограничного слоя. Пока кинетическая
энергия частиц воздуха невелика, повышение температуры незначительно.
85
Однако, начиная уже со скоростей 500—550 км/час, температура адиабатиче-
ского торможения, возрастающая пропорционально квадрату скорости, при-
обретает довольно значительную величину и заметно уменьшает эффективную
разность температур между охлаждаемой поверхностью и воздухом. При скоро-
сти 550 км/час температура адиабатического торможения достигает примерно
10°, при скорости 720 км/час она возрастает до 20°. Если разность температур
охлаждаемого тела и воздуха невелика, как например, при водяном охлажде-
нии летом на уровне земли, то подобное повышение температуры значительно
ухудшает охлаждение. При температуре радиатора 70° и средней температуре
воздуха в сотах радиатора 30° температура адиабатического торможения сни-
жает эффективный перепад с 70 — 30 =40° до 70 — (30 -}- 20) = 20°, т. е. вдвое.
Это требует увеличения на такую же величину поверхности радиатора. Устра-
нить нагревание поверхности уменьшением скорости воздушного потока,
например при помощи диффузора, разумеется, невозможно по той причине,
что температура адиабатического торможения совершенно не зависит от того,
где останавливается воздух — в диффузоре или в пограничном слое.
На охлаждение двигателей воздушного охлаждения с их высоким темпера-
турным перепадом между стенками и воздухом адиабатическое торможение
влияет мало.
Воздушное и жидкостное охлаждение
Применение туннельных радиаторов обеспечило резкое повышение скоро-
стей полета и внесло весьма существенные изменения в тенденции моторострое-
ния. До появления туннельных радиаторов двигатели воздушного охлаждения
медленно, но неуклонно вытесняли двигатели жидкостного охлаждения во всех
категориях мощностей, вплоть до самых больших, и на всех классах самоле-
тов, вплоть до самых быстроходных. Не говоря уже о Соединенных штатах,
где двигатели воздушного охлаждения заняли совершенно монопольное поло-
жение, они завоевали сильные позиции и в европейских странах. Достаточно
указать на следующий характерный факт. При разработке в 1934 г. плана
мобилизации английской авиамоторостроительной промышленности на случай
войны —известного «плана смежников» (Shadow-scheme) — в качестве главного
объекта производства по единодушному требованию самолетных конструк-
торов был избран двигатель воздушного охлаждения Бристоль «Меркур»,
а в дополнение к нему — двигатель Бристоль «Пегас», также воздушного
охлаждения.
Страна, первая отказавшаяся от двигателей жидкостного охлаждения,
стала ареной их эффектного возрождения. Американская фирма Аллисон,
в течение долгого времени исподволь работавшая над V-образным 12-цилинд-
ровым двигателем гликолевого охлаждения, (в 1938 г. довела его до вполне
работоспособного состояния. Первые полеты на этом моторе с туннельными
радиаторами показали исключительную эффективность схемы туннельного
охлаждения. Под новый мотор была немедленно запроектирована целая груп-
па скоростных самолетов, среди которых наиболее удачными оказались истре-
бители Кертис Р-37 и Х-Р40, Белл «Эракуда», Локхид ХР-38 и ХР-39.
Опубликование в первой половине 1939 г. данных этих самолетов произвело
впечатление разорвавшейся бомбы. Максимальная скорость этих самолетов
на высоте 5000—6000 м оказалась равной примерно 650 км/час, т. е._ на
100—150 км/час превышала максимальную скорость лучших европейских
истребителей того времени. Самое же интересное, пожалуй, заключалось в
следующем. Американские конструкторы в один голос заявили, что нечего и
думать достичь таких высоких скоростей с современными двигателями воз-
душного охлаждения.
Значит ли это, что старая, как само моторостроение, тяжба между двига-
телями жидкостного и воздушного охлаждения завершается окончательной
победой первых?
Выводить такое заключение было бы крайне близоруким. Последовательное
применение принципа туннельного охлаждения к двигателям воздушного
86
охлаждения, включая и использование энергии выхлопа, дает эффект не мень-
ший, а больший, чем у двигателей жидкостного охлаждения, по той причине,
что температура оребрения цилиндров двигателей воздушного охлаждения
•значительно больше температуры радиаторов жидкостного охлаждения, вслед-
ствие чего при одинаковой скорости обдува теплорассеивающая поверхность
а, следовательно, и затрата мощности на охлаждение у первых может быть зна-
чительно меньше, чем у вторых. Подсчет показывает, что двигатели воздуш-
ного охлаждения с этой стороны настолько же выгоднее двигателей гликоле-
вого охлаждения, насколько последние выгоднее двигателей водяного охлажде-
ния. Правда, этот путь требует увеличения поверхности охлаждающих
*ребер,- — поверхности, которая по распространенному мнению близка к пре-
делу возможного. Что это мнение не обосновано, показывают, например,
недавние работы NACA над цилиндрами воздушного охлаждения. Отказав-
шись от обычных способов изготовления ребер отливкой или фрезерованием,
работники NACA крепят к головке ребра из листового металла на расстоя-
нии около 2 мм друг от друга (фиг. 262а, стр. 332). Поверхность оребрения
таких цилиндров примерно в шесть раз больше, чем у цилиндров обычной
конструкции. Это позволяет очень сильно уменьшить скорость обдува и сокра-
тить потери собственно на охлаждение. Остается устранить паразитные по-
тери — на интерференцию, внешнее трение, удары на входе в капот и т. д.
Эта задача будет решена применением удлиненных валов, мноЛщилиндровых
двигателей воздушного охлаждения, в виде многорядных (четырех- или
шестирядных) звезд с габаритом, не превышающим габарита равномощных
двигателей жидкостного охлаждения. Малые размеры этих двигателей позво-
ляют придать фюзеляжу самолета наиболее выгодную с аэродинамической
точки зрения сигарообразную форму и сократить до минимума потери на
интерференцию и внешние потери. Уже сейчас в технике капотирования дви-
гателей воздушного охлаждения наблюдаются решительные сдвиги. Двига-
тели полностью заключают в капоты. Воздух подводят к цилиндрам двига-
теля через выдвижной воздухозаборный патрубок, расположенный в нижней
части капота, или через узкую кольцевую щель .вокруг обтекателя втулки
винта. Аэродинамически такая моторная установка ничем не отличается от
установки двигателей жидкостного охлаждения: тот же малый мидель, тот же
заостренный носок. Скорость самолетов с такими моторами (например истре-
битель Вэлти «Вэнгард», двигатель «Дабл Уосп» с удлиненным носком)
вплотную приближается к скорости наилучщих самолетов с двигателями
жидкостного охлаждения.
Если принять во внимание общеизвестные преимущества двигателей воз-
душного охлаждения: большую, чем у двигателей жидкостного охлаждения
«живучесть» при пулевых попаданиях, малый вес моторной установки, про-
стоту и надежность эксплоатации и т. д., то станет ясным, что двигатели воз-
душного охлаждения далеко еще не сказали последнего слова.
Скорее всего двигатели жидкостного и воздушного охлаждения будут су-
ществовать параллельно друг другу. Каждый из этих типов найдет свою область
применения. Двигатель жидкостного охлаждения при всех условиях сохранит
свое преимущество, заключающееся в возможности его охлаждения на очень
больших высотах. Двигатели жидкостного охлаждения будут применяться,
главным образом, для средних и тяжелых скоростных самолетов и для субстра-
чосферных полетов. Малогабаритные же двигатели воздушного охлаждения
найдут широкое применение для наиболее легких и быстроходных истребитель-
ных самолетов.
87
Литература
1. Nutt A., European Aviation Engines, «Л SAE», 1937, v. 41, No. 1-
2. Precoul M., Les moteurs d’aviation modernes, «Gen. Civ.», 1937, 24/VII, n° 4—5.
3. Wilkinson P. H., Military Aircraft Engines in Germany, «Av». (N. Y-), 1938,
v. 37, No. 5.
4. Инбер П. M., Авиация и авиапромышленность капиталистических стран, «Плат
Хоз-во», 1938, № 4.
5. В е л и ж е в А. А., Авиапромышленность США, Англии и Франции, ОНТИ, 1934.
6. В е л и ж е в А. А., Авиапромышленность Германии, Италии, Японии, Польши и
других капиталистических стран, ОНТИ, 1937.
7. ВелижевА. А., Британское авиационное моторостроение, Оборонгиз, 1939.
8. В a n k s F. В., Some Problems of Modern High-Duty Aero-Engines and Their Fuels,
«Л. Inst. Petr. Techn.», 1937, v. 23, No. 160.
9. Rougeron C., Quel sera le moteur d’avion de demain? «Sc. et la Vie.», 1938, IX.
10. G о s s 1 a u F., Flugmotoren, Stand u. kiinftige Entwicklung, «Z. VDI», 1938, 19/III,
Bd 82, Nr. 12-
11. V о h r e r E., Der Weg zum Hochleistungflugmotoren, «Luftwiss.», 1938, X, Bd 5, Nr. 10.
12. T а у 1 о г C-, Next Five Jears in Spark-Ignition Aviation Engines, «Л Aer. Sc», 1937,
v. 4, No- 3.
13. A n a s t a s i, Motori d’alta quota: meccanica e raffredamento, «L’Aerotecnica», 1935,
v. XV, n. 9—10.
14. V e r d u r a n d, Etude du fonction, en tant que moteur a reaction, du capotage de
deflecteurs d’un moteur, refroidi par Pair, «L’Aer.», 1938, V, n° 228.
15. Sylvestre, Les recents perfectionnements de refroidissement par liquide, «L’Air»,
1938, 20/IV, № n° 443.
16. Knott E., Multi-Stage Boost Controls, «Flight», 1937, 30/IX, v. XXXII.
17. M e a d G., Aircraft Powerplant Trends, «Л SAE», 1937, v. 41, No. 4.
18. Loist K., Probleme des Abgasturbinenbaues, «Luftfahrtforsch.», 1938, 10/X, Bd 15,
Nr. 10—11.
19. О p л о в П. И., О моторных установках при высоких скоростях полета, «ТВФ»,
1937, № 1.
20. Орлов П. И., Жидкостное охлаждение моторов на большой высоте, «ТВФ», 1936, № 12.
21. О р л о в П. И., Моторы воздушного охлаждения в скоростной и высотной авиации,
«ТВФ», 1937, № 7.
22. Breg'uetL. et DevilliersR., La technique des radiateurs carenes, «La Sc..
Aer.», 1938.
23. Meredith T. W., Cooling of Aircraft Engines, ARC R. M- No- 1683, 1935.
24. Wood, Liquid-cooled Aero-Engine, «Л SAE», 1936, No. 7.
25. S h e у a. Rollin, The Effect of Increases of Carburetor Pressure on Engine Per-
formance at Several Compession Ratios, Rep. NACA, No- 404, 1931.
26. Young, Air-cooled Radial Aircraft Engine Performance Possibilities,*JI SAE», 1936, No- 6.
27. H i v e s E. W. a. S m i t h F. L., High-Output Aircraft Engine, Pap., Pres, at the
SAE World Aut. Eng. Congr., 25/V, 1937.
28. Lehr G., Architecture et metallurgie du moteur d’aviation, «Journees Techn. InL
de I’Aer.», 1936, 23—27/XI. 1936, Paris.
29. Taylor E. S., Design Limitations of Aircraft Engines, SAE Meet., June 17—22, 1934.
30. T а у 1 о r E. S., Propeller Limitations on Aircraft Engine Design, «Л Aer. Sc.», 1935».
v. 2, No. 4.
31. The Compression-Ignition Engine for Aircraft, «Oil Engine», 1937, v. 4, No. 47.
32. The Compression-Ignition Aero-Engines, «Eng-г», 1937, CLXIII, No- 4235.
33. T h i e m a n n A. E., Der gegenwartige Stand der Dieselflugmotoren, «ATZ», 1938».
40/IX, Nr. 21.
34. К euloy an L., Quelques Notes sur les resultats, obtenus a ce jour avec le moteur
a huile lourde pour avions, «L’Aer.», 1938, VI, n° 229.
35. К euloy a n L., Sleeve-Valve Aero-Engine, «Mach-у» (L), 1939, 16/11, No. 375.
36. F e d d e n A. H. R., The Development of the Monosleeve-Valve for Aero-Engines»
«Л Inst. Aut. Eng.», 1939, v. VII, No- 5.
37. В i e d e I, Drehschiebergesteuerte Verbrennungkraftmaschinen, «ATZ», 1938, Bd.41, Nr. 13.
38. Ensor G., The Single-Sleeve Valve, «Aut. Eng-r», 1928, v. XVIII, No. 239—241.
39. Bristol Sleeve-Valve Engines, «Aircr. Eng-g,» 1937, v. VIII—IX, No- 102-
4 0. Progress with Bristol Sleeve-Valve Engines, «Bristol Review», 1935, No. 11.
41. Поликовский В. И., Фролов Ф. С., Королев П. П., Высотные-
характеристики авиационных моторов в условиях полета, Труды ЦАГИ, № 347, 1938.
42. Поликовский В. И., Кочетков В. А., КнипсА. Е., Исследование
скоростного наддува авиационных моторов в полете, Труды ЦАГИ, № 376, 1939.
43. Поликовский В. И., Определение оптимальной скорости выхода выхлопных
газов для скоростного самолета, Труды ЦАГИ, № 430, 1939. >
44. Hives Е. W., Smith F. L., High-Output Aircraft Engines, «Л SAE», March
1940, vol. 46, No. 3.
III. АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ. ТЕРМИНОЛОГИЯ
Фиг. 38. Схема кривошип-
но-шатунного механизма.
Авиационные двигатели представляют собой разновидность поршневых
двигателей внутреннего сгорания. Источником энергии у двигателей этого
рода является тепло, заключенное в топливе и освобождающееся при сгора-
нии топлива. Топливо вводится вместе с необходимым для его сгорания возду-
хом в цилиндр двигателя, снабженный подвижным
поршнем, который сочленен при помощи шатуна с
кривошипом (мотылем) коленчатого вала (фиг. 38).
Посредством шатунно-кривошипного механизма
прямолинейное движение поршня в цилиндре
преобразуется во вращательное движение колен-
чатого вала. Коленчатый вал, вращаясь, в свою
очередь заставляет поршень передвигаться в ци-
линдре поступательно-возвратно между двумя край-
ними положениями, одно из которых, наиболее уда-
ленное от оси коленчатого вала, называется верхней'
мертвой точкой (сокращенно ВМТ), а второе —
наиболее близкое к коленчатому валу, называется
нижней мертвой точкой (сокращенно НМТ) (фиг.
38). Расстояние, проходимое поршнем при движе-
нии между мертвыми точками, называется ходом
поршня и обозначается знаком 8. Ход поршня
равен двойному радиусу кривошипа -8 — 2В. Ход
совершается при повороте кривошипа на 180°.
За один полный оборот кривошипа поршень делает
два хода.
Для наиболее эффективного использования тепла,
заключенного в топливе, воздух перед сгоранием
топлива должен быть сжат. Воздух сжимается хо-
дом поршня от НМТ к ВМТ. Сгорание происхо-
дит около ВМТ. Тепло, выделяющееся при сгора-
нии, повышает температуру и давление в цилиндре.
Под действием повышенного давления поршень
перемещается в цилиндре, вращая коленчатый вал
расширения газообразных продуктов сгорания.
Превращение тепла в механическую работу в цилиндре поршневого дви-
гателя представляет собой периодический процесс, в противоположность,
например турбинным двигателям, у которых тепло превращается в работу
непрерывно. Топливо вводится в цилиндр отдельными порциями. После исполь-
зования тепловой энергии одной порции двигатель совершает ряд вспомога-
тельных операций, имеющих целью подготовить использование следующей
порции топлива. Эти операции заключаются в очистке цилиндра от газообраз-
ных продуктов сгорания, отдавших свою энергию коленчатому валу двигателя,
во введении в цилиндр свежего воздуха и новой порции топлива и в сжатии
воздуха перед сгоранием этой порции топлива.
Совокупность всех операций, представляющих собой замкнутый круговой
процесс, по завершении которого начинается следующий процесс, аналогичный
и передавая ему работу
89
предыдущему, называется рабочим циклом или рабочим про-
цессом двигателя.
Часть рабочего процесса, приходящаяся на один ход поршня, называется
тактом. Двигатели, у которых полный рабочий процесс завершается в те-
чение четырех ходов поршня или в течение двух оборотов коленчатого вала, на-
зываются четырехтактными. Двухтактными называются
двигатели, у которых рабочий цикл завершается в течение двух ходов поршня
или в течение одного оборота коленчатого вала.
ДВИГАТЕЛИ ЛЕГКОГО И ТЯЖЕЛОГО ТОПЛИВА
По характеру рабочего процесса двигатели внутреннего сгорания разде-
ляются на две группы. У одних двигателей топливо поступает в цилиндр вместе
со свежим воздухом в парообразном или тонко распыленном состоянии в виде
топливо-воздушной смеси, приготовляемой обычно в особом приборе, назы-
ваемом карбюратором. Топливо-воздушная смесь сжимается поршнем, около
ВМТ поджигается при помощи электрической искры и сгорает в очень
короткий промежуток времени. Двигатели этого типа работают на легко ис-
паряющихся и образующих с воздухом горючую смесь легких погонах нефти,
вроде бензина, или на иных летучих углеводородных топливах, и потому ча-
сто называются двигателями легкого топлива, или бензиновыми двигателями.
По способу приготовления топливо-воздушной смеси их называют карбюра-
торными двигателями, по способу воспламенения топлива— двигателями
с электрическим запалом. Так как рабочий цикл этих двигателей благодаря
быстрому сгоранию топлива ближе всего подходит к идеальному циклу Отто,
в котором сообщение тепла происходит мгновенно, при неизменном объеме,
то их иногда называют двигателями, работающими по циклу Отто, двигате-
лями со сгоранием при постоянном объеме или, наконец, двигателями быст-
рого сгорания.
У двигателей второй группы в цилиндр вводится не топливо-воздушная
смесь, а чистый воздух, который сильно сжимается, приобретая вследствие
сжатия высокую температуру. У ВМТ в цилиндр впрыскивается жидкое
топливо, которое, попадая в среду нагретого сжатием воздуха, самовоспламе-
няется и сгорает. Благодаря более высокой температуре среды, в которой
происходит сгорание, двигатели этого типа могут работать на значительно ме-
нее летучих топливах, чем первые, и часто называются поэтому двигателями
тяжелого топлива. Название нефтяные двигатели, привившееся для стационар-
ных двигателей этого типа, в авиации неприменимо, так как авиационные
двигатели этого типа работают на сравнительно легких погонах нефти, вроде
лигроинов и соляровых масел. По способу зажигания топлива эти двигатели
называют двигателями с воспламенением от сжатия, по способу введения го-
рючего — двигателями со впрыском топлива. У стационарных двигателей
этого рода, являющихся родоначальниками авиационных двигателей, рабочий
процесс близок к идеальному циклу Дизеля с постепенным сообщением тепла
при постоянном давлении, что дает повод иногда называть авиационные дви-
гатели этого типа авиационными дизелями, или двигателями со сгоранием
при постоянном объеме, или, наконец, двигателями с медленным сгоранием.
У авиационных двигателей с воспламенением от сжатия рабочий процесс
приближается к смешанному циклу Саббатэ, в котором тепло сообщается от-
части при постоянном объеме, отчасти при постоянном давлении, а у наиболее
быстроходных двигателей рабочий процесс напоминает идеальный цикл Отто.
Наиболее рационально разделение двигателей по способу зажигания на дви-
гатели с электрическим запалом и на двигатели с воспламенением от сжатия
или по роду применяемого топлива — на двигатели легкого и тяжелого топ-
лива. Первой классификацией охотно пользуются за границей, например,
в Англии и США. У нас преимущественно пользуются второй классификацией,
которая обладает тем достоинством, что выразительнее характеризует эксплоа-
тационные особенности обоих типов двигателей. Эту классификацию мы и бу-
дем применять, называя карбюраторные двигатели с электрическим запалом
90
„двигателями легкого топлива, а двигатели со впрыском
горючего и с воспламенением от сжатия — двигателями тяжелого
топлива.
Подавляющее большинство находящихся в эксплоатации авиационных
двигателей является четырехтактными двигателями легкого топлива. Этим
двигателям и посвящена основная часть настоящего курса.
КЛАССИФИКАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ ПО СПОСОБУ ОХЛАЖДЕНИЯ
При сгорании топлива в цилиндре выделяется большое количество тепла,
которое нагревает стенки цилиндра и поршня. Во избежание чрезмерного
повышения температуры этих деталей двигатель охлаждают. По способу охла-
ждения двигатели разделяются на две основные категории — двигатели жидко-
стного и во здушного охлаждения. В первом случае цилиндр двигателя
окружается рубашкой, в которой циркулирует вода или иная охлаждающая
жидкость, например, этилен-гликоль. Тепло, отнятое охлаждающей жидкостью
от стенок цилиндра, отдается встречному воздушному потоку при помощи
охладительного аппарата-радиатора. При воздушном охлаждении наружная
поверхность цилиндра снабжается ребрами и подвергается обдуву встречным
воздушным потоком. В противоположность жидкостному охлаждению, при
котором передача тепла окружающему воздуху происходит через посредство
промежуточной жидкости, воздушное охлаждение можно назвать непосред-
ственным или прямым охлаждением.
Иногда наиболее нагретую верхнюю часть цилиндра (головка) охлаждают
жидкостью, а относительно более холодный стакан цилиндра — воздушным
потоком. Эта система охлаждения называется смешанной.
РАБОЧИЙ ОБЪЕМ. СТЕПЕНЬ СЖАТИЯ- СРЕДНЯЯ СКОРОСТЬ ПОРШНЯ
На фиг. 39 изображен цилиндр четырехтактного двигателя легкого топлива.
Объем, описываемый поршнем при движении от ВМТ к НМТ и, наоборот, назы-
вается рабочим объемом цилиндра и обозначается символом Г/г. Ра-
юочии объем равен произведению площади поршня-^- на ход поршня о:
kD2 с
Vh = — О •
Совокупность величин S, D, определяющих рабочий объем цилиндра,
часто называют размерностью двигателя.
Рабочий объем двигателя Vh равен сумме рабочих объемов его цилиндров:
= ivh=i ,
где i — число цилиндров двигателя. Чаще всего рабочий объем измеряется
в литрах и называется в таком случае литражем. Пространство цилиндра,
ограничиваемое поршнем при его положении в ВМТ, называется камерой
•сжатия или камерой сгорания и обозначается символом vc. Отношение
Vh + Ус _ Vh
Vc ' Vc’
играющее очень большую роль в теории двигателя внутреннего сгорания, на-
зывается степенью сжатия и обозначается символом г. Чем выше степень
сжатия, тем лучше теплоиспользование в двигателе и тем экономичнее работает
двигатель. У современных авиационных двигателей степень сжатия колеб-
лется в пределах 5,5—8,5.
Одной из главных характеристик двигателя является средняя скорость
поршня. Если двигатель делает п об/мин или ~ об/сек, то каждый оборот за-
вершается в — сек. Так как за каждый оборот поршень делает два хода, то
91
Фиг. 39. Схема цилиндра двигателя внутреннего сгорания.
92
продолжительность одного хода в два раза меньше и равна — сек. Средней
скоростью поршня называется частное от деления хода поршня S на продолжи-
30 г. -
тельность хода —. Эта величина обозначается символом vp и выражается
обычно-в м/сек\
vp м/сек = (1)
Величина средней скорости поршня играет очень большую роль в теории
конструирования авиационных двигателей. Для геометрически подобных дви-
гателей величина vp определяет динамическую нагрузку деталей двигателя,
Фиг. 41. Отношение S/D двигателей выпуска 1937—1939 гг.
На фиг. 40 изображена по литражу моторов средняя скорость поршня (на
номинальном режиме) авиационных двигателей выпуска 1937—1939 гг., от-
дельно для форсированных наддувом и оборотами редукторных двигателей
(черные точки) и для маломощных безредукторных двигателей. Для первых
средняя скорость поршня довольно постоянна и колеблется в пределах 10—
14,7 м/сек, в среднем будучи равна 12,3 м/сек. Для вторых средняя скорость
поршня заключена в пределах 6,7—11,6 м/сек и в среднем равна 9 м/сек.
Другой основной характеристикой двигателя является отношение хода
к диаметру й = 8/D. Фиг. 41 изображает по литражу моторов отношение 8/1)
у двигателей выпуска 1937—1939 гг. Как видно, оно колеблется в довольно
узких пределах, начиная от 0,88 и кончая 1,33. Среднее значение S/D у
двигателей 1937—1939 гг. 1,1. Двигатели с S/D < 1 называют короткоход-
9.
ними двигателями, с S/D > 1 — длинноходными; двигатели с S/D — 1 иногда
называют «квадратными».
Уменьшение отношения S/D благоприятно действует на динамику двигателя
и позволяет при прочих равных условиях повысить число оборотов без уве-
личения динамических нагрузок и скорости смеси в клапанах. Короткоходные
двигатели обладают меньшими поперечными габаритами. Недостатками малого
S/D является утяжеление двигателя, возрастание его длины и плоская форма
камеры сгорания, ухудшающая теплоиспользование в двигателе.
Наполнение цилиндра (или весовой заряд цилиндра) зависит от величины
гидравлических сопротивлений во всасывающей системе. Величина послед-
них определяется конфигурацией всасывающих каналов, плотностью смеси
и в сильной степени — скоростью движения топливо-воздушной смеси.
Величину гидравлических потерь часто характеризуют условной величи-
ной средней скорости смеси vCM в горловине (т. е. в самом узком сечении) всасы-
вающего канала (фиг. 42), определяемой из условия неразрывности потока:
b Vp = ifvCM,
откуда
d
Фиг. 42. К определению
средней скорости смеси в
горловине клапана.
где vp —' средняя скорость поршня в MfceK',
F и 1) — площадь и диаметр поршня;
f и d — площадь сечения и диаметр горловины всасывающего канала
(наименьший диаметр головки клапана, фиг. 42);
i — число всасывающих клапанов на цилиндр.
Средняя скорость смеси у современных двигателей со всасыванием из ат-
мосферы составляет 45—55 м/сек. Превышение этой величины сильно увеличи-
вает гидравлические сопротивления и ухудшает
наполнение цилиндра, в результате чего страдает
мощность двигателя. У двигателей с наддувом сред-
няя скорость смеси достигает 60—90 mJ сек.
ОРГАНЫ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ. ФАЗЫ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ
Открытие и закрытие всасывающих и выхлоп-
ных клапанов строго согласовано с перемещением
поршня. Движением клапанов управляет распре-
делительный механизм двигателя, называемый
иногда сокращенно распределение м1.
Фазами распределения называется продолжитель-
ность открытия (подъема) клапанов в градусах по-
ворота коленчатого вала и расположение начальной
и конечной точки подъема относительно ВМТ и
НМТ.
Наиболее выгодные фазы распределения зави-
сят от конструктивных особенностей, главным обра-
зом от быстроходности двигателя. Опытом найдено,
что наполнение цилиндра ^улучшается, если всасывающий клапан открывается
до ВМТ за 10—20° поворота коленчатого вала, с некоторым предварением.
Закрывать всасывающий клапан выгоднее не в НМТ, а спустя 30—60° по-
ворота коленчатого вала, с некоторым запаздыванием после НМТ. Для наи-
более полной очистки цилиндра от продуктов сгорания выхлопной клапан
выгодно открывать с предварением 50—70° перед НМТ и закрывать с запазды-
ванием 10—25° после ВМТ. Наибольшее влияние на наполнение цилиндра
оказывают угол запаздывания закрытия всасывающего клапана и угол
1 Часто термин распределение толкуют шире, как совокупность операций газонапол-
нения и газоудаления со всеми характерными для данного двигателя особенностями.
94
предварения открытия выхлопного клапана. Чем быстроходнее двигатель,
тем, вообще говоря, большую величину придают этим углам.
На фиг. 43 изобра-
жены диаграммы рас-
пределения некоторых
авиационных двигате-
лей.
УСТРОЙСТВО ЧЕТЫРЕХ-
ТАКТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ЛЕГКОГО ТОПЛИВА
На фиг. 44 схематиче-
ски изображено устрой-
ство четырехтактного
двигателя легкого топ-
лива с жидкостным
охлаждением. В цилин-
дре 1 поступательно-воз-
вратно движется пор-
шень 2, соединенный
шатуном 3 с коленчатым
валом двигателя 4. В ци-
линдре различают ста-
кан (или гильзу) 5, на-
правляющий движение
поршня, и головку 6, в
которой расположены
камеры сгорания, вса-
сывающие 28 и выхлоп-
ные 52 окна и каналы
(или патрубки). На го-
ловке монтирован меха-
низм привода клапанов.
Внутренняя, тщательно
обработанная поверх-
ность стакана называет-
ся «зеркалом» цилиндра.
Верхняя часть порш-
ня, обращенная к камере
сгорания, называется
днищем поршня. Цилин-
дрическая частьпоршня,
служащая для направ-
ления движения поршня
в цилиндре, называется
юбкой. В цилиндриче-
ской части поршня про-
точено несколько кана-
вок, вкоторые вставлены
Бристоль «Меркур»
Рено 12Р01
Фиг. 43. Диаграммы распределения авиационных двигателей.
Белая полоса—всасывание, заштрихованная—сжатие, черная—расши-
рение, покрытая точками—выхлоп.
разрезные пружинящие
кольца, так называе-
мые поршневые кольца.
Верхние кольца (обычно
три или четыре) служат для уплотнения пространства сжатия и называются га-
зовыми или компрессионными (реже обтюраторными) кольцами. В нижней части
юбки установлены кольца 8 (обычно одно или два), предупреждающие проника-
ние масла со стёнок цилиндра в пространство сжатия и называемые маслосбороч-
ными, маслообтирочными или масляными кольцами. В дальнейшем изложении
мы будем называть первые—г а з о в ы м и, а вторые—м асляными поршневыми
95
96
кольцами. Шатун сочленен с поршнем при помощи поршневого пальца 9, про-
пущенного сквозь малую (поршневую) головку шатуна. Большая (криво-
шипная или мотылевая) головка шатуна обнимает шатунную шейку колен-
чатого вала. Цилиндр монтируется на картере двигателя 10, 11, несущем
коренные подшипники 12 коленчатого вала. Картер состоит из двух частей —
главного картера 10 и крышки картера 11. Картер крепится на мотор-
ной раме самолета.
Коленчатый вал при помощи шестерен 13 и 14 приводит вертикальный ва-
лик 15, который через пару конических шестерен 16 и 17 вращает распреде-
лительный (или кулачковый) валик 18 с числом оборотов в два раза меньшим
числа оборотов коленчатого вала. При вращении валика кулачки 19 набегают
на ролики коромысел 20, заставляя противоположные концы коромысла
с ударниками 21 открывать всасывающий и выхлопной клапаны 22 и 23.
Как только кулачки минуют ролик, клапаны под действием клапанных
пружин 24, садятся своими головками обратно на клапанные седла. Шток
клапана движется в клапанных направляющих 25.
Топливо-воздушная смесь подготовляется в карбюраторе 26, соединенном
всасывающим трубопроводом 27 (смесепроводом) со всасывающими кана-
лами 28 двигателя. Топливо подводится в карбюратор из бака по топливо-
проводу 29 при помощи одного или (для увеличения надежности системы пи-
тания) двух независимых топливных насосов. Из топливопровода топливо
поступает в поплавковую камеру (камеру постоянного уровня) 30, в ко-
торой поддерживается постоянный уровень топлива при помощи поплавка 31,
связанного с игольчатым клапаном 32, закрывающим по достижении задан-
ного уровня отверстие топливопровода.
Из поплавковой камеры топливо через калиброванное отверстие — жиклер —
поступает в распылитель 33, установленный в горловине диффузора 34, распо-
ложенного в смесепроводе. Диффузор представляет собой суживающийся-
расширяющийся насадок типа Вентури. Поток воздуха, засасываемого в
такте всасывания из окружающей атмосферы через воздухозаборный патрубок
35, проходя через суживающуюся часть диффузора, ускоряется, в силу чего
в горловине диффузора устанавливается пониженное давление, под влиянием
которого топливо из поплавковой камеры поступает через распылитель в сме-
сительную камеру 36, где частично испаряется, смешивается с воздухом и в
виде топливо-воздушной смеси поступает в цилиндр.
Количество топливо-воздушной смеси, поступающей в цилиндр, а следо-
вательно, и мощность двигателя, регулируется дроссельной заслонкой (часто
называемой дросселем) 37, расположенной над смесительной камерой и соеди-
ненной тягами с рычагом газа (дроссельным рычагом) в кабине летчика.
На носке коленчатого вала укреплена втулка воздушного винта 38.
Воздушный винт изготавливается с деревянными или металлическими лопа-
стями. Тяга винта воспринимается упорным шариковым подшипником 39,
укрепленном в носке двигателя 40 и передающим тягу картеру двигателя,
а через негб — подмоторной раме и самолету. Хвостовик 41 коленчатого вала
обычно используется для привода распределения и вспомогательных агрегатов.
Смесь, сжатая в такте сжатия, воспламеняется электрической искрой,
проскакивающей в нужный момент между электродами запальных свеч 42.
Для повышения надежности зажигания и для ускорения процесса сгорания
устанавливают по две свечи на цилиндр. Ток для искрообразования создается
в магнето высокого напряжения 43, от которых по проводникам 44 подводится
к свечам. Для увеличения надежности действия авиационные двигатели снаб-
жаются двумя независимыми магнето, каждое из которых может обеспечить
работу двигателя при отказе другого.
Трущиеся детали двигателя смазываются маслом. В авиационных двига-
телях применяется непрерывная принудительная циркуляционная система
смазки с промежуточным охлаждением и фильтрацией отработавшего масла.
Масло из масляного бака поступает в нагнетательную помпу 45, обычно шесте-
ренчатого типа, и подается под высоким давлением (около 6—8 ат) по напорной
Орлов—1071—7 97
магистрали 46 к подшипникам коленчатого вала и другим деталям, требующим
обильной смазки. Детали, работающие в менее напряженных условиях, вроде
кулачкового валика, смазываются по особой магистрали низкого давления
(0,5—3 ат). Стенки цилиндров и шестеренчатые передачи обычно смазываются
разбрызгиванием. Смазав детали, масло стекает в маслоотстойник в нижнем
картере, откуда откачивается отсасывающей масляной помпой 47 и подается
через фильтр в масляный радиатор 48, где охлаждается, после чего снова напра-
вляется в масляный бак. Давление в масляной магистрали поддерживается на
постоянном уровне при помощи редукционного клапана, перепускающего из-
быточное масло из магистрали.
Часть масла из картера, несмотря на наличие масляных колец, проникает
через поршневые кольца в камеру сгорания особенно в такте всасывания,
когда в цилиндре господствует разрежение, и сгорает там во время вспышки
и в такте расширения. Поэтому работающий двигатель непрерывно расходует
масло. Убыль масла восполняется из резервного отделения масляного бака.
У двигателей жидкостного охлаждения стенки и головки, цилиндров окру-
жают рубашками 49,. через которые прокачивается охлаждающая жидкость
при помощи центробежного насоса 50, приводимого от коленчатого вала через
шестерни 13 и 53 и вертикальный валик 54. Омыв горячие стенки цилиндра,
охлаждающая жидкость направляется в радиатор 51, представляющий собой
систему каналов с развитой поверхностью охлаждения. Радиатор охлаждается
в полете встречным воздушным потоком, а при отрыве самолета — воздушным
потоком винта, для чего радиатор обычно располагается в обдуве винта. Тем-
пература охлаждающей жидкости регулируется изменением количества воз-
духа, проходящего через радиатор, при помощи щитков, жалюзи, закрылков
и т. д. Из радиатора охлаждающая жидкость направляется в центробежную
помпу, откуда снова поступает в систему охлаждения двигателя.
Двигатель воздушного охлаждения заключают в капот, входное отверстие
которого расположено в обдуве винта навстречу воздушному потоку. Выход-
ное отверстие капота снабжают щитками, позволяющими регулировать ско-
рость воздушного потока в капоте и температуру стенок двигателя. Воздуш-
ному потоку, обтекающему цилиндры, придают целесообразное направление
при помощи дефлекторов — щитков, окружающих цилиндры.
Сторона двигателя, на которой расположена втулка винта, называется
передней стороной или «передком» двигателя, противоположная часть —
задней стороной или «задком» двигателя. Порядковый счет цилинд-
ров колен и опор коленчатого вала и т. д. принято вести от передка мотора.
Направление вращения коленчатого вала, винта и расположение деталей
двигателя принято определять, смотря на мотор сзади, или «со стороны летчика»
(при обычном расположении мотора в головной части фюзеляжа). Двигателем
правого вращения называется двигатель, коленчатый вал которого вращается
по часовой стрелке, если смотреть «со стороны летчика». Двигателем левого
вращения называется двигатель с противоположным направлением вращения.
Аналогично определяется направление вращения винта у редукторных дви-
гателей. Правой стороной мотора называется сторона, расположенная по пра-
вую руку наблюдателя, смотрящего с задка мотора, левой — по левую.
Нагнетатель
Падение мощности мотора на высоте (из-зауменьшения плотности воздуха)
у современных авиационных моторов предупреждают при помощи воздушного
компрессора — нагнетателя, устанавливаемого на всасывании дви-
гателя (до или после карбюратора) и подающего в цилиндры двигателя
топливо-воздушную смесь, сжатую до давления около 1 ат или больше.
Благодаря этому мощность мотора остается более или менее постоянной вплоть
до высоты, на которой нагнетатель может еще поддерживать такое постоянное
давление. Этот способ сохранения мощности мотора на высоте называется
наддувом, а двигатели с нагнетателями иногда называются надду-
тыми, в противоположность двигателям без нагнетателей, называемых^
98
двигателями со всасыванием из атмосферы. Свойство мотора со-
хранять мощность на высоте называется высотностью; двигатели, обла-
дающие этим свойством, называются высотными двигателями.
Во избежание чрезмерного повышения давления во всасывающем трубо-
проводе, а следовательно и мощности мотора дроссельная заслонка наддутого
двигателя прикрывается на земле и на малых высотах до установления во всасы-
вающем трубопроводе определенного, установленного моторостроительным за-
водом давления, которое обозначается символом рк. С подъемом на высоту при
неизменном положении дроссельной заслонки давление во всасывающем .трубо-
проводе падает; для поддержания постоянства рк дроссельную заслонку необ-
ходимо постепенно приоткрывать. Для того чтобы разгрузить летчика от по-
стоянного манипулирования дросселем, эта функция возлагается на автомати-
ческий прибор, называемый регулятором постоянного давления
во всасывающем трубопроводе (сокращенно РПД) или автома-
том рк. На определенной высоте, называемой ра счетной, дроссельная
заслонка открывается полностью. При подъеме на высоту, превышающую
расчетную, давление во всасывающем трубопроводе, а с ним и мощность мо-
тора при полностью открытой дроссельной заслонке падают, так же как
у невысотного двигателя.
Подавляющее большинство современных нагнетателей принадлежат
к числу центробежных компрессоров, приводимых через коробку передач от
коленчатого вала мотора и называются приводными центробежными нагнета-
телями (сокращенно ПЦН). Иногда центробежный компрессор приводится
в действие турбинкой, работающей на выхлопных газах двигателя. Нагнетатели
этого типа называются турбокомпрессорами (сокращенно ТК).
Редуктор
Как известно из теории воздушных винтов, к. п. д. винта зависит от вели-
чины динамического шага
nD’
где v — скорость самолета в м!сек\ п — число оборотов винта в сек.;
D — диаметр винта в м.
Коэфициент полезного действия винта имеет максимальную величину при
определенном значении X; при большем и меньшем значении Л к. п. д. винта
падает. Отсюда видно, что скорость самолета и число оборотов винта должны
находиться в определенном соотношении, на величину которого можно, правда,
влиять, меняя диаметр винта, но только в известных пределах, так как диаметр
винта в свою очередь определяется требованием поглощения определенной
мощности, условиями работы винта при отрыве и т. д.
При современной неуклонной тенденции к повышению числа оборотов дви-
гателя с целью увеличения его мощности, к. п. д. винта очень часто страдает
в результате уменьшения динамического шага, особенно при постановке мо-
тора на тихоходные транспортные самолеты. Поэтому сплошь и рядом ока-
зывается выгодным приводить винт не от коленчатого вала, а через понижаю-
щую шестеренчатую передачу (редуктор), передаточное отношение которой
(степень редукции) выбирается с тем расчетом, чтобы винт имел прибли-
зительно максимальное значение при эксплоатационных скоростях само-
летов, для которых предназначается мотор. Обычно степень редукции равна
0,5—0,75.
Редукторы разделяются на два основных типа. Первый состоит из пары
цилиндрических шестерен, одна из которых малая, или ведущая, укреплена
на носке коленчатого вала двигателя, а другая, большая, или ведомая, со-
единена с валом винта, ось которого смещена по отношению оси двигателя.
Редукторы этого типа называются редукторами со смещенными
осями.
Редукторы со смещенными осями, поднимая ось винта по отношению к оси
мотора и приводя ее приблизительно в центр симметрии фюзеляжа, лозво-
9&
ляют улучшить аэродинамическую форму головной части фюзеляжа, улучшают
капотаж и обзор летчика, допускают установку автоматической пушки, стре-
ляющей через полый вал винта и позволяют увеличить диаметр винта, пре-
дельная величина которого определяется расстоянием между осью винта и
землей при старте самолета. Редукторы этого типа применяются обычно у дви-
гателей жидкостного охлаждения.
Редукторы второго типа представляют собой передачу с планетарными или
неподвижными шестернями, расположенными симметрично относительно осей
коленчатого вала и винта, составляющих продолжение друг друга. Редукторы
этого типа называются центральными, или соосными редукторами.
Они применяются почти исключительно у звездообразных двигателей
воздушного охлаждения, так как обеспечивают симметричное расположение
цилиндров . в обдувке винта, что важно для равномерного охлаждения
последних.
Агрегаты
Помимо органов зажигания, редуктора и нагнетателя с автоматом рк,
водяных, масляных и топливных помп, двигатель снабжают многочисленными
вспомогательными механизмами, обслуживающими двигатель или самолет и
обеспечивающими контроль над работой мотора. К числу этих агрегатов при-
надлежат генератор электрического тока, вакуумная помпа или компрессор
для привода некоторых аэронавигационных приборов, масляная помпа для
привода гидравлического механизма подъема шасси, компрессор для получения
сжатого воздуха, применяемого в некоторых системах пуска мотора. Кроме
того, двигатель снабжают приводами для синхронизатора пулеметов, тахометра,
счетчика оборотов, а также ручного, электрического или инерционного само-
пуска.
Для контроля над качеством смеси в полете служат бортовые газоанализа-
торы (альфаметры). Иногда приборы, контролирующие состав смеси, вклю-
чаются в конструкцию карбюратора и автоматически поддерживают необхо-
димый при разных режимах состав смеси (автоматы качества.смеси).
Температура входящих и выходящих из мотора масла и охлаждающей
жидкости измеряется дистанционными термометрами (аэротермометрами), тем-
пература стенок цилиндров воздушного охлаждения — термопарами, давление
во всасывающем трубопроводе у двигателей с нагнетателем и давление в ма-
сляной магистрали измеряется манометрами.
Двигатель обычно снабжается системой заливки цилиндров бензином с
целью облегчения пуска и вспомогательной масляной магистралью для до-
полнительной смазки при пуске.
Ввиду затруднительности расположения всех приводов на моторе в по-
следнее время агрегаты, не требующие определенной кинематической связи
с коленчатым валом двигателя, вроде генератора, воздушного компрессора,
вакуум-помпы ит.д., часто выделяют в отдельную группу, приводимую от
особой коробки передач, соединенной с двигателем карданным валом и рас-
положенной в удобном месте на самолете.
Винтомоторная установка
’У одномоторных самолетов двигатель устанавливается обычно в головной
части фюзеляжа (фиг. 45, а), у многомоторных самолетов — на крыльях симме-
трично фюзеляжу (фиг. 45, б-> в, г). У летающих лодок (беспоплавковых гидро-
самолетов) двигатели часто выносятся на верхнюю плоскость крыла и уста-
навливаются в особых гондолах, укрепленных на крыле стойками. Двигатели
крепятся на самолете при помощи моторной рамы. Необходимыми состав-
ными частями винтомоторной установки являются радиатор и водопроводы
(у двигателей водяного охлаждения), капот, выхлопные трубопроводы, топ-
ливные баки и топливопроводы, масляный бак, масляный радиатор и
100
маслопроводы, органы управления мотором — дроссельная тяга и рукоятка
дросселя (рычаг газа), система управления зажиганием и пуском и органы
Фиг. 45. Схема установки моторов на самолетах.
контроля над работой) мотора—тахометр, . термометры, манометры и т. д.
Приборы контроля и управления сосредоточены на приборной доске в кабине
летчика. Последняя отделена от мотора противопожарной перегородкой.
МОЩНОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ
Эффективная мощность авиационного двигателя Ne затрачи-
вается на вращение воздушного винта, при помощи которого крутящий
момент на валу двигателяМКР преобразуется в о се в у ю тягу Т, вы-
зывающую перемещение самолета в воздухе. Все эти три величины связаны
следующими соотношениями:
е 75 75-3,6т1в
(16)
где <о — угловая скорость [вращения коленчатого вала;
v — скорость самолета в км/час',
т]в — коэфициент полезного действия воздушного винта.
Полет требует постоянного маневрирования мощностью мотора. На отрыве
и взлете мотор должен кратковременно (в течение г/2—1 мин.) развивать наи-
большую мощность, допускаемую условием надежной работы двигателя. Ве-
личина взлетной мощности влияет на длину разбега и размеры
аэродрома, непосредственно определяет величину полезной нагрузки самолета,
запас топлива, могущего быть взятым в полет, а следовательно, и радиус дей-
ствия самолета. Величина взлетной мощности имеет особенно большое значе-
ние для тяжело груженых гидросамолетов, которые с трудом отрываются с по-
верхности воды в волновую погоду.
Большая мощность на короткие промежутки времени требуется при
максимальной горизонтальной скорости, при фигурных полетах, во время
воздушного боя, при догоне неприятеля, при взлете скоростных самолетов
на рабочую высоту и т. д. Этот режим называется режимом максимальной
мощности.
Полет на рабочей высоте часто требует длительной отдачи высокой мощ-
ности. На коммерческих воздушных линиях такая необходимость возникает,
например, при неблагоприятных метеорологических условиях, когда самолет,
несмотря на встречный ветер, должен выдержать расписание. Такая же необ-
ходимость возникает при аварии одного из моторов многомоторного самолета;
остальные моторы самолета переводятся в этом случае|на режим повышенной
з
101
мощности. Режим длительной повышенной мощности называется номи-
нальным режимом двигателя.
Наиболее значительная часть полета происходит при умеренной крей-
серской, или экономичной скорости. У транспортных са-
молетов дальних линий крейсерские режимы составляют 95—98}/0 всего полет-
ного времени. В это время двигатель должен развивать умеренную мощность
при наиболее экономичном расходе горючего.
Некоторые полетные режимы, например планирование при спуске, требуют
перевода мотора на минимальную мощность, при которой мотор еще может
устойчиво работать без риска заглохнуть.
Мощность мотора в полете изменяют дросселированием мотора, т. е. из-
менением положения дроссельной заслонки. При полном открытии дросселя
(на полном дросселе, илина полном газу)'моторы с атмосферным всасыванием
развивают максимальную мощность (или максима л) NeMaKC. Пользование мак-
симальной мощностью разрешается в течение 3—10 мин. При испытаниях на
станке требуется, чтобы двигатель мог непрерывно работать на максималь-
ной мощности не менее 5 мин.
Мощность, меньшая максимальной на 10—15%, называется номиналь-
ной (или номиналом) NeH0M; непрерывное пользование (ею разрешается в
течение продолжительного, но ограниченного времени. При приемке двига-
телей требуется, чтобы двигатель мог непрерывно работать на номинале не ме-
нее! часа. Крейсерская, или эксплоатационная мощность, Ne3KC меньше макси-
мальной на 25—30%; пользование ею не ограничено.
Номинальная мощность является основной характеристикой мощности
мотора, она указывается наряду с максимальной мощностью в маркировке
мотора. По номинальной мощности рассчитываются все детали мотора.
Карбюратор регулируется на наиболее экономичный режим по эксплоата-
ционной мощности мотора.
Мощность, потребляемая ^воздушным винтом, при одинаковом значении
X = приблизительно пропорциональна кубу числа оборотов. Если мотор
работает на винт фиксированного шага (с жестко укрепленными лопастями), то
различные виды мощностей мотора связаны между собой соотношением:
Уе макс • е ном : Уе экс — макс : ном • экс-
Обороты, соответствующие всем трем видам мощностей, называются со-
ответственно максимальными, номинальными и эксплоатационными.
У двигателей с нагнетателями диапазон мощностей поддается гибкой
регулировке изменением давления во всасывающем трубопроводе. Повыше-
нием давления во всасывающем трубопроводе сверх атмосферного можно зна-
чительно повысить мощность мотора по сравнению с максимальной мощностью
этого же мотора без нагнетателя. Так как условия работы мотора в это время
весьма тяжелые, то пользование этой мощностью ограничивают 1—2 мин.; ее
применяют только при взлете. Обычно давление во всасывающем трубопро-
воде на взлетной мощности составляет 1,3—1,8 кг1см\ т. е. превышает на
30—80% давление во всасывающем трубопроводе двигателя с атмосферным
всасыванием.
Кроме взлетной мощности, у двигателей с нагнетателями указывают вы-
сотный номинал, т. е. мощность, развиваемую двигателем на ра-
счетной высоте при использовании скоростного наддува, при номинальных
оборотах и при нормальном давлении во всасывающем трубопроводе, кото-
рое у современных авиационных двигателей составляет 1—1,3 кг{см?. Кроме
того, иногда указывают высотныймаксимал, т. е. мощность, развиваемую на
высоте при несколько повышенном против нормального давления во всасы-
вающем трубопроводе — обычно 1,15—1,35 кг/см2 и при соответственно повы-
шенных оборотах.
Эксплоатационной мощностью у двигателей с нагнетателем называется
мощность, которую двигатель может развивать неограниченное время при
пониженном давлении во всасывающем трубопроводе и при соответственно
пониженных оборотах.
102
Величина эксплоатационной мощности оказывает огромное влияние на дол-
говечность и надежность действия мотора. Чем ниже давление во всасываю-
щем трубопроводе и чем меньше число оборотов на эксплоатационной мощ-
ности, тем легче условия работы деталей двигателя и тем продолжительнее
срок его жизни. Так как самолет данного типа требует вполне определенной
мощности на крейсерском режиме, то для увеличения долговечности двига-
теля выгодно увеличивать его абсолютную мощность и работать на эксплоата-
ционном режиме при мощности, значительно пониженной против максималь-
ной. Отношение эксплоатационной скорости к максимальной служит косвен-
ным показателем надежности работы мотора и рациональности его основных
конструктивных параметров.
У современных двигателей эксплоатационная мощность составляет 60 —
70% максимальной.
Литровая мощность
Как " известно из теории авиационных двигателей, мощность двигателя
может быть выражена формулой
poVhn
N = — - h -
е (900 ’
Из этой формулы вытекает, что мощность, развиваемая двигателем, про-
порциональна рабочему объему Vh, среднему эффективному давлению ре и числу
об/мин п. Мощность, развиваемая каждым литром рабочего объема двигателя,
называется литровой мощностью:
Ne реп
Nh — у j — 900.
(2)
(3)
Эта величина является одним из основных параметров авиационного двигателя
и имеет очень большое значение как показатель его качества. Чем больше
литровая мощность, тем меньший рабочий объем требуется для получения за-
данной мощности и, следовательно, тем меньше габарит (и вес) двигателя, иными
словами, тем совершеннее он как авиационный двигатель.
Литровую мощность обычно вычисляют по номинальной или (реже) по мак-
симальной (взлетной) мощности. Для возможности сравнения высотных и не-
высотных двигателей, а также двигателей различной высотности, литровую
мощность высотных двигателей вычисляют по высотному номиналу, к которому
прибавляют мощность, затрачиваемую на привод нагнетателя и оцениваемую
по известным формулам расчета нагнетателя. Формула литровой мощности
в таком случае приобретает следующий вид:
tvt' _ -NeH~\-Nc r_ РеНп
Nh Vh 900 ’
где Nc — мощность, затрачиваемая на нагнетатель; реН—среднее эффектив-
ное давление с учетом его части, затрачиваемой на привод нагнетателя. Сумму
мощностей NeH + Nc можно назвать «мощностью на коленчатом валу двига-
теля», в отличие от эффективной мощности. Руководствуясь теми же соображе-
ниями, следовало бы, строго говоря, определять литровую мощность и среднее
эффективное давление редукторных двигателей по формулам
•ред
р'-^+р.
•ред
И
103
где 'rjped — коэфициент полезного действия редуктора. Однако ввиду близости
величины 7]р(>д к 1 подобный способ вычисления и реН представляется излиш-
Фиг. 46. Среднее эффективное давление ре (по мощности Ne + Nc)
двигателей выпуска 1937—1939 гг.,
Черные точки—двигатели с нагнетателями и редукторами, светлые точки—двигатели со
всасыванием из атмосферы.
Из уравнения (2) очевидно:
Nh = const реп.
(5>
Фиг. 47. Литровая мощность Nh (по мощности Ne + N^ двигателей выпуска 1937—1939 гг.
по литражу двигателей.
В главе II (стр. 66) мы указали, что развитие моторостроения идет
главным f образом по пути повышения литроиспользования, или литровой
мощности.
104
|Как видно из выражения (5), есть два способа повышения литровой мощ-
ности — увеличение ре и п.
У современных авиационных двигателей, работающих на топливе с
высокими антидетонационными качествами, среднее эффективное давле-
ние доводят при помощи наддува до 12—14 кг^м?. Отдельные экспе-
риментальные двигатели работают на специальных сортах топлива, развивая
ре = 20—25 кг)см?.
Фиг. 46 изображает среднее эффективное давление ре двигателей выпуска
1937—1939 гг. Нагнетательные двигатели с редукторами (черные точки) отде-
лены от безредукторных двигателей с атмосферным всасыванием (белые
точки). Среднее эффективное давление высотных двигателей вычислено по
высотному номиналу, к которому прибавлена мощность, затрачиваемая на
нагнетатель.
Как видно из фиг. 46, среднее эффективное давление исполненных двига-
телей имеет довольно постоянное значение и колеблется для двигателей с на-
гнетателем и с редуктором в пределах 9,2—14 кг!см\ в среднем будучи равным
11,5 кг1см^. Для двигателей с атмосферным всасыванием разбег величин сред-
него эффективного давления меньше. У них ре составляет 7—9,5 KzfcM2
и в среднем равно 8,5 кг^м^.
На фиг. 47 изображена по литражу двигателей литровая мощность
двигателей выпуска 1937—1939 гг. Значения литровой мощности двигателей
большого литража колеблются в пределах 25—45 л.с.(л и в среднем равны,
30—33 л. с./л. Литровая мощность малолитражных двигателей без редукторов и
нагнетателей колеблется в пределах]15—27л.с./лпв среднем равна20—22л.с./л-
ТИПЫ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
В настоящее время строят авиационные двигатели самых разнообразных
мощностей, начиная от 10—15-сильных моторов, предназначенных для авиэ-
ток и моторных планеров, и кончая 2000—3000-сильными двигателями для ре-
кордных скоростных самолетов.
В се'современные авиационные двигатели большой мощности по соображе-
ниям равномерности хода, динамической уравновешенности и по условиям
охлаждения цилиндров выполняют многоцилиндровыми.
Число цилиндров мощных авиационных двигателей колеблется в пределах
9-7-24. Разбег в размерах цилиндров современных мощных авиационных дви-
гателей сравнительно невелик; употребительные диаметры цилиндра колеблют-
ся в пределах 85—160 мм, диапазон колебаний равен^-200%. Цилиндр диамет-
ром 85 мм имеет литраж около 0,5 л, цилиндр диаметром 160 мм — около 3,5 л;
диапазон колебания рабочего объема цилиндра, таким образом, равен~700%.
Так как малые цилиндры развивают более высокую литровую мощность, чем
большие цилиндры,то разбег мощности цилиндров несколько меньше. Мощность
цилиндров малого диаметра составляет в среднем 20—25 л. с., больших цилин-
дров 100—120 л. с. Диапазон колебаний, таким образом, равен 400 ч- 500%.
На фиг. 48 изображено распределение двигателей выпуска 1937—1939 гг.
по мощностным категориям. Фигура отчетливо показывает, что увеличение
мощности неразрывно связано с ростом числа цилиндров. Для каждого числа
цилиндров существует своя характерная область мощности, превышение кото-
рой достигается увеличением числа цилиндров.
По мощности и назначению авиационные двигатели можно разделить на
следующие категории. Двигатели до 7(1—120 л. с. применяются в легкомоторнойу
туристской, спортивной и любительской авиации.
Двигатели мощностью 100—300 л. с. применяются на учебных военных са-
молетах, на одномоторных и многомоторных транспортных самолетах малого
и среднего тоннажа. Двигатели мощностью 300—500 л. с. применяются для
одномоторных и многомоторных транспортных самолетов гражданской авиации
среднего тоннажа.
105
Фиг. 48. Распределение двигателей выпуска 1937—1939 гг. по мощ-
ностным категориям и по числу цилиндров. Заштрихованные площадки
изображают пределы мощностей двигателей с данным числом цилиндров г.
Наиболее многочисленную и важную категорию составляют двигатели
600—1500 л. с. и выше, обслуживающие основные виды боевых самолетов —
истребители, бомбардировщики, штурмовики и разведчики и крупные быстро-
ходные самолеты гражданской авиации.
Еще недавно наиболее распространенной категорией двигателей был
двигатель воздушного или жидкостного охлаждения мощностью 750—800 л. с.
Этот двигатель применялся в одномоторных и многомоторных установках на
самолетах различного назначения с общей установленной мощностью от 750
до 3000 л. с. и выше. В настоящее время наиболее распространены двигатели
мощностью в среднем 1000 л. с. Средняя мощность авиационных моторов об-
наруживает тенденцию повышаться и далее.
По расположению цилиндров авиационные двигатели разделяются на две
основные категории — рядные и звездообразные двигатели.
Рядные двигатели
Рядными называются такие двигатели, у которых цилиндры расположены
в ряд или, как иногда говорят, «в затылок» друг за другом, по направлению
полета. Цилиндры этих двигателей работают на коленчатый вал, число колен
которого равно числу цилиндров в ряду. По условиям динамической уравно-
вешенности рядные двигатели делаются с четырьмя, а чаще с шестью цилинд-
рами в ряду; известны отдельные случаи постройки двигателей с восемью
цилиндрами в ряду.
В категории малых и средних мощностей наиболее распространены одноряд-
ные четырех- или шестицилиндровые двигатели (фиг. 49, а и б). С целью увели-
чения мощности в одном агрегате на один коленчатый вал заставляют работать
.два ряда цилиндров, расположенных из условия равномерности чередования
вспышек под вполне определенным углом друг к другу, называемым углом
развала цилиндров. Эти двигатели называются V-образными (вэобразными),
потому что расположение цилиндров у них спереди напоминает латинскую бук-
ву V. У двигателей с четырехколенным валом угол развала равен 90° (фиг. 49, в),
у двигателей с шестиколенным валом 60° (фиг. 49, г)1. Условию уравновешен-
ности и равномерности чередования вспышек удовлетворяют и 12-цилиндровые
двигатели с шестиколенным валом с углом развала 180°,—«плоские» двигатели,
или, как их иногда называют, двигатели с противоположными (оппозитными)
цилиндрами (фиг. 49, д). V-образный 12-цилиндровый двигатель является наи-
более распространенным, почти единственным применяемым в настоящее
время в категории средней и большой мощности — порядка 750—1200 л. с.
Иногда на один коленчатый вал заставляют работать три ряда цилиндров.
Такие двигатели называются W-образными (дубльвэобразными), потому что
та^ой двигатель спереди походит на латинскую букву W. К числу подобных
двигателей принадлежит 12-цилиндровый W-образный двигатель с четырьмя
цилиндрами в ряду, с углом между рядами 60° (фиг. 49, г), в настоящее время со-
вершенно вытесненный V-образным 12-цилиндровым двигателем, равноценным
первому двигателю по числу цилиндров, но превосходящим его по уравнове-
шенности. К разряду этихже двигателей относитсяW-образный 18-цилиндровый
двигатель с шестью цилиндрами в ряду и с углом между цилиндрами 40°
(фиг. 49, ж) и 80° (фиг. 49, з). Иногда у трехрядных двигателей блоки рас-
полагают так, что двигатель приобретает форму, похожую на, ^букву Y
(игрек-образные двигатели).
При необходимости еще больше увеличить мощность в одном агрегате при-
бегают к сочетанию четырех рядов цилиндров, работающих на один колен-
чатый вал [Х-образные (икс-образные) двигатели]. Эти схемы применяются
пока только в единичных случаях. Условию равномерного чередования вспы-
шек отвечают 16-цилиндровые двигатели с четырехколенным валом, с углом
между рядами 45 и 90° (фиг. 49, и). Подобный тип двигателя, крайне
1 В отдельных случаях угол развала цилиндров делают иным, поступаясь условием
равномерного чередования вспышек. Так например, угол развала у двигателя «Либерти»
(фиг. 14) был равен 45°; вспышки у этого двигателя чередования через 45° и 75°.
107
Фиг. 49. Схемы основных типов рядных двигателей.
108
Фиг. 50. Н-образный 24-цилиндровый двигатель жидкостного охлаждения Испано-Сюиза Н-82 мощностью 2000 л. с.
неудобный для установки на самолет, был выполнен лишь один раз (двигатель
Нэпир-«Кэб», 1922>г.). Двадцатичетырехцилиндровые Х-образные двигатели
могут быть выполнены с углом между рядами 90° (фиг. 49, к) или 30 и 150°.
Расположить цилиндры под углом 30° крайне затруднительно. По этой при-
чине Х-образные двигатели на практике выполняют с углом между рядами 60
и 120° (фиг. 49, л). Чередование вспышек при этой схеме получается нерав-
номерным.
В последнее время широко применяют двухвальные двигатели- Из множе-
ства возможных вариантов этих двигателей (ср. фиг. 37) в настоящее время
строятся лишь 16-цилиндровые и 24-цилиндровые двигатели с параллельны-
ми рядами цилиндров, известные под названием Н-образных двигателей
(фиг. 49, м и 50), а также веерообразные 24-цилиндровые двигатели (фиг. 36).
Рядные двигатели иногда выполняются с перевернутыми (висячими) ци-
линдрами (фиг. 49, н, о, п, р, с). Такое расположение представляет определенные
выгоды по расположению винта, обзору и капотированию, но усложняет мас-
ляную систему двигателя.
Звездообразные двигатели
Другой обширный класс авиационных моторов представляют звездооб-
разные двигатели, называемые иногда также радиальными. [Цилиндры
этих двигателей расположены по радиусам, сходящимся на оси коленча-
того вала, образуют симметричную звезду и работают на одно колено вала.
Фиг. 51. Схемы основных типов звездообразных двигателей.
Такое расположение обеспечивает равномерное охлаждение цилиндров струей
винта и встречным воздушным потоком. Головки цилиндров, не стесненные
близостью смежных цилиндров (как у рядных двигателей), могут быть снаб-
жены мощным оребрением. Это сделало звездообразные двигатели излюблен-
ной и долгое время почти единственной формой двигателей воздушного охлаж-
дения средней и большой мощности. В категории рядных двигателей встре-
чаются двигатели и жидкостного и воздушного охлаждения, звездообразные
же двигатели в наше время строятся исключительно с воздушным охлаждением.
?По условиям равномерности чередования вспышек число цилиндров в одно-
рядных звездах делается нечетным. Звездообразные двигатели строятся с 3,5 и
по
9 цилиндрами (фиг. 51, а, б, в, г). Более девяти цилиндров расположить 5 одной
плоскости затруднительно, и при необходимости увеличить мощность вводном;
агрегате прибегают к сдваиванию звезд. У двухрядных звездообразных двига-
телей цилиндры задней (по направлению полета) звезды обычно располагаются,
в промежутках между цилиндрами передней звезды (шахматное расположение).
Каждая звезда работает на одно колено вала, который у двухрядных звезд,
%
100
12~аилиндроВЬ1е
/I -образнбе
2Ди,илиндрЬВ'Ью-
Н-образРбге
тобразнЬ/е
Дизели
00--
'12-и,илиндроВЬн
Л-образнЬю
70
1 : i
14-цилиндроВЬ)е ।
, дВухряанЬт i
зВездообразнЬ/е [
7-и,илиндроВЬ!е
збездообразнЬ/е1
; 50
40
30
20..
10
Б-цилиндробЬ/е
рядное
1 । (
[ З-цилиндробб/е
। зВездообразнЬ/е
I । ।
охлаждение
'Жидкостное
12-цилиндро6Ь1е
У-образнЬ/е
। Одно- । Разбед- \Дбухмо-\ Тябсе- \Транспо-\ Трени-
\местнЬ/е^чики и \торнб/е । лб/е —4 _ '
| истре- \штурмо-\бомбарди-Домбар-
1 бит ели । Вики i ровщики i дироо-
(______ _______- । Спортиб^
\pmHbie ! робоч- ( но/е
1 само- [ нбю I само- i
,Г___.„г— । летб! । само- i летб! I
- \и многоце\ ш,ики I
\леВЬ/е са-\
\молетб/ I
[ нбе
I летб) |
В-цилиндроВЬ/е
ряднб/е
Т-цилиндроВЬю
звездообразнЬ/е
5-и.илиндроВЬ/р
зВездообразнЬ/е
З-цилиндробЬ/е
звездообразнЬ/е
- 2-и,илиндроВ1ле
| 60- "

Сиг. 52. Распространенность (в %) двигателей,?различных типов на серийных
самолетах 1939—1940 г.
делается двухколенным. Двухрядные^звезды строятся 14-цилиндровыми в виде
двух спаренных семицилиндровых звезд (фиг. 51, д) и 18-цилиндровыми в виде
двух девятицилиндровых звезд (фиг. 51, е).
Среди звездообразных двигателей средней ’и большой мощности в настоя-
щее время более всего распространены;9-цилиндровые однорядные, 14-цилинд-
ровые и 18-цилиндровые двухрядный (двигатели.
lit
Переходнымтийом, объединяющим в себе особенности рядных и звездообраз-
ных двигателей являются мн ого р яд ные зве з ды, представляющие собой
три, четыре или шесть звездообразных двигателей, расположенных друг за
другом с цилиндрами «в затылок». Эти двигатели допускают применение в од-
ном агрегате большого числа цилиндров — 20, 24, 28 и 36 (в случае четырех
5, 6, 7- и 9-цилиндровых звезд соответственно) и 30, 36, 42, 54 цилиндров
(в случае шести 5, 6, 7- и 9-цилиндровых звезд) и могут развивать весьма
высокую мощность. Двигатели этого типа пока еще не вышли из экспери-
ментальной стадии. На фиг. 52 показана распространенность различных ти-
пов авиационных двигателей в современном самолетостроении.
ОСНОВНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Показателями качества авиационных двигателей, служат: 1) малый вес;
2) малый расход горючего и масла; 3) малые габариты; 4) малое воздушное
сопротивление; 5) надежность; 6) долговечность; 7) уравновешенность;
8) равномерность хода; 9) низкая первоначальная стоимость; 10) простота
эксплоатации, обслуживания и ремонта; 11) легкость запуска, 12) приемистость.
Вес
(Требование малого веса, продиктованное особыми условиями авиации,
в огромной степени влияет на конструкцию двигателя и обусловливает все
специфические особенности авиационного двигателя, выделяющие его среди
остальных двигателей, — чрезвычайную напряженность всех деталей, отно-
сительно весьма малую долговечность и сравнительно очень высокую стоимость.
Различают сухой вес и полетный вес. Сухим весом двига-
теля в авиации условились считать вес двигателя без охлаждающей воды
и масла в таком виде, в каком двигатель по большей части выпускается
с моторостроительного завода,— со всеми необходимым i агрегатами, за исклю-
чением тех, конструкция и вес которых зависят от индивидуальных особенностей
установки на самолете, и которые по большей части устанавливаются на месте.
В сухой вес двигателя включаются следующие агрегаты: карбюратор,
нагнетатель, всасывающие трубопроводы, магнето, свечи, проводники к ним,
система радиоэкранировки зажигания, система заливки бензина при пуске
двигателя, бензиновые, масляные и (у двигателей жидкостного охлаждения)
жидкостные насосы, детали пусковой системы, монтируемые на двигателе,
фланцы выхлопных патрубков (но не самые патрубки), дефлекторы (у дви-
гателей воздушного охлаждения). В сухой вес не входят следующие детали:
воздушный винт и его втулка, капот, выхлопные трубопроводы, воздухоза-
борные патрубки, водяной и масляный радиатор, части пусковой системы,
устанавливаемые на самолете, электрогенератор, контрольные и измеритель-
ные приборы (вроде термометров, манометров, счетчиков оборотов и т. д.) и
приводы к ним.
Полетным весом винтомоторной установки называется вес мотора в состоя-
нии, пригодном для полета, со всеми агрегатами и органами управления, с мас-
ляной и охлаждающей системой, заполненными соответственно маслом и охла-
ждающей жидкостью. В полетный вес включается вес топливных и масля-
ных баков, топлива и масла.
Полетный вес наиболее полно характеризует весовые качества (и экономич-
ность) мотора, но как объективный критерий качества мотора, страдает тем
недостатком, что в него входит вес топлива и масла, зависящий от расчетной
продолжительности полета и вес агрегатов и деталей, колеблющийся в зави-
симости от типа и назначения самолета. Эти детали по большей части конструи-
руются самолетостроительным заводом или смежными заводами-поставщи-
ками; за вес их моторостроительный завод не отвечает Ч Суммарный вес этих
деталей сравнительно нелегко поддается определению.' Поэтому вес мотора
чаще всего характеризуют менее полным, но более точно очерченным поня-
1 Исключение составляют моторы, выпускаемые^-моторостроительными заводами в
полностью оснащенном виде (стандартизованные моторные установки, см. стр. 57).
112
тием сухого веса, который легко определяется простым взвешиванием мотора
при выпуске с завода.
Для сравнительной оценки моторов различной мощности применяется вели-
чина удельного веса мотора, представляющая собой частное от деления
сухого веса мотора на его эффективную мощность, чаще всего номинальную:
р
_ СУХ
У у
е ном
В последнее время, особенно у высотных двигателей, при вычислении
удельного веса сухой вес мотора часто относят к взлетной мощности. Поэтому,
называя цифру удельного веса, следует указывать по какой мощности она вы-
числена.
Фиг. 53. Удельный вес двигателей выпуска 1937—1939 гг. по литражу.
Удельный вес является одним из важнейших показателей качества авиа-
ционного мотора. Удельный вес современных авиационных двигателей состав-
ляет в среднем 0,6—0,7 кг(л. с. и у лучших-представителей современных авиа-
ционных моторов достигает 0,5 кг)л. с., считая по взлетной мощности.
Существенной разницы между удельным весом двигателей жидкостного и
воздушного, охлаждения не наблюдается.
На|фиг. 53 изображен по литражу удельный вес моторов выпуска 1937—
1939' гг. Удельный вес резко падает с увеличением литража мотора. Причины
этого явления объяснены ниже (см. разд. IV).
Удельный вес элементов винтомоторной установки колеблется в следую-
щих пределах:
кг/'л. с.
Винт................................. 0,15 —0,3
Система водяного охлаждения:
сухой вес............................ 0,1 —0,15
с водой........................... 0 2 —0,25
Система гликолевого охлаждения:
сухой вес............................ 0,05—0,1
с гликолем.......................... 0,1 —0,15
Капот................................ 0,02 —0,03
Масляный радиатор:
сухой вес............................ 0,008— 0,012
с маслом ........................ . 0,01 —0,015
Выхлопные патрубки.................. 0,002—0,003
Выхлопной коллектор.................. 0,008—0,01
Воздухозаборный патрубок............ 0,008—0,01
Рычаги управления и приводы.......... 0,002—0,004
Вспомогательные агрегаты.............0,02 —0,03
Орлов—1071—8
113
Эти цифры определяют только порядок величин. На практике удельный
вес элементов винтомоторной установки колеблется в широких пределах в за-
висимости от индивидуальных условий. В среднем можно считать, что удельный
полетный вес винтомоторной установки водяного охлаждения1 превышает су-
хой удельный вес мотора на 0,5—0,6 кг/л. с., гликолевого охлаждения — на
0,4—0,5, воздушного охлаждения — на 0,3—0,4 кг/л. с. Если принять сухой
удельный вес мотора для всех типов охлаждения одинаковым и равным
0,6 кг/л. с., то удельные полетные веса винтомоторных установок разных си-
стем охлаждения 1 получаются в среднем равными: для жидкостного охлаждения
Фиг. 54. Литровый вес двигателей выпуска 1937—1938 гг. по литражу.
1,15 кг/л. с., для гликолевого охлаждения 1,05 кг/л. с., для воздушного охла-
ждения 0,95 кг/л. с. или в процентах от веса установки водяного охлаждения:
100; 91,3; 82,1%.
Для оценки веса конструкции авиационного мотора часто применяют ве-
личину литрового веса, представляющую собой частное от деления
сухого веса на литраж двигателя
9ь = (6)
r h
Литровый вес является фукцией размеров цилиндра, конструктивной
схемы двигателя и совершенства конструкции и материала деталей (см. об
этом подробнее разд. IV).
Фиг. 54 изображает литровый вес двигателей выпуска 1937—1939 гг.
Литровый вес обнаруживает тенденцию к уменьшению с увеличением литража,
достигая в области малых литражей значений 50—55 кг/л и снижаясь в области
больших литражей до 13—25 кг/л. Доминирующее значение в этом явлении,
как мы увидим впоследствии, имеет, главным образом, увеличение размеров
цилиндра, обычно сопутствующее увеличению литража двигателя и диктуемое
потребностью увеличения мощности в одном агрегате. Более точной весовой
хар актеристикой двигателя является конструкционный вес (см. стр. 134).
Расход горючего
Расход горючего определяет запас топлива на борту самолета, необхо-
димый для полета заданной продолжительности, влияет на величину
полезной нагрузки, радиус действия и стоимость эксплоатации самолета..
1 Без топлива, масла и баков.
114
Экономичность полета самолета наиболее полно характеризуется вели-
чиной расхода горючего на тонно-километр, представляющей собой частное
от деления расхода горючего за определенный промежуток времени на вели-
чину полезной нагрузки самолета и на число километров, пройденных за этот
промежуток времени. Этот показатель, кроме экономичности мотора, учиты-
вает также совершенство аэродинамических форм самолета, величину пара-
зитных сопротивлений самолета, величину воздушного сопротивления винто-
моторной установки и ее охлаждающей системы, вес винтомоторной уста-
новки, к. п. д. винта и т. д., словом всю совокупность факторов, определяющих
степень совершенства самолета и его винтомоторной установки, как источ-
ника полезной работы. Этот показатель сильно зависит от режима полета и
может быть определен по эксплоатационным данным воздушных линий или
вычислен, если известны режим полета и показатели самолета и мотора.
Экономичность мотора является не единственным, но важным фактором
экономичности полета. Экономичность мотора характеризуется величиной
удельного расхода горючего, представляющего собой расход
горючего на одну эффективную лошадиную силу в час (на один эффективный
силочас, сокращенно э. с. ч.).
Удельный расход горючего выражается в г или кг на э. с. ч. и обозна-
чается знаком Се. Если мотор расходует кг горючего в час, развивая мощ-
ность Уе, то удельный расход Горючего равен:
Как известно из теории тепловых двигателей, при постоянном составе
смеси:
_ 632
е~
Из этой формулы видно, что удельный расход горючего обратно пропорцио-
нален эффективному к. п. д. и, кроме того, зависит от теплотворности топлива.
По величине теплотворности наиболее употребительные авиационные горючие,
типа бензинов, мало отличаются друг от друга (Ни 10 500 кал[кг), поэтому
удельный расход горючего характеризует, главным образом, эффективный
к. п. д. двигателя, будучи его практическим эквивалентом.
При переводе двигателя на топливо с малой теплотворностью (на-
пример на спирт) удельный расход горючего может повыситься очень чув-
ствительно. Например, если т]е = 0,3, то для бензина с Ни = 10 500 кал{кг-
. 649
Се = о,з • io 500 = 0,2 кг!э’с'ч' 200 г!э-с'4”
для спирта с Ни — 6500 кал/кг.
Се = -q ~ 0?325 кг{э. с. ч. =325 г]э. с. ч.
Величина удельного расхода; вполне удовлетворительно оценивающая
экономичность стационарных двигателей и большинства транспортных дви-
гателей, в применении к авиационным двигателям страдает тем недостатком,
что не учитывает значения веса и воздушного сопротивления двигателя, которые
в специфических условиях авиации непосредственно влияют на величину
располагаемой для продвижения самолета в воздухе полезной мощности дви-
гателя. Двигатель с весьма малым удельным расходом горючего может обладать
столь большим весом и воздушным сопротивлением, что подавляющая часть
его эффективной мощности будет тратиться на несение двигателя в воздухе
и преодоление его паразитного сопротивления, и лишь малая часть мощ-
, ности может быть использована для полезной работы несения груза. Расход
горючего на тонно-километр у самолета с подобным двигателем будет весьма
115
велик. Если учитывать эту сторону дела, то правильнее относить расход го-
рючего к эффективной мощности двигателя Ne за вычетом мощности N'e, рас-
ходуемой на несение двигателя в воздухе, и мощности Ne, теряемой на преодо-
ление воздушного сопротивления двигателя. Формула удельного расхода
горючего в таком случае приобретает следующий вид:
Ch
Се —------*---тг кг/э. с. ч.
Ne~Ne~Ne
Однако величины Ne и Ne сильно зависят от режима полета, от харак-
теристик самолета и индивидуальных особенностей установки; определение их
связано с целым рядом трудностей. Это обстоятельство и заставляет до сих пор
пользоваться в качестве критерия экономичности авиационного двигателя
величиной Се. Однако следует помнить, что единственно правильным кри-
терием экономичности полета является только расход горючего на тонно-
километр, и не упускать из виду факторов конструкции мотора, которые влияют
на эту величину.
Помимо теплотворности горючего и к. п. д. мотора удельный расход го-
рючего сильно зависит от состава смеси, т. е. от содержания топлива в топливо-
воздушной смеси, определяемого регулировкой карбюратора. У современных
авиационных двигателей карбюратор регулируют так, чтобы двигатель рабо-
тал наиболее экономично на эксплоатационной мощности, т. е. на режиме,
на котором двигатель работает дольше всего. Поэтому удельный расход горю-
чего вычисляют обычно по эксплоатационной мощности двигателя.
Удельный расход горючего на эксплоатационной мощности у современных
моторов колеблется в пределах 190—270 г/э. с. ч. и обнаруживает неуклон-
ную тенденцию к понижению благодаря увеличению степени сжатия, обусло-
вленному применением топливе повышенными антидетонационными качествами.
Расход масла
Важное значение у авиационных двигателей имеет удельный расход
масла, т. е. расход масла на 1 э. с. ч. Удельный расход масла у современных
авиационных двигателей колеблется в пределах 6—18 г/э. с. ч. на эксплоата-
ционной мощности; нижний предел в этом диапазоне относится к мощным
двигателям жидкостного и воздушного охлаждения, верхний — к маломощным
двигателям воздушного охлаждения. Расход масла составляет 2,5—7% расхода
горючего; величина его, таким образом, может довольно заметно влиять на
полезную нагрузку и радиус действия самолета. Однако цифра удельного рас-
хода масла имеет и другое значение. Высокий расход масла, как правило,
сопровождается образованием нагара на поршнях, закоксовыванием (приго-
ранием) поршневых колец, частым замасливанием («забрасыванием») свечей
на малом газе и тому подобными недостатками, нарушающими правильную
эксплоатацию двигателя. Малый удельный расход масла свидетельствует
о том} что двигатель свободен от этих недостатков.
Габариты и воздушное сопротивление
Другим важным качеством авиационного двигателя являются малые га-
бариты. Малые размеры двигателя, вообще говоря, равнозначны малому
весу, так как двигатель малого размера при прочих равных условиях всегда
легче большого двигателя. Габарит мотора определяет обзор летчика.
Помимо этого габарит дает некоторое представление о величине воздушного
сопротивления двигателя. Воздушное сопротивление винтомоторной установ-
ки слагается из трех основных частей: 1) сопротивления, связанного с тепло-
передачей охлаждающей системы двигателя в окружающий воздух, 2) сопро-
тивления формы мотора и его охлаждающей установки и 3) сопротивления,,
от интерференции с соседними частями самолета. Первая из перечисленных
116
потерь неизбежна в любой моторной установке с теплоотводом в окружающую*
атмосферу, хотя величина этой потери поддается уменьшению, например,
при помощи увеличения температурного перепада между теплоотдающеи по-
верхностью и тепловоспринимающей средой, уменьшения скорости обдува
охлаждающей системы и при помощи других специфических средств, кото-
рыми располагает техника теплопередачи. Сопротивление же формы и интер-
ференции являются в полном смысле слова паразитическими сопротивлениями
и в благоприятном случае могут быть сведены к нулю. Малые габариты дви-
гателя, вообще говоря, благоприят-
ствуют уменьшению паразитических со-
противлений; двигатель небольшого
размера поддается удобному капотиро-
ванию, хорошо вписывается в фюзеляж,
позволяя придать последнему хорошо
обтекаемую веретенообразную форму,
может.быть укрыт в крыле и т. д.
Габариты мотора определяются дву-
мя главными факторами: типом кон-
струкции и величиной его рабочего
объема. Две наиболее распространенные
в настоящее время конструктивные схем:
Фиг. 55. К определению лба двигателя.
, — рядная и звездообразная, —позво-
ляют осуществить двигатели со свойствами, в значительной мере противополож-
ными. Звездообразные двигатели имеют малую длину и относительно большой
лоб, рядные двигатели — малый лоб и относительно большую длину. Оба
типа обладают своими достоинствами и недостатками. Первый тип благо-
приятствует созданию короткого, обладающего малым моментом инер-
ции (и поэтому маневренного), самолета, но отличается большим сопротивле-
нием формы. Второй тип удобен для капотажа, обладает малым сопротивлением
формы, но по соображениям центровки самолета требует удлинения фюзеляжа
(а в случае установки моторов на крыльях — отброса крыльев назад) и, сле-
довательно, уменьшает маневренность самолета.
Габариты мотора сильно зависят от величины его рабочего объема.
Чем лучше использован рабочий объем двигателя, т. е. чем выше его литровая
мощность, тем меньший объем требуется для получения заданной мощности,
и следовательно, тем меньше габариты мотора. Поэтому литровая мощность
является одним из главнейших показателей качества авиационного мотора.
Габарит мотора характеризуется площадью лобового сопротивления (со-
кращенно «лбом») двигателя, за которую у звездообразных двигателей воздуш-
ного охлаждения принимают площадь круга, описанного вокруг крайних
точек цилиндров (фиг. 55, б), а у рядных двигателей — площадь проекции
двигателя на плоскость, перпендикулярную его оси (фиг. 55, а).
Длина двигателя определяет форму фюзеляжа и моторной гондолы и,
следовательно, в некоторой степени определяет воздушное сопротивление
моторной установки.
У самолетов малого размера длина мотора сильно влияет на общую форму
самолета. Длину двигателя правильнее всего характеризовать расстоянием от
крайней точки задка мотора до задней плоскости диска вала воздушного винта
(у двигателей с деревянными винтами и у двигателей с фланцевым крепле-
нием винта по фиг. 56, а), или до заднего торца втулки винта (у двигателей
с металлическими винтами и с креплением на шлицах, фиг. 56, б). Для
характеристики габаритов приводятся следующие габаритные размеры:
у звездообразных двигателей — внешний (габаритный) диаметр двигателя
и длина; у рядных двигателей — наибольшая высота, ширина и длина мотора.
Полное представление о габарите дает эскизный чертеж двигателя с ука-
занием главных размеров.
Габаритный диаметр современных звездообразных двигателей воздушного
охлаждения средней и большой мощности колеблется в пределах 900—
1400мм, лоб — в пределах 60—150 дм2, длина — в пределах 1100—1500 мм.
117
Длина рядных двигателей средней и большой мощности составляет 1700 —
2100 мм, наибольшая ширина —600—900 мм, высота 700—1100 мм, лоб
50—80 дм2.
Для приблизительной характеристики сопротивления формы мотора иногда
мощности, представляющей собой
частное от деления эффективной мощ-
ности мотора (обычно номинальной) на
площадь лобового сопротивления, кото-
рую удобно выражать в дм2. Нетрудно
видеть, что эта величина позволяет срав-
нивать качество моторов лишь прибли-
зительно одинаковой конструкции (на-
пример звездообразных моторов или
рядных моторов) и притом, главным
образом, воздушного охлаждения, так
как у моторов жидкостного охлаждения
значительная часть воздушного со-
противления моторной установки при-
ходится на долю радиатора, сопротив-
ление которого сильно зависит от рас-
применяется величина лобовой
Фиг. 56. К определению длины двигателя.
положения его на самолете, от типа
самолета, расчетного режима полета
и т. д.
Лобовая мощность современных
однорядных звездообразных двигателей
составляет 4—5 л. с. 1дм2, двухрядных
6—8 л. с./дм2, V-образных двенадцати-
цилиндровых двигателей 15—20 л. с.1 дм2.
Действительное воздушное сопроти-
вление мотора определяется рядом фак-
торов, среди которых лоб двигателя
занимает важное, но далеко йе решаю-
щее место. В большой степени воздуш-
ное сопротивление двигателя зависит
от формы расположенного за ним фю-
зеляжа, формы моторной гондолы,,
типа капота и т. д. Действительное
воздушное сопротивление моторной
установки можно точно определить
лишь продувкой макета мотора и фюзе-
ляжа в аэродинамической трубе или
приближенно оценить аэродинамиче-
ским расчетом, зная все индивидуаль-
ные особенности установки мотора на
самолете.
В заключение отметим, что вес и воздушное сопротивление двигателя
в условиях авиации эквивалентны. Вес мотора можно выразить в единицах
тяги и привести к воздушному сопротивлению через величину поверхности
крыла, необходимой для несения мотора. Поверхность крыла Д8, необходимая
для несения мотора, равна
Q
где g — зщельная нагрузка на крыло, равная для современных скоростных
самолетов 120—150 кг)м2‘, GM — вес мотора; Д6гпл—вес добавочной части
планера, вызываемый увеличением несущей поверхности на величину и
приближенно равный
XQ —(4
-Ь'-’ПЛ - 'Лпл g ,
118
где 6гпл т вес планера и 8 — его несущая поверхность. Зная коэфициент со-
противления крыла, можно по величине определить потерю тяги на несе-
ние мотора.
Вес мотора можно выразить в единицах тяги и через величину качества
самолета т], представляющего собой отношение подъемной силы (полного веса
самолета) к силе тяги. Затрата тяги Д71 на несение мотора равна
7]
Величина т, у современных самолетов на горизонтальном полете колеблется
в пределах 8—12.
Пользуясь этими же соотношениями, можно выразить воздушное сопро-
, тивление мотора в единицах веса и определить уменьшение полезной нагрузки
самолета от потери тяги на воздушное сопротивление моторной установки.
Анализ влияния веса и воздушного сопротивления мотора на динамику
полета показывает, что вес мотора сильно влияет на продолжительность взлета
и потолок самолета, воздушное же сопротивление, будучи пропорционально
квадрату скорости самолета, сильно влияет на величину максимальной ско-
рости самолета.
Надежность
Надежность действия двигателя имеет огромное значение с точки зрения
безопасности воздушного сообщения и с точки зрения тактической и боевой
ценности авиации. Надежность двигателя характеризуется, главным образом,
продолжительностью службы между переборками. Переборкой называется
полный демонтаж двигателя, осмотр деталей и ремонт износившихся деталей
и замена их новыми деталями. В настоящее время продолжительность службы
между переборками у мощных двигателей составляет 150—400 час. и у наи-
более высококачественных моторов достигает 600 час.
В очень большой степени надежность действия двигателя зависит от пра-
вильного функционирования таких на первый взгляд второстепенных эле-
ментов винтомоторной установки, как система питания горючим, масляная
система и т. д. Одной из наиболее частых эксплоатационных болезней двига;
теля в настоящее время является обледенение внутренних органов карбю-
ратора — диффузора, дроссельного клапана и т. д., возникающее в результате
поглощения больших количеств тепла при испарении бензина. Обледенение
расстраивает систему питания двигателя горючим. Радикальные способы
борьбы с этим явлением состоят в применении беспоплавковых (диафраг-
менных) карбюраторов и непосредственного впрыска.
У двигателей жидкостного охлаждения частым источником аварий и не-
поладок является система охлаждения, подверженная мелким повреждениям,
которые при всей своей незначительности могут вывести мотор из строя.
Долговечность
Надежность действия тесно связана с долговечностью двигателя. По срав-
нению с другими двигателями, продолжительность службы которых исчи-
сляется годами, а иногда десятками лет, авиационный двигатель исключи-
тельно недолговечен. Однако срок службы авиационных двигателей непре-
рывно увеличивается. Срок службы первых авиационных двигателей изме-
рялся часами. В настоящее время полный срок службы двигателя в авиации
составляет обычно 1000—2500 час., по истечении которых мотор подвергается
капитальному ремонту и переводится на менее ответственную работу. Долго-
вечность наиболее высококачественных моторов достигает 5000 часов. Сильно
форсированные двигатели специального назначения, например гоночные мо-
торы, работают надежно не более 2—3 часов.
119
На долговечность и сроки между переборками сильно влияют величина
отношения эксплоатационной мощности двигателя к его максималу (фиг. I),
средняя скорость поршня и давление во всасывающем трубопроводе на экс-
плоатационном режиме (на котором двигатель, работает бойыцую часть своей
жизни), износоустойчивость и теплостойкость материалов' деталей двигателя,
особенно поршневых колец, поршней, подшипников, всасывающих и выхлоп-
ных клапанов и т. д.
Помимо технологических факторов износ деталей двигателя зависит от
качества масла, от устойчивости его против окисления и коксования и от со-
вершенства очистки масла от механических включений. Износ поршней,
поршневых колец и стенок цилиндра сильно зависит от совершенства очистки
топлива.
Уравновешенность и равномерность хода
Динамическая уравновешенность и равномерность хода принадлежат
к основным требованиям, предъявляемым к авиационному двигателю. Вибра-
ции мотора, передаваясь самолету через подмоторную раму, вызывают,
особенно на некоторых режимах полета, опасные вибрации несущих
плоскостей и оперения самолета, расшатывающие крепления узлов, пони-
жающие прочность самолета и приводящие иногда к аварии. Даже незна-
чительные вибрации утомляют экипаж и пассажиров и уменьшают ком-
фортабельность воздушного сообщения. Динамическая уравновешенность мо-
тора зависит от расположения и числа цилиндров и от расположения колен
коленчатого вала. Существенное условие динамической уравновешенности
состоит в том, чтобы равнодействующие и моменты всех свободных сил инерции
вращательно или поступательно движущихся частей были равны нулю или
приводились к силе или моменту, постоянным по величине и вращающимся
вокруг оси коленчатого вала с постоянной угловой скоростью. В последнем
случае их можно легко парализовать противовесами, укрепленными на колен-
чатом валу, развивающими равные и противоположные силы и моменты. Иде-
ального уравновешивания добиться почти невозможно. На практике условие
уравновешенности сводится к тому, чтобы свободные неуравновешенные силы
инерции имели возможно малую величину.
Наилучшей уравновешенностью отличаются двигатели с шестиколен-
ным )валом: шестицилиндровые рядные, 12-цилиндровые V-образные и 18-
цилиндровые W-образные. У первых неуравновешенная сила обычно состав-
ляет 1—2 кг; у вторых и третьих при центральном сочленении шатунов не-
уравновешенная сила составляет 1—5 кг. При наличии прицепных шатунов
неуравновешенные силы возрастают до 20—50 кг. Следующее место занимают
однорядные и двухрядные звезды. Неуравновешенная сила у них достигает
300—600 кг. Хуже уравновешены двигатели с четырехколенным валом. У них
неуравновешенные силы доходят до 1000—1200 кг.
Равномерность хода зависит, главным образом, от степени равномерности
крутящего момента двигателя. Условием равномерности хода является чере-
дование вспышек в цилиндрах через равные и притом возможно малые про-
межутки времени. Так как в существующих конструкциях,^ за редкими
исключениями, вспышки чередуются через равные промежутки времени, то
условие повышения равномерности хода равносильно условию увеличения
числа цилиндров. Наибольшей равномерностью отличаются двигатели с
большим числом цилиндров. Увеличение числа цилиндров лимитируется,
однако, соображениями стоимости изготовления и усложнением экспло-
атации.
Вибрации мотора и моторной установки могут возникнуть на практике
от самых разнообразных причин, не имеющих отношения к основной кон-
структивной схеме двигателя. Нарушение уравновешенности мотора может
быть вызвано неточным изготовлением движущихся деталей двигателя,
находящихся в определенном динамическом взаимодействии друг с другом
(например,, поршней). Сильная тряска возникает вследствие крутильных
120
колебаний коленчатого вала на определенных оборотах, называемых крити-
ческими. Равномерность хода может нарушиться из-за неравномерного питания
цилиндров топливо-воздушной смесью вследствие дефектов всасывающей,
системы или вследствие конденсации топлива во всасывающем трубопроводе.
Отказ зажигания в одном или нескольких цилиндрах также нарушает плав-
ность хода. Обледенение пропеллера, нарушающее симметрию вращающихся
масс, может вызвать опасную тряску мотора. Наконец малые и в обычных
условиях безвредные вибрации мотора могут вызвать сильную вибрацию са-
молета на режимах, при которых период колебаний мотора совпадает с перио-
дом собственных колебаний системы, несущей мотор.
Стоимость производства
Авиационный двигатель требует высококвалифицированного производ-
ства и принадлежит к числу наиболее дорогих современных машин. Стоимость
современного мощного авиационного двигателя исчисляется десятками тысяч
золотых рублей.
Очень сильно влияют на стоимость изготовления двигателя организация
и масштаб производства. Рациональные способы обработки, применение спе-
циальных инструментов, приспособлений и станков, правильное планирова-
ние производства, поточные методы производства, конвейерная сборка ит. д.—
сильно удешевляют; продукцию и могут парализовать влияние неудачной с
производственной точки зрения конструкции двигателя. Все же конструкция
двигателя сильно влияет на стоимость производства. Простые конструктивные
формы, продуманные со стороны производственных процессов и подчиненные
требованиям массового производства, снижают издержки производства.
Как правило, стоимость двигателя пропорциональна количеству деталей
двигателя. Звездообразные двигатели воздушного охлаждения с их более про-
стыми и менее многочисленными деталями значительно дешевле рядных дви-
гателей жидкостного охлаждения. Стоимость двигателя, вообще говоря,
возрастает с увеличением числа цилиндров.
Удобство эксплоатации
Очень большое значение имеют простота и удобство эксплоатации двигателя.
Двигатель должен легко запускаться в любую погоду. Конструкция двигателя
должна допускать удобный осмотр и облегчать периодическую регулировку
распределения. Число точек, нуждающихся в периодической смазке, должно
быть минимальным. Инструмент, применяемый при осмотре двигателя и мел-
ком текущем ремонте, должен быть прост и удобен.
По удобству обслуживания двигатель воздушного охлаждения имеет ре-
шительное преимущество перед двигателем жидкостного охлаждения, у ко-
торого система охлаждения порождает ряд эксплоатационных трудностей,
особенно в холодную погоду.
Приемистость,
В заключение отметим еще одно важное качество двигателя — прие-
мистость. Приемистостью называется способность двигателя быстро и
плавно набирать обороты и увеличивать мощность при открытии дроссельной
заслонки. Эта способность имеет большое значение при фигурных полетах,
в воздушном бою, а также при посадке самолета на неудобные площадки.
В последнем случае часто встречается необходимость быстро перевести самолет
на подъем, если избранная площадка окажется неудобной для посадки или
если встретится незамеченное ранее препятствие, например группа деревьев,
линия высоковольтной передачи и т. д. Во всех подобных случаях способность,
двигателя быстро реагировать на манипуляцию дроссельной заслонкой имеет
огромное значение.
121
Приемистость двигателя при заданном сорте топлива зависит, главным
образом, от конструкции всасывающей системы и карбюратора. Чем ближе
к всасывающим клапанам расположен карбюратор и чем короче путь смеси
от карбюратора до цилиндра, тем приемистее двигатель. Современные карбю-
раторы снабжаются приспособлениями для подачи дополнительных порций
горючего в моменты быстрого открытия дросселя (ускорительные насосы, или
помпы приемистости).
Приемистость оценивается временем, в течение которого двигатель при
быстром открытии дросселя переходит с малого газа на режим полных оборо-
тов. У современных мощных двигателей это время составляет 2—3 сек.
Литература
1. DevilliersR., Le moteur a explosions, Dunod, Paris, 1935. Русский перевод:
Девилльер Р., Легкие двигатели внутреннего сгорания, ГИЗ, 1929.
2. Ricardo Н. R., The Internal Combustion Engine, pt I, II, bond., 1927. Русский
перевод: Рикардо Г. Р., Быстроходные двигатели внутреннего сгорания, ГТИ,
1932-
3. Р у е D. R., The Internal Combustion Engine, v. I, li, Oxford, 1937. Русский перевод:
Пай Д. Р., Двигатель внутреннего сгорания, ч. I, II, Оборонгиз, 1939, 1940.
, 4. М а г k s L.The Airplane Engine, Me Graw Hill, N. Y., 1922. Русский перевод:
Маркс Л., Авиационные двигатели, Транспечать, 1925.
5. Р a g е V. W., Modern Aviation Engines, Henley, N. Y., 1925.
6. Judge A. W-, Automobile and Aircraft Engines, bond., 1924.
7. GranzerR., Schhellaufende Verbrennungsmaschinen, Schmidt, Berlin, 1924.
8. S w a n A., Handbook of Aeronautics, vol. II, Aero-Engines, Pitman, bond., 1938.
9. F r i e г J. D., Aero-Engines, Griffin, 1934.
10. RebourgE-, Le moteur d’aviation moderne, Paris, ed. d’aut.
11. Fedden H. R., Air-cooled Engine <n Service, Lond., 1936.
12. Бу гров E. П-, Ba p лей В. E., Д о б p ы н и н А- А. и др., Теория авиа-
ционного двигателя, Оборонгиз, 1940.
13. Островский А. П-, Курс конструкций и расчетов авиационных моторов, ГНТИ,
1931.
14. Н е й м а н И. III., Динамика и расчет на прочность авиационных моторов, ч. I, II,
ОНТИ, 1933, 1934.
15. Масленников М. М., Общий курс авиационных двигателей легкого топлйва,
ОНТИ, 1938.
16. 3 а и к и н А. Е. и др., Авиационные моторы, Военгиз, 1937-
17. Атлас конструкций авиационных моторов, под ред. В. Я. Климова, ч. I, ОНТИ, 1934,
ч. II, ОНТИ, 1937.
48. Атлас общих видов моторов, под ред- А. Е. Заикина, изд. ВВА им. Н. Е. Жуков-
ского, 1938.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр,
Отавтора...................................................................... 3
Обозначение.................................................................... б
I. Исторический обзор ....................................................... 7
Авиамоторостроение в СССР..................................................... 52
Литература.............% ч ..... ............................................. 56
II. Современное состояние и тенденции развития авиационного моторостроения . . 66
Авиационное моторостроение в Европе и США.................................... —
Тенденции развития авиационного моторостроения.............................. 66
Бесклапанное распределение............................................... 70
Непосредственный впрыск ................................................. 72
Двухвальные двигатели.................................................... 73
Нагнетатели.......................................................... 76
Винты.................................................................... 79
Высокотемпературное охлаждение. Туннельные радиаторы . .................. 81
Использование тепла охлаждения и выхлопа................................. 84
Скоростной наддув ....................................................... 86
Охлаждение при высоких скоростях полета .................................. —
Воздушное и жидкостное охлаждение........................................ 86
Литература............................ . . ................................ 87
III. Авиационные двигатели. Основные понятия. Терминология.................... 89
Двигатели легкого и тяжелого топлива .............~......................... 90
Классификация двигателей по способу охлаждения ............................. 91
Рабочий объем. Степень сжатия. Средняя скорость поршня ...................... —
Органы распределения. Фазы распределения ................................. 94
Устройство четырехтактного двигателя легкого топлива ....................... 95
Нагнетатель ............................................................. 98
Редуктор . 99
Агрегаты . .'.............................................................Ю0
Винтомоторная установка .................................................. —
Мощность двигателя..........................................................101
Литровая мощность ...................................................... 109
Типы авиационных двигателей.................................................105
Рядные двигатели ........................................................107
Звездообразные двигатели..................................................НО
Основные показатели авиационных двигателей..................................112
Вес ................................................................... —
Расход горючего...........................................................Н4
Расход масла ....................................................‘ • - НО
Габариты и воздушное сопротивление ....................................... —
Надежность............................................................119
Долговечность ......................................................
Уравновешенность и равномерность хода ...................... 120
Стоимость производства................................................1^1
Удобство эксплоатации .................................................... —
Приемистость.............................................................. —
Литература.................................................................122
IV. Выбор размерности и проектирование авиационных двигателей.............. 123
1. Теория подобия и ее значение для проектирования авиационных двигателей .... —
Механический коэфициент полезного действия.....................128
Удельная мощность......................................................... —
Вес................................................................... 130
Конструкционный вес..................................................... 134
2. Проектирование авиационных двигателей......................................135
Выбор размерности....................................,.................... —
Пр имер расчета . :.................................................. 140
665
Литература............................................................144
Проектирование................................................... —
О расчете деталей авиационных двигателей на прочность............ 151
V. Материалы......... . . .’................................... . . 159
Стали............................................. ..............• —
Углеродистые стали .............................................. —
Хромистые и никелевые стали. 159
Хромоникелевые стали ;........................................... 161
Азотируемые стали ............................................... 163
Клапанные стали ................................................ ....
Сплавы специального назначения ................................... ...
Инвар........................................................... ...
Тяжелый сплав.................................................. 166
Магнитные стали................................................. —
Инконель :...................................................... ....
Стеллиты.............................................................
Алюминиевые сплавы................................................. 167
Литейные сплавы ................................................. —
Поршневые сплавы................................................. 170
Алюминиевые сплавы для ковки, штамповки и прессовки.............. —
Магниевые сплавы.................................................. 172
Медные сплавы...................................................... 174
Чугун ............................................................. 176
Антифрикционные сплавы ............................................ —
Баббиты.......................................................... —
Свинцовая бронза ................................................ 178
Новые антифрикционные металлы ................................... —
Пластики......................................................... 179
Конструкционная характеристика материалов................... 181
Литература............................................................ 187
Усталостная прочность......................................
Литература........................................................... 193
Сравнительная весовая оценка авиационных материалов . . ......... —
VI. Обработка поверхностей............................................201
Способы придания поверхностной твердости......................... 202
1. Цементация................................................. —
2. Азотирование —
3. Цианирование..............................................204
4. Поверхностная закалка ..................................... —
5. Стеллитирование ........................................... —
6. Хромирование............................................ 205
7. Нагартовка............................................... —
Способы чистовой отделки........................................206
Литература............................................................210
Антикоррозийные покрытия ........................................ —
Литература........................................................... 214
ДЕТАЛИ ДВИГАТЕЛЯ ................................................ 215
I. Цилиндровая группа................................................ —
Головка цилиндров .................................................. —
Цилиндровая группа двигателей жидкостного охлаждения.............. 225
Сварные цилиндры................................................227
Блочная конструкция.............................................229
Расположение и привод клапанов..................................233
Гильзы цилиндров ...............................................235
Литература......................................................... 237
Расчет цилиндров на прочность...................................
Блок головок и рубашек......................................... 239
Свечевые втулки.................................................244
Стяжные шпильки............................................... 245
Тепловые напряжения.............................................258
Литература...........................................................269
Исполненные конструкции.......................................... —
2. Двигатель Испано-Сюиза 12 Ydrs................................... —
3. Двигатель Юнкере 211............................................274
4. Двигатель Лоррэн «Петрель»......................................276
5. Двигатель Даймлер-Бенц..........................................277
6. Двигатель Роллс-Ройс «Мерлин».................................... —
7. Двигатель AM-34 ............................................... 279
8. Полублочные конструкции.........................................282
666
Цилиндры двигателей воздушного охлаждения...................... 287
Конструктивная эволюция.......................................... —
Конструкции стакана и головки.................................. 294
Расчет на прочность.......................................... 308
Расчет охлаждающих ребер....................................... 309
Некоторые сведения из теории теплопередачи.................... —
Коэфициент теплоотдачи от стенки к воздуху ............... 316
Коэфициент теплоотдачи от газов к стенке................. 318
Теплопередача и сопротивление............................. 319
Охлаждающие ребра.............................................. 320
Приведенный эффективный коэфициент теплоотдачи ............. 323
Методика расчета ......................-....................... 324
Литература.......................................................... 332
II. Поршневая группа................................................ 333
Поршень.......................................................... —
Конструкция................................................... —
Расчет на прочность и удельное давление..................... 351
Литература .....................................,................... 352
Общие сведения .................................................... —
Замки поршневых колец............................................ 356
Число колец...................................................... 359
Форма кольца....................................................... —
Кольцо равномерного давления....................................... 362
Расчет на прочность................................................ 365
Конструкция........................................................ 369
Изготовление....................................................... 370
Литература................................................................. 373
Поршневой палец....................................................... —
Исполненные конструкции............................................... 379
III. Клапаны.............................................................. 385
Общие сведения . • • ................................................. —
Теплоотвод от клапанов.............................................. 396
Охлаждение клапанов................................................. 399
Замки, тарелки и наконечники клапанов................................403
Особенности клапанов с непосредственным приводом ....................406
Седла клапанов.......................................................407
Направляющие клапанов.............................................. 411
Пружины............................................................. 413
Литература................................................................415
IV. Механизм распределения • • 416
Механизм распределения рядных двигателей жидкостного охлаждения....... —
Привод клапанов....................................................... —
Траверсы, рычаги, коромысла........................................ —
Регулировка зазоров...............................................421
Ударники..........................................................423
Исполненные конструкции ..........................................425
Кулачковый валик.....................................................428
Привод распределения.................................................430
Установка распределения..............................................436
Исполненные конструкции............................................• 439
Привод распределения мотора АМ-34 ................................. 444
Механизм распределения звездообразных двигателей......................448
Установка распределения..............................................453
Толкатели........................................................... 458
Тяги................................................................ 460
Кожухи тяг............................................................ —
Коромысла........................................................... 461
Крышки клапанных коробок...........................................• 467
Пружинные затворы..................................................• —
Изменение зазоров в клапанном механизме двигателя воздушного охлаждения 468
Компенсация зазоров.............................................. • 475
Расчет клапанного механизма на прочность . . . 485
Клапанный механизм с приводом клапана посредством траверс........... 486
Клапанный механизм с непосредственным приводом клапана.............. 490
Клапанный механизм с приводом клапана посредством коромысла с роликом 491
Кулачковый валик................................................... 495
Промежуточная передача...............................................497
Клапанный механизм звездообразного двигателя.......................... —
667
V. Шатуны.............................................................. 502
Шатуны V-образных двигателей........................................ —
Шатуны W-образных двигателей • • ...........................'...... 516
Шатуны звездообразных двигателей..................................... —
Неразъемные шатуны ..........................................518
Разъемные шатуны........................ • •....................526
Изготовление........................................................ 528
Расчет шатуна на прочность...........................................629
Литература................................................................532
VI. Коленчатые валы....................................................... 533
Коленчатые валы рядных двигателей....................................• —
Подшипники коленчатого вала......................................• . 544
Механизм жидкостной смазки......................................• —
Расчет подшипника.............................................. 553
Приближенные способы оценки нагруженности подшипников......... . 558
Подвод масла в подшипники........................................559
Условия работы, подшипников коленчатого вала.....................564
Диаграмма износа.................................................566
Конструкция вкладышей........................................... 567
Антифрикционные материалы ..........................,........... 570
Подшипники качения.............................................. 571
Исполненные конструкции......................•..................... 572
Коленчатые валы звездообразных двигателей..............................576
Коленчатые валы однорядных звездообразных двигателей.............. 577
Коленчатые валы двухрядных звездообразных двигателей.............. 584
Изготовление........................................................ 587
Расчет коленчатого вала на прочность.................................588
Шатунные шейки....................................................59С
Щеки.............................................................. 591
Коренные шейки ...................................................55<
Расчет носка вала на жироскопический момент.......................594
Литература..............................................................• 596
VII. Втулки винтов фиксированного шага.................................... 59~
VIII. Картеры.......................................................... . 609
Картеры рядных двигателей.............................................. —
Изготовление . -.................................................... 620
Исполненные конструкции ............................................. 623
Картеры звездообразных двигателей..................................... 624
Картеры однорядных звездообразных двигателей....................... 627
Исполненные конструкции ........................................... 630
Картеры двухрядных звездообразных двигателей.........................632
Стальные картеры • - •................................. •.......... 634
Литература ..................................................•...........635
Приложения • .......................................................... 637
Общие виды двигателей^............................................. 639
Расчет подшипников поршневого пальца............................... 643
Дополнения........................................................ 651
Предметный указатель ......... • ...................... 660
Редактор С. С. Родзевич Техн, редактор А. А. Базанова Подписала к печ. А. Н. Савари
Сдано в набор 5/Х 1939 г. Подписано к печ. 23/VI 1940 г. Автор. Дог. № 18. Инд. А-5-2.
Тираж 6000. Кол. печ. листов 41,75 + 5 вклеек. Учетно-авт. лист. 64,47. Формат бумаги
72х108/16. Уполн. Главл. А-29061. Заказ № 1071.
Типография Оборонгиза. Киев, Крещатик, 42.
Замеченные опечатки
Imp. Строка Напечатано Должно быть По чьей вине
66 7 сверху 1200 л. с. 1800 л. с. тип.
107 1 снизу чередования чередовались тип.
173 25 снизу поверхность вала имеет повышенную поверхности вала придана повышенная авт.
391 3 снизу тюльпанами тюльпанными тип.
Орлов П. И. Конструкция авиационных двигателей. Зак. № 1071-