Секреты высоких скоростей кордовых моделей самолетов - Жидков С.

Автор: Жидков С.

Теги: механика самолетостроение самолеты моделист-конструктор

Год: 1972

Похожие

Кордовые летающие модели.

Кордовые летающие модели

Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели летающих моделей самолетов

Текст

Библиотечка
и|ОДЕЛИСтУ
Г<ОНСТРУКТО?А

иадАКАЪСТВО АССАД* МОСКВД19Г2

6-9-2
89-72
В книге рассказывается о проектирова-
нии и изготовлении кордовых скоростных
моделей самолетов чемпионатного класса,
приводятся таблицы профилей крыла и опе-
рения, освещаются вопросы расчета и под-
бора воздушных винтов. Особое внимание
уделяется проектированию и изготовлению
микродвигателей. Чертежи лучших образ-
цов приводятся в книге.
Книга рассчитана на авиамоделистов и
руководителей авиамодельных кружков
школ. Домов пионеров и станций юных тех-
ников, имеющих подготовку в объеме сред-
ней школы, и на спортсменов.
РАСЧЕТ И ПРОЕКТИРОВАНИЕ КОРДОВОЙ СКОРОСТНОЙ
МОДЕЛИ САМОЛЕТА
Класс кордовых скоростных моделей самолетов —
один из сложных. Чтобы добиться увеличения скорости
полета модели, спортсмену необходимо иметь большие
знания и обладать тонкой инженерной интуицией. В дан-
ной книге рассказывается о некоторых из путей увеличе-
ния скорости модели.
ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К МОДЕЛИ
Перед проектированием и конструированием кордовой
скоростной модели самолета с двигателем внутреннего
сгорания каждый авиамоделист должен ознакомиться с
основными техническими требованиями, предъявляемы-
ми к этому классу моделей.
По положению Международной авиационной федера-
ции (ФАИ) двигатели кордовых скоростных моделей
самолетов делятся на три категории: I категория с ра-
бочим объемом двигателя до 2,5 см3; II категория с ра-
бочим объемом двигателя до 5 см3; III категория с ра-
бочим объемом двигателя до 10 см3. Рабочий объем ци-
линдров поршневых двигателей определяется по фор-
муле:
v = —л—, СМ3,
где л = 3,14;
D — диаметр цилиндра двигателя, см;
Н —ход поршня, см;
L —количество цилиндров.
з
Диаметр цилиндра и ход поршня замеряются с точ-
ностью до 0,05 мм.
Авиамоделисту при проектировании двигателя нужно
выбрать такие размеры (диаметр цилиндра D и ход
поршня Н), чтобы при данной точности контрольного
измерения рабочий объем двигателя (V) не превысил
допустимую величину. По правилам ФАИ все официаль-
ные соревнования (чемпионаты мира, Европы и СССР)
проводятся в классе кордовых скоростных моделей са-
молетов с двигателями, рабочий объем которых не пре-
вышает 2,5 см3. По этим же правилам минимальная пло-
щадь несущих поверхностей этих моделей должна быть
равна 2 дм2, умноженным на объем двигателя, выражен-
ный в кубических сантиметрах, т. е. 2X2,5=5 дм2, а мак-
симальная нагрузка — 100 г!дм2. Площадь несущих по-
верхностей — это общая площадь крыла (или крыльев),
а также горизонтальных (или наклонных) плоскостей
хвостового оперения. В расчет принимаются поверхно-
сти, представляющие ортогональные проекции на гори-
зонтальную плоскость соответствующих поверхностей, в
положении горизонтального полета.
В тех случаях, когда крылья или плоскости хвостово-
го оперения примыкают к корпусу модели, относимые в
расчет поверхности должны включать весь центроплан
фюзеляжа (или фюзеляжей). Для этого контуры пло-
скостей условно считают продолжающимися до встречи
с вертикальной плоскостью, проходящей через ось дви-
гателя. Для определения максимальной нагрузки на не-
сущую поверхность берется в расчет вес модели в мо-
мент взлета. На каждую модель, представляемую на со-
ревнования, надо нанести опознавательные знаки, со-
стоящие из двух букв (первые буквы фамилии и име-
ни) и двух цифр, размер которых минимум 10 мм.
Соревнования по кордовым скоростным моделям про-
водятся на дистанции в 1 км. И чтобы за 10 кругов мо-
дель прошла это расстояние^ необходим радиус:
К = *2^- =15,92 м. Длина радиуса измеряется от оси
рукоятки до оси воздушного винта. Для пилотирования
кордовой скоростной модели самолета разрешается при-
менять только двухкордовое управление с минимальным
диаметром нити 0,3 мм. Ручка управления показана на
рис. 1. Для безопасности вся совокупность системы уп-
4
Рис. 2. Пилпц управления
равления (рукоятка, нити и детали управления в самой
модели) должна выдерживать натяжение, равное 20-
кратному весу модели.
Для кордовых скоростных моделей самолетов, осна-
щенных поршневыми двигателями с калильным зажига-
нием, применяется горючее только стандартного рецеп-
та, которое представляется организаторами соревнова-
ний и состоит из следующих компонентов: метанол —
80%, касторовое масло — 20%; метанол — 75%, касто-
ровое масло — 25%. Для кордовых скоростных моделей
самолетов с компрессионными двигателями можно при-
менять горючее любого состава. В момент пилотирова-
ния зачетного полета рукоятка управления должна на-
ходиться на вилке (пилоне управления) (рис. 2).
ВЫБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ МОДЕЛИ
Разберем случай горизонтального полета модели на
высоте, равной высоте пилона управления. При этом
центробежная сила, действующая на модель, летящую
по кругу, не дает вертикальной составляющей, и карти-
на сил, действующих на модель, будет иметь вид, пока-
занный на рис. 3 (G — сила веса модели, Р — сила тя-
ги винта, направленная по оси двигателя, R — равнодей-
ствующая аэродинамических сил). Разложим силу R на
ее компоненты: подъемную силу Y и силу лобового со-
противления Q.
К моменту, когда спортсмен ставит «ручку» на пилон
управления, модель уже набрала скорость, и движение
ее можно считать установившимся. По первому закону
Ньютона сумма сил, действующих на модель, должна
быть равна нулю. Разделим все силы, действующие на
модель, на две группы: силы, действующие на модель
в направлении полета, и силы, действующие перпенди-
кулярно направлению движения. Так как сумма сил,
действующих на модель, равна нулю, то сумма сил в
каждом из указанных направлений также равна нулю.
В направлении движения действуют сила тяги винта
Р и сила лобового сопротивления Q. Поскольку они
уравновешены, то
P=Q. (1)
Если эти силы не равны, то движение будет замед-
ленным или ускоренным. Когда сила тяги винта боль-
6
Рис. 3. Силы, действующие
на модель в полете
ше силы сопротивления модели
и корды, что имеет место в
момент разгона модели, ско-
рость модели будет увеличи-
ваться дэ тех пор, пока си-
ла возрастающего сопротивле-
ния не станет равна тяге
винта.
В направлении, перпенди-
кулярном движению модели,
действует подъемная сила У и
сила веса модели G. Для рав-
новесия этих сил необходимо,
чтобы
Y = 0. (2)
Подъемная сила У равна,
r=_₽_!2.s.cy, (3)
где S — площадь крыла в плане;
р — плотность воздуха;
V — скорость полета;
Су— коэффициент подъемной силы крыла.
Полет кордовой скоростной модели самолета проис-
ходит у самой земли, где средние параметры воздуха
следующие: /=15°С, давление 760 мм рт. ст., плотность
воздуха 0,125 кг.сек21м*. Во всех дальнейших расчетах
использованы эти значения.
Считая полетный вес модели постоянным, пренебре-
гаем незначительным его изменением, вызванным выго-
ранием топлива. Тогда, подставив формулу (3) в урав-
нение (2), получим
Отсюда потребный Cs кр при скорости полета 240 км]час,
площади крыла 3,5 дм2 и весе модели 450 г будет равен
Г — G — 0,450 -ЛП”
ЬУКР— ~ ft ,9. /240-1000 \ 2 „ п„ — и’иЭ‘
2 °’125 (—3600—) •°,°35
В данном расчете площадь берется равной площади
крыла, так как подъемную силу модели создает только
7
крыло. Такой низкий потребный Су кр в дальнейшем су-
щественно повлияет на выбор профиля крыла и угол ата-
ки.
Рассмотрим теперь уравнение (1), где сила сопро-
тивления определяется следующим выражением
Q ~ ' *^кр (5)
где Сх — коэффициент сопротивления.
Подставив формулу (5) в уравнение (1), найдем вы-
ражение для скорости
ЧР
* - V • (6)
F Р*ОКр •
При заданной тяге винта Р, плотности воздуха р и
площади крыла S величина скорости полета зависит от
коэффициента сопротивления Сх. Чем больше Сх, тем
меньше скорость полета и, наоборот, с уменьшением Сх
можно получить при одной и той же тяге винта большую
скорость. Максимальная скорость полета будет, очевид-
но, в том случае, когда коэффициент лобового сопротив-
ления имеет минимальное значение Схмин, т. е.
17 1/ 2Р
v макс— If * (7)
V Р°кр ^х мин
Следовательно, для того чтобы увеличить скорость по-
лета модели, не увеличивая тяги винта, необходимо
уменьшить Сх.
Уравнение (1) можно записать в следующем виде*
Р — Смодели 4" Qkopah* (8)
Вначале рассмотрим сопротивление модели, которая
состоит из следующих величин:
Фмодели — QKpbifla 4" К (<?ф юзеляжа 4
4“ Qоперения)
капота
(9ч
с I К (С . С PV2
Ькр 2 “Г А I ф *Эф • ~
1 .Q EX2-!./? .Q LK2
хтр °тр 2 °оп 2
ИЛИ
Р‘ s С — С
2 °кр ^хмод °кр
4" Огкап'^кап Ь Огтр’^тр” h ^х оп ’ *^оп ““ j • (9')
Разделив обе части равенства (9') на SKp , полу-
чим
р । гл/Cjf ф*«5ф4-кап‘•^кап“1"Схтр’'^то + С^оп,5оп
^•х мод— ^х кр I" AI “
\ °кр ,
8
Коэффициент К= 1,10—1,15 учитывает так называе-
мую интерференцию (влияние частей модели друг на
друга).
Теперь подробно остановимся на коэффициенте со-
противления крыла СхКр, так как сопротивление крыла
составляет большую часть сопротивления модели. Коэф-
фициент сопротивления крыла Схкр равен сумме коэф-
фициентов профильного и индуктивного сопротивления:
Сх кр = СХ р + Сх /• 00
Коэффициент индуктивного сопротивления подсчи-
тывается по формуле:
= <12>
где к — коэффициент, зависящий от формы крыла в
плане;
Су— коэффициент подъемной силы крыла;
X — относительное удлинение крыла, равное
I2
Х = ^-. (13)
°кр
Для эллиптического крыла к=1, поэтому
С2
Сх 0,318 • . (14)
Для прямоугольного крыла (при Х = 5+10)
Сх1 = 0,335-^. (15)
Сравнивая формулы (14) и (15), видим, что у крыла,
имеющего эллиптическую форму в плане, индуктивное
сопротивление меньше. Однако получаемый выигрыш при
использовании такого крыла незначителен, так как ин-
дуктивное сопротивление в общем сопротивлении модели
составляет всего 0,5%. Поэтому применять эллиптиче-
ское крыло нецелесообразно из-за сложности его изготов-
ления. Кроме того, весьма вероятные ошибки при профи-
лировании такого крыла приведут к увеличению его про-
фильного сопротивления.
Большую часть сопротивления крыла составляет про-
фильное сопротивление, которое состоит из сопротивле-
ния трения и сопротивления давления. Сопротивление
трения, обусловленное вязкостью воздуха, зависит от
характера пограничного, слоя крыла, который образует-
ся у поверхности профиля. Пограничный слой может
19
быть ламинарным, турбулентным или смешанным, в за-
висимости от числа Re (Рейнольдса), которое подсчиты-
вается по формуле
Re=-^, (16)
где V — скорость полета, м/сек.',
в — хорда крыла (расстояние между наиболее
удаленными точками профиля крыла), лг,
v — кинематический коэффициент вязкости. Для
воздуха v=0,0000145 м2/сек при 15°С и 760 мм
рт. ст.
Выражение (16) для моделей, полет которых проис-
ходит вблизи земли, можно записать так,
Re = 69-У.е, (17)
здесь скорость V берется в м/сек, а хорда в мм.
Влияние вязкости на аэродинамические характери-
стики профиля обычно оценивается исходя из опытных
и теоретических данных, полученных при изучении погра-
ничного слоя на тонкой пластинке. Сопротивление трения
плоской пластинки зависит от двух факторов: Re и
, t .
положения точки перехода t = где г — расстояние
от передней кромки пластинки до точки перехода лами-
нарного слоя в турбулентный, а в — хорда пластинки
(рис. 4).
Очевидно, от этих же факторов зависит и профильное
сопротивление. Помимо сил трения, на профиль крыла
действуют также силы, вызываемые разностью давле-
ний в передней и кормовой частях профиля крыла. Но
при малых углах атаки и умеренной толщине профиля
Рис. 4. Схема смешанного пограничного слоя на
пластинке
10
(С-< 15%) разность давлений незначительно влияет на
величину профильного сопротивления, и оно, в основном,
определяется силами трения. На рис. 5 показано измене-
ние профильного сопротивления в зависимости от толщи-
ны симметричного профиля, поставленного под углом
атаки а=0 при постоянном числе Re = 4 • 105. Из приве-
денных данных_следует, что при толщине профилей, не
превышающих С = 15%, основную долю сопротивления
составляет сопротивление трения.
Для определения коэффициента профильного сопро-
тивления Схр обычно пользуются формулой:
Схр — 0,925 • 2Cyi)t.,
где 2CZ—' удвоенный коэффициент трения плоской пла-
стинки, определяемый в зависимости от
Re и положения точки перехода на профиле;
т)с— коэффициент, учитывающий влияние на сопро-
тивление толщины профиля, т. е. сопротивле-
ние давления.
Положение точки перехода определяет, какая часть
поверхности профиля обтекается ламинарным погранич-
ным слоем и какая турбулентным. А если учесть, что
вязкость воздуха при турбулентном пограничном слое
вызывает большие силы трения, то станет ясна зависи-
мость профильного сопротивления от положения точки
перехода.
.Чем дальше от передней кромки находится точка пе-
рехода, т. е. чем большая часть поверхности профиля об-
0 10 20 30 С. 7.
Рис. 5. Величина сопротивления трения и сопротивления давления
профилей различной относительной толщины
11
Рис. 6. Типичное распределение дав-
ления по хорде обычного № 1 и ла-
минаризированного № 2 профилей на
небольшом угле атаки
текается ламинарным
пограничным слоем,
тем меньше сопротив-
ление трения. Точка
перехода ламинарного
пограничного слоя в
турбулентный на про-
филе крыла не совпа-
дает с точкой перехода
на тонкой пластинке.
Ее положение на про-
филе зависит не только
от Re, но также
и от формы профиля и
угла атаки. Формой
профиля и углом атаки
определяется картина
распределения давле-
ния по контуру профи-
ля и положения точки
минимума давления
(рис. 6). Течение воз-
духа на участке обво-
да профиля от перед-
ней критической точки
до точки минимального
(точки максимального давления)
давления сопровождается увеличением скорости и умень-
шением давления. Как показывают исследования, на этом
участке не только не происходит турбулизации погра-
ничного слоя, а наоборот, если пограничный слой здесь
турбулентный (например, вследствие шероховатости по-
верхности), то турбулентность его уменьшается.
За точкой минимума давления, где скорость потока
уменьшается, а давление увеличивается, происходит ин-
тенсивная турбулизация потока в пограничном слое, и в
некоторой точке, лежащей за точкой Рмин , ламинарный
пограничный слой переходит в турбулентный. Таким об-
разом, положение точки перехода на профиле связано с
положением точки минимального давления. Расстояние
между точкой минимума давления и точкой перехода за-
висит от Re и шероховатости поверхности. Для глад-
кого профиля, шероховатость поверхности которого
меньше 4—5 мк, точка перехода совпадает с точкой ми-
12
нимума давления. При высоте бугорков шероховатости
5—15 мк точка перехода расположена впереди точки ми-
нимума давления и тем ближе к передней кромке, чем
больше высота бугорков. Если высота бугорков более
15 мк, то пограничный слой становится полностью тур-
булентным.
На картину распределения давления по профилю кры-
ла влияет расположение максимальной толщины профи-
ля. Смещение назад от передней кромки максимальной
толщины профиля приводит на малых углах атаки к бо-
лее равномерному распределению давления по поверх-
ности профиля и к уменьшению (по абсолютной величи-
не) значения Рмии . Влияние местоположения максималь-
ной толщины профиля на картину распределения давле-
ния для двух профилей, имеющих одну и ту же макси-
мальную толщину, показано на рис. 6. Как видно из кар-
тины распределения давления по верхней поверхности
профилей, точка минимума давления Рмин смещается
вместе со смещением максимальной толщины профиля
назад от передней кромки.
Выше уже указывалось, что коэффициент профиль-
ного сопротивления будет тем меньше, чем больше дли-
на участка, занятого ламинарным пограничным слоем,
т. е. чем дальше от передней кромки расположена точка
перехода.
Для увеличения длины ламинарного пограничного
слоя, обтекающего профиль, применяются ламинаризиро-
ванные профили (№ 2 на рис. 6), которые отличаются от
обычных (№ 1 на рис. 6) тем, что точка минимума дав-
ления, а следовательно, и точка перехода находятся на
45—60% длины хорды. Такое расположение точки пере-
хода обеспечивается смещением назад максимальной
толщины профиля. Максимальная толщина у ламинари-
зированных профилей находится на 45—60% хорды.
Но ламинаризированный профиль имеет меньшее со-
противление только при малых углах атаки, так как с
увеличением угла атаки точка минимума давления, а
вместе с ней и точка перехода ламинарного пограничного
слоя в турбулентный сместятся к передней кромке, и ла-
минаризированный профиль теряет свое преимущество
(рис. 7).
Рассмотрим теперь возможность применения ламина-
ризированного профиля на кордовой скоростной модели
13
самолета. Как уже ука-
зывалось, для модели,
совершающей горизон-
тальный полет со ско-
ростью 240 км/час, по-
требный Су = 0,05. Та-
кой Су можно обес-
печить тонким симмет-
ричным профилем при
угле атаки всего 30—
40', поэтому применя-
ют ламинаризирован-
ный профиль, для кото-
рого углы атаки не
должны превышать 4—
5°. Но ламинаризиро-
ванный профиль теря-
Рис. 7. Поляра ламинаризированно-
го профиля
ет свое преимущество,
если он находится в зоне струи винта, турбулизиру-
ющей пограничный слой. Это следует учитывать при
проектировании скоростной модели.
Применять ламинаризированный профиль на модели
обычной самолетной схемы и тем более на модели «Ступ-
пи» (рис. 8), где для увеличения Re в целях умень-
шения профильного сопротивления принято крыло и ста-
билизатор с малым удлинением и большой хордой, неце-
лесообразно, так как большая часть крыла и почти весь
стабилизатор будут находиться в турбулизирующей струе
винта. Нужно также следить за тщательностью отделки
поверхности крыла, шероховатость которой не должна
превышать 4:5 мк. Особенно это требование относится
к ламинаризированным профилям, так как шерохова-
тость смещает точку перехода к передней кромке, и сле-
довательно, аннулирует все преимущества ламинаризи-
рованного профиля. Такой метод отделки крыла, как ок-
раска пульверизационным способом, становится неприем-
лемым, так как высота бугорков шероховатости при этом
равна~20 мк. Для уменьшения шероховатости в таких
случаях поверхность необходимо полировать. Более удач-
ным в этом отношении является крыло с металлической
обшивкой, которое обладает высокой жесткостью, глад-
кой поверхностью и хорошими эксплуатационными каче-
ствами.
14
ЛТПя
3 3/16"
Рис. 8. Кордовая скоростная модель самолета «Ступни»
Теперь, когда рассмотрены все основные факторы,
влияющие на сопротивление модели, можно определить
Сх модели. Для примера возьмем кордовую скоростную
модель самолета нормальной схемы (рис. 9). Как уже
указывалось, для совершения горизонтального полета
СуКр должен быть равен 0,05. Такой Сукр для данного
15
профиля будет при угле атаки 0°. При этом Схр равен
0,008. Крыло имеет трапециевидную форму в плане, Сх1
подсчитываем по формуле (15) С х t = 0,335 ^^=0,00007.
По формуле (11) определяем Сх кр. С, KD=0,008+0,00007=
=0,00807.
Теперь определим коэффициенты сопротивления
остальных частей модели. Фюзеляж модели, показанный
Рис. 9. Кордовая ско-
ростная модель самолета
нормальной схемы.
Площадь миделя: фюзе-
ляжа 0,126 длс2, капота
0,14 дм2, трубы 0,07 дм2.
Профиль № 2 (см. при-
ложение) . 5 ко = 3,51 дм2',
SCT = 1,55 дм2
на схеме, имеет круглое сечение. Коэффициент сопротив-
ления для такого фюзеляжа равен 0,089. Капот двигате-
ля имеет каплевидное сечение. Тела, имеющие каплевид-
ное сечение, продувались при Re, очень близком
к полетному Re капота. На рис. 10 приведена за-
висимость коэффициента сопротивления тел, имеющих
каплевидное сечение, в зависимости от отношения длины
16
тела к его ширине. По этому графику находим коэффи-
циент сопротивления капота: Сх кап = 0,075.
Коэффициент сопротивления хвостового оперения с
симметричным профилем равен 0,006, а коэффициент со-
противления трубы — 0,16.
Учесть влияние частей модели друг на друга анали-
тическим путем чрезвычайно сложно. Поэтому интерфе-
ренцию определяют с помощью эксперимента. Проведен-
ные исследования показали, что при таком расположении
крыла, как у кордовой скоростной модели самолета,
коэффициент К, учитывающий интерференцию, равен
Рис. 10. Коэффициент сопротивления капота
1,15. Коэффициент сопротивления модели определяем по
формуле (9')
______I iz/Qt ф-5ф4-Сх кап^кап + Схопер'^опер+Ог тр'^тр\_
х мод — кр Т п ( 7 I —
\ ^кр /
=0,02128.
Модель, взятая нами в качестве примера, а также мо-
дель американского спортсмена А. Нельсона, были про-
дуты в аэродинамической трубе Московского авиацион-
но-технологического института. Проведенные подувки по-
казали хорошую сходимость результатов. Так, коэффици-
ент минимального сопротивления для модели нормаль-
ной схемы конструкции автора этой книги равен 0,0206,
а для модели американского спортсмена А. Нельсона,
имеющей также металлическое крыло, равен 0,0208. Про-
дувки, проведенные Майбахом в аэродинамической тру-
бе Аахенского университета (ФРГ), показали, что коэф-
фициент минимального сопротивления его модели равен
0,0198. Из сравнения расчетного значения коэффициента
сопротивления модели с экспериментальными данными
видно, что разница незначительна.
Желание снизить коэффициент сопротивления кордо-
2-625
17
вых скоростных моделей самолетов и, соответственно,
повысить их скорость заставляло авиамоделистов всех
стран искать новые аэродинамические схемы. Первый
шаг в этом направлении сделал американский спортсмен
Глен Ли. На чемпионат мира, проходивший в Киеве в
1962 г., он привез оригинальную модель несимметричной
схемы, которая имеет только левую консоль крыла и пра-
вую консоль стабилизатора. Двигатель наклонен голов-
кой цилиндра на 90° в сторону левой консоли крыла, что
дает возможность уменьшить общий мидель модели, не
нарушая технических требований. Уменьшение миделя
получается потому, что при подсчете площади модели
учитывается площадь крыла, закрытая капотом двигате-
ля. Применение одной консоли крыла и стабилизатора
сокращает вдвое число мест сочленения фюзеляжа и не-
сущих плоскостей, что приводит к уменьшению сопротив-
ления интерференции. Модель, выполненная по этой схе-
ме, дает некоторый выигрыш в сопротивлении, но имеет
один недостаток, обусловленный ее несимметричностью.
Модель хорошо взлетает и совершает горизонтальный
полет, но как только двигатель останавливается, она рез-
ко снижается, и от пилота требуется незаурядная летная
подготовка, чтобы «мягко» ее посадить. Объясняется это
тем, что при работе двигателя закрученная за винтом
струя создает большие углы атаки на той части крыла,
которая омывается этой струей. При остановках двига-
теля струя исчезает, и угол атаки крыла резко уменьша-
ется. Но, несмотря на этот недостаток, такие модели
строят многие спортсмены, и на соревнованиях их мож-
но увидеть и сейчас (рис. 11),
Совершенно по другому пути пошел спортсмен Май-
бах и создал кордовую скоростную модель самолета
«Ступпи» (см. рис. 8). В сущности эта модель является
видоизменением нормальной схемы. Для уменьшения по-
верхности трения фюзеляж модели сделан короче по
сравнению с обычной схемой. Чтобы обеспечить продоль-
ную устойчивость, площадь стабилизатора несколько
увеличена. Для увеличения Re хорды крыла и
стабилизатора увеличены при меньшем удлинении.
Уменьшение относительного удлинения приводит к не-
значительному увеличению индуктивного сопротивления,
зато существенно уменьшает профильное сопротивление
из-за увеличения Re крыла и стабилизатора. Со-
18
обряжения, учтенные при проектировании, Майбах экс-
периментально проверил в аэродинамической трубе и по-
лучил в результате довольно низкий коэффициент мини-
мального сопротивления модели — 0,0198. Однако при
проектировании и в эксперименте он не принял во вни-
мание совместную работу винта и модели. Наличие струи
от винта, турбулизирующей поток на участках крыла и
Рис. 11. Модель несим-
метричной схемы 1970
года с двигателем, име-
ющим резонансный глу-
шитель
стабилизатора, расположенных в зоне струи, приводит
к увеличению профильного сопротивления и, следователь-
но, к уменьшению предполагаемого выигрыша.
Достоинства и недостатки как той, так и другой схе-
мы, были проанализированы автором этой книги при
проектировании новой модели. Модель была построена
по схеме «летающее крыло» (рис. 12). В новой модели
фюзеляж, капот и труба объединены в единое целое и
тем самым уменьшено число составляющих сопротивле-
ния модели.
Уменьшение площади крыла, омываемой струей от
винта, и вынос из этой струи стабилизатора позволили
2*
19
Рис. 12. Модель «летающее крыло»
Площадь миделя фюзеляжа ~ 0,203 дл»2, Зкр~ 5,1 дм?
применить на крыле и стабилизаторе ламинаризирован-
ный профиль. На вынесенном стабилизаторе «безболез-
ненно» увеличена хорда, а следовательно, и Re,
что приводит к уменьшению профильного сопротивления.
С этой же целью увеличена хорда внутреннего крыла.
Применение ламинаризированного профиля потребо-
вало тщательной обработки поверхности крыла и стаби-
лизатора, которые пришлось сделать металлическими.
Разнесенность масс увеличивает момент инерции моде-
20
Рис. 14. График зависи-
мости коэффициента Сх
от относительной толщи-
ны профиля С и от по-
ложения точки перехо-
да t
ли, что положительно сказывается на ее продольной ус-
тойчивости. Модель легко пилотируется, так как увели-
ченный момент инерции парирует даже значительные
возмущения.
Приводим расчет сопротивления модели данной схе-
мы.
„л<??<У)!!циент профильного сопротивления: С,„мин=
0,925-2 С;т]с =0,007, где коэффициенты 2Cf и п нахо-
дим по графикам (рис. 13 и 14).
21
Коэффициент индуктивного сопротивления Сх1
с 2
= 0,335 • =0,0001, а коэффициент сопротивления кры-
ла Схкр = Сх1 + Сх(, =0,0071.
Коэффициент сопротивления остальных деталей мо-
дели:
с = Схф8ф + Cxon-Son = 00098
^кр
Здесь нет сопротивления трубы и капота, так как они
объединены в фюзеляж, коэффициент сопротивления ко-
торого равен 0,125. Коэффициент сопротивления стаби-
лизатора 0,006. Коэффициент К, учитывающий интерфе-
ренцию, в этом случае будет меньше и равен 1,07, так
как полностью отсутствует взаимное влияние фюзеляжа
и стабилизатора Сх^лп = СхК„- 1,07=0,0105. Коэффи-
циент сопротивления модели будет равен СЖМ0Д=СЛ'кр +
"* ^х £ дет = 0>0176.
Такое значительное снижение коэффициента мини-
мального сопротивления, около 20%, не приведет, одна-
ко, к значительному приросту скорости, так как рассмот-
ренное нами сопротивление модели составляет лишь часть
того сопротивления, которое приходится преодолевать
двигателю в полете. А как уже указывалось, помимо со-
противления модели, двигателю приходится преодоле-
вать также сопротивление корды. Последующие расчеты
покажут, что сопротивление корды составляет большую
часть общего сопротивления. По правилам проведения
соревнований на кордовой скоростной модели самолета
должно быть установлено двухкордовое управление с
диаметром каждой нити не менее 0,3 мм.
Учитывая соотношение длины и диаметра кордовой
нити, ее можно рассматривать как цилиндр бесконечно-
го удлинения, коэффициент сопротивления которого за-
висит только от Re. На рис. 15 приведена зависи-
мость коэффициента сопротивления цилиндра бесконеч-
ного удлинения от Re.
Линейная скорость зависит от расстояния от каждой
точки корды до центра вращения и определяется следу-
ющей формулой:
(18)
где W — угловая скорость вращения модели;
22
Рис. 16. Изменение скорости и силы сопротивления по длине
корды
61 м/сек
23
R — расстояние от центра вращения модели до
рассматриваемой точки корды.
Следовательно, изменение скорости по длине корды
имеет линейный характер (рис. 16). Поэтому коэффици-
ент сопротивления, входящий в формулу (6), также ме-
няется по длине корды в зависимости от Re. Так
как скорость входит в формулу (5) во второй степени,
сила сопротивления' корды меняется по длине примерно
по параболическому закону (см. рис. 16). Равнодейст-
вующая сил сопротивления корды приложена на рас-
стоянии, равном 7/10 длины нити от пилона управления.
Для удобства подсчетов разметим корду на несколько
частей, для каждой из которых найдем среднюю скорость
и Re, и подсчитаем сопротивление. Сложив все
части, получим общее сопротивление корды. Все расчеты
сведены в табл. 1. Такой метод подсчета сопротивления
корды дает необходимую точность, но несколько громозд-
кий. Поэтому для практических расчетов сопротивления
Таблица 1
V =220 км]час, d = 0,3
R 15 13 И 9 7 5 3 1 м
V 57,3 50 42 34,5 27 19 11 3,5 м/сек
Re 1000 1050 900 750 600 450 300 150 —•
V2 3290 2500 1750 1200 730 361 121 12 м2/сек2
Сх 0,92 0,94 0,97 1,02 1,09 1,28 1,5 1,9
•$м 4,8.104 6.104 1 6.104 1 6.104 6.104 6 104 6.10“ 1 6.104 м2
дх 91,5 88 64 47 30 17,5 7 1 г
EX 346 г
24
одной нити корды можно пользоваться эмпирической
формулой:
Qhmth корд = 0,324- V2d, г, (19)
где V — окружная скорость корды в точке входа в мо-
дель, м/сек',
d — диаметр нити корды, мм.
Для двух нитей, когда они разнесены далеко друг от
друга, сопротивление корды, приведенное в табл. 1, или
подсчитанное по формуле (19), необходимо удвоить. Ес-
ли нити корды находятся на близком расстоянии друг от
друга, нужно учитывать влияние одной нити на другую.
На рис. 17 приведена диаграмма коэффициентов сопро-
тивления Сх цилиндров в зависимости от расстояния
между их центрами, отнесенного к диаметру
где а — расстояние между цилиндрами;
d — диаметр цилиндра.
По диаграмме видно, что заметное влияние впереди
стоящего цилиндра простирается до 50Д. Пунктирной ли-
нией показано значение коэффициента сопротивления
изолированного цилиндра. При сближении осей цилинд-
ров на расстояние, равное 2,2 диаметра, сопротивление
заднего цилиндра равно нулю, а при дальнейшем сбли-
жении для заднего цилиндра можно получить даже от-
рицательное сопротивление. Следовательно, для сниже-
ния сопротивления нитей корды необходимо добиваться
ния Сх цилиндров в зависимости от Д
25
их расположения одна за дру-
гой на минимальном расстоя-
нии. Единственный способ, по-
зволяющий установить в поле-
те нити корды друг за дру-
гом, — это применение стаби-
лизаторов (рис. 18).
Стабилизатор состоит из
двух латунных пластин толщи-
ной 0,1 мм, спаянных под уг-
лом 90°. В узкой пластине
сверлят два отверстия 0,4 мм
на расстоянии 0,6 мм между
осями отверстий. Широкая
пластина является той стаби-
Рис. 18. Стабилизатор корды лизирующей поверхностью, ко-
торая заставляет вторую нить
корды встать точно за первой. Но такое положе-
ние вторая нить займет лишь на незначительном
участке около стабилизатора, а во всех остальных местах
положение второй нити будет произвольным. Увеличение
же числа стабилизаторов может привести к тому, что со-
противление их будет больше того выигрыша в сопро-
тивлении, который получается от ориентации нитей кор-
ды. Обычно ставят четыре-пять стабилизаторов и на той
части корды, которая дает наибольшее сопротивление,
т. е. в 5—6 м от модели. Кроме стабилизаторов, на кор-
де для расположения нитей одна за другой укрепляют
поворотный сухарь (рис. 19). Сухарь размещают
на расстоянии 150—200 мм от оси рукоятки и кре-
пят к рукоятке управления гибким тросом, чтобы
сухарь не мог смещаться по корде в направлении
модели. Применение поворотного сухаря и стабили-
заторов позволяет снизить сопротивление нитей кор-
ды на 15—20% по отношению к сопротивлению двух
разнесенных нитей.
Теперь, зная сопротивление корды, можно оценить
модели различных аэродинамических схем. Вначале за-
дадимся постоянной скоростью 240 км/час и определим
потребную тягу винта для кордовой скоростной модели
самолета нормальной схемы и «летающее крыло». При
этом сопротивление корды считаем одинаковым для обе-
их моделей-
26
Сопротивление нити корды равно
л л лл1 /240000\я л п_я 11 -э
Qoahos нити—0,324• 3gQo J ’0,3 — 411 г.
Сопротивление корды с разнесенными нитями Рко₽др н =
= 2-411= 822 г и с ориентированными нитями Фкордо н —
=2-0,8-411 = 657 г.
Коэффициент 0,8 учитывает уменьшение сопротивле-
ния корды из-за частичной ориентации нитей одна за дру-
гой.
Сопротивление модели нормальной схемы
<2мод. н.с= 0,0208-0,035- _ 206 г>
Сопротивление модели «летающее крыло»:
<Эмод.л.к=0,0176-0,035- 0,1225 672 = 175 г.
Тягу винта, потребную для полета модели с постоян-
ной скоростью, определим из условия равенства момен-
тов от действующих на систему сил относительно пило-
на управления (рис. 20).
PR = (?мод • R + Фкорд г» (20)
где Р — сила тяги винта, приложенная к центру тяжести
модели;
27
R — радиус круга полета;
г — расстояние от точки приложения равнодейст-
вующей сил сопротивления корды до пилона уп-
равления.
Из уравнения (20) потребная тяга равна
Р = Qmoa 4” Q кор д' >
(20)
где д = 0,7.
Подсчитаем потребную тягу для моделей с разнесен-
ными нитями корды. Для моделей нормальной схемы
^моди.с = 206 + 0,7 • 822 = 782 г для модели «летающее
крыло» Рмод.л.к = 175 + 0,7 • 822 = 751
г.
Рис. 20. Схема оп-
ределения потреб-
ной тяги винта
в
потребной тяге мо-
Из расчетов видно, что выигрыш
дели «летающее крыло» составляет 4% от потребной тя-
ги для модели нормальной схемы.
Потребная мощность двигателя в полете равна
= (21)
где Р — сила тяги винта, кг;
V — скорость полета модели, м!сек;
т| — коэффициент полезного действия винта.
Из формулы (21) следует, что при одинаковом коэф-
фициенте полезного действия винта потребная мощность
28
для модели новой схемы будет также на 4% ниже, чем
для модели нормальной схемы. Мощность двигателя так-
же равна:
М. - , (22)
где М кр — крутящий момент двигателя, кг;
п —• число оборотов двигателя в минуту.
Следовательно, для совершения полета с одной и той
же скоростью двигатель на модели .«летающее крыло»
может иметь обороты в минуту на 4% меньше, чем дви-
гатель на модели нормальной схемы. При скорости вра-
щения винта 27000—28000 об/мин, двигатель модели но-
вой схемы может «не додавать» более 1000 об/мин.
Из формулы (21) определим прирост скорости, кото-
рый дает применение новой схемы по сравнению с обыч-
ной схемой при одной и той же мощности двигателя и
одинаковом коэффициенте полезного действия винта:
^дв11 =^л-к^Л'К» ^Хдв1) = ^н-с ‘ VH.C ИЛИ Ря.к • Va.K=:Pa.c‘ Vh.c
+ Фкорд) Кьс
РЧк ) V =
~2~) Уяк
\ I/
Учтя формулу (20), получим:
(Qmoi. л-к ”1“ Скорд) ^Л.К (Q МОД’ Н.с
(ОглчДср "-у" СжК0рд5К0рд
= ( с . Q Р^н.с 4.0 7.Г Q .. .z
I °хн-с °кр —2— ‘ корд ° корд —2—I Кн*с’
Ул.к ( SKp • Сх л,к -у + 0,7 • 5к0рдС, корд • =
= Vh.c [ SKpCx н.с -£• + 0,7 • 5кордСх корд • JL'j ;
3 __________________________________________
17 — 1/ 1/ $Кр’Су Н.С 4- 0>7-^кордОг корд
Г ^кр • Сх л.К + 0 * 7 • SKOpACx корд
При равных площадях моделей и корды от отноше-
ния коэффициентов сопротивлений в подкоренном выра-
жении можно перейти к отношению сопротивлений
з _____
V — 17 1/ ^нс
v л-к — V Н’С У п »
г Чгл’к
тогда, учитывая формулу (20), можно записать:
3 ____ 3 ___________
Крк = К-с = К.С ]7^ = 1,016 - Ун.с.
29
Как показали расчеты, модель, выполненная по схе-
ме «летающее крыло» и имеющая разнесенные нити кор-
ды, будет иметь скорость на 1,6% большую, чем модель
нормальной схемы с такой же кордой. При скорости по-
лета моделей порядка 240 км/час выигрыш составит
4 км/час, что существенно скажется на зачетном месте
спортсмена в турнирной таблице.
По правилам проведения соревнований 1972 г. запре-
щено применять устройства, ориентирующие нити кор-
ды. Посмотрим, какой выигрыш в скорости дает ориен-
тация при совершении рекордной попытки. Потребная
тяга для модели «летающее крыло» Рмод. л.к = 175 +
+ 0,7-657 = 635 г.
Какой прирост в скорости можно получить от приме-
нения ориентированных нитей и новой схемы? Получим
3 ______________________ 3 _________
V = V if Q"c = 17 1/^ = 1 071 V те
vл.к ор.н — v'h.c у <?л.корн Vhc V 635 ’ vH.c,T.e.
17 км/час при скорости 240 км/час.
Выигрыш получился настолько значительным, что им
следует воспользоваться при совершении рекордной по-
пытки. Надо использовать ориентацию нитей корды еще
и потому, что центробежная сила при современной ре-
кордной скорости превышает прочность одной нити
0 0,3 мм.
Во всех предыдущих случаях мы рассматривали го-
ризонтальный полет на высоте вилки управления, т. е.
на 1,5 м от земли. По правилам проведения соревнова-
ний полет считается зачетным, если модель совершает
полет в интервале высот от 1 до 3 м. Рассмотрим, как
влияет на аэродинамические характеристики модели по-
лет на высоте, превышающей высоту вилки управ-
ления.
При полете по кругу на модель, помимо аэродинами-
ческих сил, действует центробежная сила, которая равна
N=^-,KZ, (23)
где G — сила веса модели, кг;
g — 9,81, ускорение силы тяжести, м/сек2-,
V — скорость модели, м]сек\
R. — радиус окружности, которую описывает мо-
дель в полете, м.
30
Центробежная сила перпендикулярна оси вращения
тела. При пилотировании модели без превышения цент-
робежная сила целиком идет на натяжение корды. По-
лет с превышением существенно меняет соотношение меж-
ду силами, действующими на модель (рис. 21).
Разложим центробежную силу N на две составляю-
щие: Л^>, параллельную крылу, и AG, перпендикулярную
плоскости крыла. Аналогично разложим силу веса на
Рис. 21. Силы, действу-
ющие на модель в по-
лете с превышением
G2 и Gi соответственно. Для того чтобы модель находи-
лась в полете на данной высоте, составляющие М и Gi
должны быть уравновешены подъемной силой У, кото-
рая в данном случае будет больше по величине, чем в
случае полета без превышения. Чем больше высота пре-
вышения, тем больше сумма составляющих IV i и Gi и тем
больше потребная подъемная сила У.
При скорости полета 240 км/час и весе модели 450 г,
превышение полета в 1 м приведет к увеличению силы У
в несколько раз. Превышение полета в 1 м при длине
корды 15,92 дает угол между горизонтом и кордой, рав-
ный 3°40'. Центробежная сила при скорости 240 км/час
и весе модели 450 г равна
0,45-672
9,81-15,92 —
31
Потребный У при скорости полета 240 км/час и весе
модели 450 г равен:
У = + Gt = N-sin т + G • cos у,
у — 12,9-0,064 + 0,45-0,997 = 1,273 кг,
т. е. в 2,85 раза больше, чем в полете без превышения.
Такого увеличения подъемной силы можно добиться пе-
реводом крыла модели на большие углы, а это приведет
к возрастанию сопротивления и уменьшению скорости
полета. Как показали расчеты, прирост сопротивления
модели составляет около 1,5% от общего сопротивления
системы модель — корда и скорость при таком возраста-
нии сопротивления должна была бы снизиться на 0,5%,
т. е. приблизительно на 1 км/час, но на самом деле тако-
го не происходит, так как при полете с превышением
в 1 м сокращается длина корды, а это компенсирует по-
терю скорости. Следовательно, пилотирование модели на
любой из высот, предусмотренных правилами проведения
соревнований, не оказывает на результат никакого влия-
ния.
Для нормального полета кордовой скоростной моде-
ли самолета необходимым условием является ее продоль-
ная устойчивость. Чтобы проанализировать продольную
устойчивость, ее искусственно разделяют на статическую
и динамическую. Статическая устойчивость связана с
формой равновесия тела. Динамическая устойчивость —
это весь процесс движения модели к первоначальному
состоянию равновесия с учетом сил инерции модели. Как
показывает практика, модели, достаточно устойчивые ста-
тически, и динамически устойчивы. Поэтому в дальней-
шем будем рассматривать только статическую устойчи-
вость модели. Физическую же сущность продольной ус-
тойчивости можно выявить, пользуясь понятием о фоку-
сах крыла и модели. На линии хорды крыла имеется та-
кая точка, относительно которой момент аэродинамиче-
ских сил не изменяется при уменьшении или увеличении
угла атаки (рис. 22). Например, при угле атаки (^подъ-
емная сила У1 создает относительно некоторой точки
момент. При увеличении угла атаки до а2 подъемная си-
ла увеличивается, а ее плечо, вследствие перемещения
центра давления, уменьшается. Новый момент может
быть больше или меньше предыдущего. Это зависит от
того, как изменяется отношение между плечом и величи-
32
Рис. 22. Силы, возникающие в фокусе крыла при
изменении угла атаки
ной силы. Можно подобрать такую точку Фкр, относи-
тельно которой величина аэродинамической силы изме-
няется обратно пропорционально плечу. Тогда момент
относительно этой точки не будет изменяться при изме-
нении угла атаки. Такая точка называется фокусом. В
фокусе приложены приращения аэродинамических сил,
возникающих при изменении угла атаки. Действительно,
силу У2, приложенную в ц. д.2 можно разложить на силу
У1, приложенную в ц. д.1 и силу ДУ, приложенную в фо-
кусе У2=Ух+ДУ.
Так как момент силы ДУ относительно точки Фкр
равен нулю, то момент крыла при угле атаки а2 будет
таким же, как и при угле атаки ссь У большинства про-
филей фокус находится на расстоянии 23—25% хорды
от носика профиля. Горизонтальное оперение, так же как
и крыло, имеет свой фокус. При изменении угла атаки
возникает подъемная сила и на горизонтальном опере-
нии, которая приложена соответственно в фокусе гори-
зонтального оперения. Равнодействующая этих дополни-
тельных сил ДУ и ДУг.о по правилам механики приложе-
на на расстоянии от них, обратно пропорциональном ве-
личинам этих сил (рис. 23). Очевидно момент дополни-
тельных сил относительно фокуса модели равен 0. Сле-
3—625
33
довательно, продольный момент модели относительно е(
фокуса не изменяется при уменьшении и увеличении уг
ла атаки.
Выясним необходимое условие продольной устойчи
вости модели. Для этого возьмем два варианта распо
ложения фокуса и центра тяжести модели. В одном слу
чае фокус расположен перед центром тяжести модел!
(рис. 24,а), а в другом — фокус расположен сзади цент
ра тяжести модели (рис. 24,6). Допустим, что какая-тс
внешняя сила нарушила продольное равновесие модели
увеличив угол атаки а на величину Да. Это вызовет при
рост подъемной силы модели на величину ДУмод, рав
ную ДК4-ДКГ.О и приложенную в фокусе модели (рис
24,а).
Так как центр тяжести модели в данном варианте
расположен позади ее фокуса, сила ДУмод относительж
центра тяжести создает момент, который стремится уве
сти модель на еще большие углы атаки, т. е. дальше о-
исходного состояния. Нетрудно убедиться, что при умень
шении угла от исходного состояния сила ДУмод создает
момент, который также будет стремиться увести моделе
от исходного состояния.
Совершенно иная картина наблюдается, когда цент}
тяжести модели находится впереди фокуса модели (рис
24,6). В этом случае при увеличении и уменьшении уг
ла атаки ДУмод создает момент, который будет стремить
ся вернуть модель в исходное положение, т. е. и при уве
личении и при уменьшении угла атаки возникает стаби
лизирующий момент. Следовательно, необходимым уело
вием продольной устойчивости модели является распо
ложение фокуса модели сзади ее центра тяжести. Устой
чивость зависит от коэффициента продольной устойчиво
сти, который определяется по формуле
____ *SfO '^г-о
г-0 — а .9
° А °кр
где Лг.о — коэффициент продольной устойчивости;
Sr 0 — площадь горизонтального оперения м2;
Lr.o — плечо горизонтального оперения (расстоя
ние от 25% хорды крыла до 25% хорды ста
билизатора), м;
«а — средняя аэродинамическая хорда, м;
SKp — площадь крыла, м2.
34
Рис.
от взаимного
а _ фмод перед ц. т.; б — *МОд сзади ц'
Коэффициент продольной устойчивости хорошо лета-
ющих скоростных моделей лежит в интервале от 1,4 до
1,7.
КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНОВОЧНАЯ СХЕМА
Рассмотрим основные требования, которые необходи-
мо учитывать при проектировании кордовой скоростной
модели самолета.
Проектирование модели необходимо начинать с вы-
бора аэродинамической схемы, основное условие при
этом — минимум сопротивления. Анализ различных аэ-
родинамических схем был проведен в предыдущем раз-
деле. Выбрав аэродинамическую схему модели и форму
профиля крыла, задаемся ее основными геометрически-
ми размерами: площадью крыла и стабилизатора, пло-
щадью модели фюзеляжа, примерным расположением
крыла, стабилизатора и двигателя. После этого вычертим
предварительную конструктивно-компоновочную схему
модели в масштабе 1:1. При этом следует обращать осо-
бое внимание на создание благоприятных условий для
работы винтомоторной группы.
Поскольку наличие деталей в зоне струи от винта
уменьшает его полезную тягу, необходимо до минимума
сокращать количество деталей, создающих подпор вин-
ту. Кроме того, детали, находящиеся в струе от винта,
имеют большее сопротивление, чем детали в спокойном
потоке.
Следующий важный фактор, влияющий на работу
двигателя, — обеспечение в полете бесперебойного пи-
тания. Для этого необходимо, чтобы трубопровод, соеди-
няющий бак с двигателем, имел минимально возмож-
ную длину. Кроме того, при проектировании следует пре-
дусмотреть регулировку положения бака относительно
оси двигателя. Это требуется для того, чтобы в процессе
тренировочных полетов найти такое положение, которое
обеспечивает постоянную подачу топлива. Более подроб-
но вопросы системы питания будут рассмотрены ниже.
При проектировании нужно особенно тщательно под-
ходить к вопросу охлаждения двигателя. Общих рекомен-
даций дать невозможно, поскольку это решается при уче-
те особенностей конкретного двигателя. Необходимость
охлаждения, а также зону охлаждения, определяют, ис-
36
ходя из конструкции двигателя и его состояния. Кроме
того, при компоновке винтомоторной группы надо обра-
щать внимание, чтобы не было деталей, выступающих
над поверхностью модели (заправочная горловина, игла
жиклера и др.). Кок модели должен иметь минимальный
диаметр (22—25 мм) и плавно сопрягаться с обводами
фюзеляжа. Зазор между коком и фюзеляжем не дол-
жен превышать 1 мм.
Другой важный вопрос при проектировании — взаим-
ное положение центра тяжести модели и места вывода
корды, что влияет на сопротивление модели. Если точка
вывода корды будет находиться выше или ниже центра
тяжести модели, то в полете модель займет одно из по-
ложений, показанных на рис. 25, что приведет к возра-
станию сопротивления и снижению скорости. Поэтому
точка вывода корды из крыла и центр тяжести должны
лежать в одной плоскости. По хорде крыла точка выво-
да также совпадает с положением центра тяжести моде-
ли. Если точка вывода корды не будет совпадать с по-
ложением центра тяжести, то модель в полете займет по-
ложение, при котором набегающий поток воздуха будет
подходить под углом к оси модели (см. рис. 25). При
этом увеличивается сопротивление модели.
Системы управления проектируются с таким расче-
том, чтобы передаточное отношение угла поворота ручки
управления к углу поворота руля было 2:1. Для устой-
чивого полета модели и удобства пилотирования систе-
ма управления должна иметь люфт примерно 2—3° уг-
ла поворота руля. Конструкцию системы управления вы-
полняют так, чтобы исключать резьбовые соединения,
которые в условиях вибрации не обладают необходимой
надежностью.
После проработки предварительной конструктивно-
компоновочной схемы с учетом приведенных требований
можно приступить к вычерчиванию рабочего чертежа мо-
дели, предварительно определив положение центра тяже-
сти. При изготовлении модели из дерева центр тяжести
определяется просто. Модель собирают без крыла, опре-
деляют центровку, затем врезают крыло таким образом,
чтобы центр тяжести приходился на 15—20% средней
аэродинамической хорды. Для моделей, выполняемых с
применением стеклопластика для фюзеляжа и металли-
ческой обшивки для крыла, подобный способ неприме-
37

йим, и приходится рассчитывать положение центра тя-
жести.
Для того чтобы определить центр тяжести модели,
необходимо знать вес всех деталей, так как центр тяже-
сти модели — это точка приложения равнодействующей
ряда параллельных сил, каждая из которых представля-
ет собой вес отдельной части модели. Точка приложения
равнодействующей определяется, если сумму моментов
этих сил разделить на сумму сил. Моменты сил удобнее
всего брать относительно какой-либо характерной точ-
ки, например носика кока. Положение центра тяжести
Рис. 26. Схема определения центра тяжести
модели
(25)
модели определяется координатой Хц.т, которая отсчи-
тывается от этой же точки (рис. 26) и определяется по
следующей формуле
v ____ 4- GJ2 4- ... 4- Gnln
ц-т ~ Gi + G2 4- . . . Gn
где Gb G2,..., Gn— вес деталей модели;
ч, /2,..., 1п — расстояние от центра тяжести дета-
ли до носика кока.
Определив центр тяжести модели, проводят оконча-
тельную увязку основных узлов модели. В качестве ис-
ходных данных для проектирования модели нормальной
схемы, основные параметры которой отрабатывались в
течение десяти лет, можно рекомендовать следующие ха-
рактеристики: площадь крыла ~ 3,5 дм2, площадь ста-
билизатора ~ 1,55 дм2.
39
Расстояние от передней кромки стабилизатора до зад
ней кромки крыла ~180 мм. Профиль крыла симмет
ричный; угол установки крыла 30—40'. Для модели
«летающее крыло» в качестве исходных данных можш
использовать параметры модели (см. рис. 12).
КОНСТРУКЦИЯ И ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ МОДЕЛИ
«ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО»
Современные кордовые скоростные модели самолету
находятся на таком высоком уровне развития, что npi
проектировании их необходимо добиваться не только вы
соких аэродинамических качеств, прочности и жесткост!
конструкции, но и технологичности и надежности в экс
плуатации. Для того чтобы модель отвечала всем пере
численным требованиям, в ее конструкции необходимс
применять такие материалы как стеклопластик, магние-
вые и алюминиевые сплавы.
Фюзеляж модели выполняют из стеклопластика еле
дующим образом. Из липы делают заготовку, имеющук
внешние обводы будущего стеклопластикового фюзеля
жа. Эту заготовку тщательно зачищают, покрываю:
пятью слоями эмалита и полируют. Затем приступают к
изготовлению матрицы, в которой будет выклеиваться фю
зеляж. Из фанеры толщиной 4—5 мм вырезают две окан-
товывающие рамки, внутренний контур которых на 1,5-
2 мм больше обвода фюзеляжа (вид сверху). На поли
рованную липовую заготовку наносят тонкий слой разде
лительного слоя (парафина) и обкладывают тремя-че
тырьмя слоями стеклоткани толщиной 0,1 мм, пропитан
ной смолой ЭД-5 или ЭД-6. На обклеенную заготовк}
накладывают рамки, предварительно смазанные разде-
лительным слоем по соприкасающимся поверхностям
таким образом, чтобы разделительный слой проходил пс
плоскости симметрии фюзеляжа. Наложенные рамю
тщательно приклеивают к матрице при помощи полосо!
стеклоткани, пропитанной смолой. Когда смола пол
ностью заполимеризируется, разрезают слой стеклопла
стика, находящийся под разделительным слоем, и снима
ют две скорлупы, каждая из которых окантована фанер
ной рамкой. В совмещенных фанерных рамках сверля'
отверстия 5 мм и стягивают рамки при помощи 5-ль1
40
болтов. Собранная матрица будет иметь полированную
внутреннюю поверхность, повторяющую поверхность фю-
зеляжа. Внутреннюю поверхность матрицы покрывают
разделительным слоем и накладывают три слоя стекло-
ткани, пропитанной смолой. Для выклеивания ткани ис-
пользуют открытый участок матрицы в том месте, где в
последующем будет крепиться моторная рама. Когда
смола полностью отвердеет, матрицу разбирают и извле-
кают готовый фюзеляж с отделанной внешней поверх-
ностью. В изготовленный по такой технологии фюзеляж
остается только вклепать сухари с резьбовыми отверстия-
ми для крепления моторной рамы и вклеить шпангоут и
липовую бобышку для крепления консолей крыла.
Крыло модели делают из дюралюминия марки Д-16-Т
толщиной 0,3 мм без заполнителя. Трапециевидное кры-
ло, принятое на модели, при малом весе, высокой проч-
ности и жесткости, малом аэродинамическом сопротив-
лении имеет высокую технологичность и просто в изго-
товлении. Именно технологичность и стала определяю-
щим фактором при выборе формы крыла в плане. Про-
филь крыла — симметричный, ламинаризированный,
имеющий максимальную высоту в районе 60% хорды.
Изготавливают крыло следующим образом. Лист
дюралюминия изгибают с радиусом 0,7 мм под углом
70—80°, вырезают предварительный с запасом в 1 мм
контур крыла в плане, вставляют в районе максималь-
ной высоты профиля переменный по ширине и высоте
лонжерон, загибают крыло до соприкосновения кромок
листа дюралюминия, зачищенных и смазанных смолой
К-153 с 50% содержанием двуокиси циркония. Склейку
крыла ведут на специальном стапеле, на котором потом
будет собираться вся модель (рис. 27).
Размещение качалки управления в крыле повлияло
на ее конструкцию. Максимальная высота собранного
узла качалки не должна превышать 3,8 мм, поэтому при
ее проектировании пришлось отказаться от замыкающих
головок, значительно увеличивающих высоту узла (см.
рис. 27). В качестве тяги, передающей управляющее уси-
лие на руль высоты, используют трос 0 1 мм, который
заключен в оплетку из стальной проволоки. Оплетка
(сжатая пружина) навивается из проволоки 0 0,3—
0,4 мм и имеет внутренний 0 1,2—1,3 мм. Если не пред-
ставляется возможным изготовить такую оплетку, мож-
41
Рис. 27. Конструкция
модели «летающее
и технология сборки
крыло»
Рис. 28. Стыковка фюзеляжа и крыла:
1 — шипы крыла; 2 — пазы под шипы крыла; 3 — ус шпангоута;
4 — паз для уса шпангоута
но воспользоваться оплеткой от тросика фотоспуска.
При склеивании внешней консоли крыла в него вклеи-
вают оплетку, при этом радиус изгиба делается макси-
мально возможным.
Склеив обе консоли крыла и изготовив фюзеляж, мож-
но приступить к сборке. Для сочленения фюзеляжа и
консолей крыла в фюзеляже пропиливают отверстия под
шипы крыла, внешний контур которых соответствует про-
филю крыла. На крыле шипы делают в районе передней
и задней кромок, а также в районе лонжерона (рис. 28).
Шипы смазывают смолой К-153 с 50% содержанием
43
двуокиси циркония и вставляют в соответствующие от.
верстия в фюзеляже.
Собранную модель прижимают к стапелю, который
изготавливают с учетом установочных углов консолей
крыла. После того как смола заполимеризуется, уклады,
вают и приклеивают оплетку тросика в фюзеляже. Затем
тросик тяги припаивают с одной стороны к толкателю
качалки, а с другой — к кабанчику руля высоты. Высту.
пающие над поверхностью крыла тягу и кабанчик за-
крывают обтекателем, который также делают из дюра-
люминия Д-16-Т толщиной 0,3 мм и приклеивают к кры-
лу смолой К-153.
В местах сочленения консолей и фюзеляжа из смолы
с наполнителем делают зализы. В хвостовой части фю-
зеляжа для крепления выхлопной трубы приклеивают
дюралюминиевый хомут с внутренним диаметром 29,5 мм.
Для крепления двигателя и бачка на модели предусмот-
рена моторная рама, которую вытачивают из магниево-
го сплава на токарном станке (рис. 29).
О принципах работы, геометрии и технологии изго-
товления двигателя, системы питания, винта и выхлоп-
ной трубы подробно рассказано в соответствующих раз-
делах данной книги.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
ПРИНЦИП РАБОТЫ И ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
СКОРОСТНОГО АВИАМОДЕЛЬНОГО ДВИГАТЕЛЯ
По положению Международной авиационной федера-
ции (ФАИ) двигатели кордовых скоростных моделей
самолетов делятся на три категории:
I категория с рабочим объемом до 2,5 см^
II » » » » 5 »
III » » » » 10 »
Разделение двигателей по признаку рабочих объемов
цилиндров позволяет точнее сравнивать летные качест-
ва различных моделей и создает единообразные условия
44
соревнований. Вследствие этого полетные данные моде-
лей с двигателями одной категории определяются уже
не литражом, а техническим совершенством двигателя и
планера. Решением комиссии ФАИ чемпионаты мира
проводятся на моделях с двигателями I категории (до
2,5 см3).
Двигатели внутреннего сгорания по принципу рабо-
ты разделяются на два типа: четырехтактные и двух-
тактные. У четырехтактных двигателей рабочий процесс
(цикл) в цилиндре совершается за четыре хода поршня—
такта, что соответствует двум оборотам коленчатого ва-
ла. У двухтактных двигателей рабочий процесс соверша-
ется за два хода поршня — такта, что соответствует од-
ному обороту коленчатого вала.
Основным двигателем, применяемым в авиамодельном
спорте, является двухтактн ы й двигатель. Рабо-
чий процесс двигателя, работающего по двухтактному
циклу, протекает следующим образом. При движении
поршня в сторону в.м.т. в кривошипной камере создается
разрежение, благодаря которому рабочая смесь засасы-
вается через карбюратор в полость картера. При движе-
нии поршня в сторону н.м.т. смесь в картере сначала сжи-
мается, а затем поступает по перепускным каналам в ци-
линдр. При следующем ходе поршня вверх, который про-
исходит под действием сил инерции масс вращающихся
деталей, рабочая смесь в цилиндре сжимается, одновре-
менно происходит всасывание в кривошипную камеру из
карбюратора новой порции рабочей смеси. При движе-
нии поршня вверх в положении, близком к в.м.т., от сжа-
тия рабочая смесь нагревается и воспламеняется от ка-
лильной свечи. Образовавшиеся при сгорании газы на-
чинают давить на поршень. При движении последнего
вниз открывается выхлопное окно, и газы устремляются
наружу. Перемещаясь далее вниз, поршень открывает
перепускное окно, и в результате разности давления в
кривошипной камере и цилиндре горючая смесь посту-
пает в цилиндр, происходит перепуск и продувка, затем
сжатие, и цикл повторяется.
Большое влияние на мощность двигателя, число его
оборотов, экономичность и пусковые качества оказывает
газораспределение: начало и конец процесса всасывания,
перепуска и выхлопа. Всасыванием называется про-
цесс заполнения картера рабочей смесью (воздуха и
45
топлива). Протекает этот процесс так: поршень при сво-
ем движении вверх создает разрежение в кривошипной
камере. Через трубку, называемую всасывающим пат-
рубком, воздух устремляется в кривошипную камеру.
Патрубок, по которому воздух из атмосферы поступает
в кривошипную камеру, имеет переменное сечение, вслед-
ствие чего скорость, а следовательно, и давление по оси
потока переменны. В самом малом сечении патрубка, где
максимальная скорость потока и минимальное статиче-
ское давление, устанавливается жиклер. Под действием
разности давления в жиклере и патрубке топливо выте-
Рис. 30. Круговая
диаграмма скорост-
ного авиамодельного
двигателя TWA-15
кает во всасывающий патрубок. Протекающий воздух
захватывает частицы топлива, распыляет их и уносит в
полость кривошипной камеры. Величина отверстия жик-
лера, пропускающего горючее, регулируется иглой. А
впуск рабочей смеси в картер осуществляется поршнем,
валом или золотником.
Перепуском называется процесс перемещения
горючей смеси из кривошипной камеры в цилиндр. Про-
дувкой называется процесс заполнения цилиндра све-
жей порцией горючей смеси и вытеснения сгоревших газов
к выхлопному окну. Выхлопом называется процесс
выхода газов из цилиндра. Фазами газораспреде-
ления называют углы поворота коленчатого вала, со-
ответствующие процессам: всасывания, продувки и вы-
46
хлопа. Фазы газораспределения обычно изображают в
виде круговой диаграммы. На рис. 30 приведена круго-
вая диаграмма скоростного авиамодельного двигателя
TWA-15. Круговая диаграмма дает представление только
о том, скольким градусам угла поворота вала двигателя
соответствуют процессы газораспределения. Более пол-
ное представление о газораспределении дает развернутая
диаграмма, на которой указывается также изменение
площади проходных сечений.
Основными геометрическими характеристиками двига-
теля являются рабочий объем V, диаметр цилиндра D,
ход поршня Н, их отношение и степень сжатия Е. В двух-
тактном двигателе рабочий объем используется не пол-
ностью и поэтому вводят понятие эффективного рабоче-
го объема КфИ эффективного рабочего хода Н%. .Эф-
фективным рабочим объемом называется объ-
ем цилиндра от верхней кромки выхлопного окна до
в.м.т. А соответствующий эффективному рабочему объ-
ему рабочий ход называется эффективным рабо-
чим ходом.
При одном и том же рабочем объеме можно варьиро-
вать диаметром цилиндра и ходом поршня в зависимо-
сти от того, какую внешнюю характеристику двигателя
мы хотим получить. Скоростные авиамодельные двигате-
ли обычно делают с коротким ходом поршня. Объясня-
ется это тем, что скоростной двигатель для получения
высокой мощности и высокого к.п.д. винта эксплуатиру-
ется на высоких оборотах. Поэтому применение коротко-
го хода дает возможность снизить среднюю скорость пор-
шня, а следовательно, снизить потери мощности на тре-
ние в рабочей паре двигателя. Кроме того, уменьшается
его износ. Трение и износ уменьшаются еще и потому,
что с изменением рабочего хода, уменьшается боковая
составляющая силы давления сгоревших газов, прижи-
мающая поршень к цилиндру. Но увлекаться уменьшени-
ем хода поршня нельзя, так как возрастают нагрузки на
шатун и шейку коленчатого вала. Фактором, ограничи-
вающим уменьшение хода поршня, является крутящий
момент двигателя, который в рабочем диапазоне оборотов
должен быть равен потребному крутящему моменту вин-
та, имеющего наибольший к.п.д. Обычно ход поршня
скоростного двигателя с объемом цилиндра 2,5 см3 дела-
ют 13,4—14 мм
47
АНАЛИЗ ПРОЦЕССОВ, ПРОИСХОДЯЩИХ В ДВИГАТЕЛЕ, И ПУТИ
ПОВЫШЕНИЯ ЕГО МОЩНОСТИ
Индикаторная мощность двигателя — это
работа, которую производят газы давлением на поршень
в единицу времени. Индикаторная мощность определяет-
ся по формуле:
Nt = Sn'P^ ns , л. с., (26)
где Sn — площадь поршня, см2;
Pt — среднее индикаторное давл-ение, кГ!см2\
Н — ход поршня;
ns — число оборотов в секунду.
Как видно из формулы (26), мощность двигателя при
определенном рабочем объеме будет тем больше, чем вы-
ше среднее индикаторное давление и число оборотов. Но
увеличивать число оборотов двигателя выше 28000—
29 000 об!мин нецелесообразно. Увеличение оборотов при-
ведет к возрастанию скорости концов лопастей, которая
превысит критическую величину, примерно равную
240 м!сек. При этом к.п.д. винта упадет, а выигрыш в
мощности, полученный в результате увеличения числа
оборотов, не приведет к увеличению тяги, так как пойдет
на компенсацию упавшего к.п.д. винта.
Ограничивает увеличение число оборотов двигателя и
время основных его процессов, которое с увеличением
числа оборотов уменьшается, снижая тем самым качест-
во самих процессов. Поэтому дальнейшее увеличение
мощности скоростных авиамодельных двигателей целесо-
образно вести по пути увеличения среднего индикатор-
ного давления в цилиндре. Среднее индикаторное давле-
ние зависит от многих факторов, неразрывно связанных
между собой и зависящих в свою очередь друг от друга.
Рассмотрим основные из них.
Прежде всего среднее индикаторное давление зави-
сит от количества тепла, выделившегося за рабочий цикл,
а следовательно, от характеристик топлива, на котором
работает двигатель. По правилам проведения соревно-
ваний в качестве топлива используется смесь, состоящая
из метилового спирта и касторового масла. Причем топ-
ливная смесь может быть в двух вариантах: 80% метило-
48
вого спирта и 20% касторового масла, 75% метилового
спирта и 25% касторового масла.
Как показала практика эксплуатации скоростных ави-
амодельных двигателей, для хорошей смазки их вполне
достаточно 20% касторового масла. Поэтому на кордо-
вой скоростной модели самолетов нужно применять имен-
но это топливо, так как при одном и том же составе топ-
ливо-воздушной смеси в цилиндр двигателя попадает
больше метилового спирта. В результате при сгорании
будет достигнуто большее среднее индикаторное давле-
ние. Основное горючее вещество топливной смеси — ме-
тиловый спирт (метанол) — является высокоэффектив-
ным топливом.
Рассмотрим основные характеристики метилового
спирта и сравним их для наглядности с таким распрост-
раненным горючим как бензин. Основные характеристики
горючего: теплотворная способность, верхний и нижний
предел воспламенения, теоретически необходимое ко-
личество воздуха для полного сгорания, скрытая
теплота парообразования, удельный вес, октановое
число.
Теплотворная способность топлива — ко-
личество тепла в килокалориях, выделяемое 1 кг горю-
чего при полном сгорании. Чем выше теплотворная спо-
собность горючего, тем большие температуру и давление
оно разовьет при сгорании, и тем выше будет мощность
двигателя. При сгорании ряда топлив выделяется вода,
и часть тепловой энергии идет на ее испарение. Поэтому
вводится понятие низшей теплотворной способности, от-
личающейся на то количество тепла, которое идет на ис-
парение образовавшейся при сгорании воды. Верхний
предел воспламенения определяет максималь-
ный процент топлива в топливо-воздушной смеси, при ко-
тором эта смесь воспламеняется. Нижний предел
воспламенения определяет минимальный процент
топлива в топливо-воздушной смеси, при котором проис-
ходит воспламенение смеси. Скрытая теплота парообра-
зования — количество тепла, необходимое для испаре-
ния 1 кг горючего.
Октановое число характеризует антидетонаци-
онные свойства горючего, т. е. способность топлива пра-
вильно сгорать при высоких степенях сжатия. Чем выше
октановое число, тем большую степень сжатия можно
4—625
49
применять на двигателе, а следовательно, получить боль-
шую мощность.
На первый взгляд кажется., что наиболее эффектив-
ное горючее — бензин, имеющий наибольшую теплотвор-
ную способность. Однако рабочий процесс в двигателе
определяется не теплотворной способностью топлива, а
теплотворной способностью и количеством топливо-воз-
душной смеси. Поэтому более важная характеристика —
теплотворная способность смеси. Очевидно, чем больше
требуется воздуха для полного сгорания топлива, тем
меньше горючего попадет в цилиндр. И, наоборот, чем
меньше требуется воздуха для полного сгорания топли-
ва, тем больше горючего попадет в цилиндр. Вследствие
этого крайне незначительна разница в теплотворных спо-
собностях топливо-воздушных смесей, полученных на
основе бензина и спирта (табл. 2).
Таблица 2
Сорт топлива
Бензин
Спирт этиловый
Спирт метило-
вый
520 10500
640 6200
535 5320
25 1,8
19 3,3
75
200
0,76 66—95
0,95 100
826
825
260 6,5 0,95 100 823
Другая важная характеристика — скрытая теплота
парообразования. Как видно из табл? 2, скрытая теплота
парообразования у метилового спирта в 3,5 раза боль-
ше, чем у бензина. Это обстоятельство определяет высо-
кие охлаждающие и, как следствие, высокие антидетона-
ционные свойства спирто-воздушных смесей. Кроме того,
из-за высокой теплоты парообразования спирто-воз душ-
50
ные смеси имеют более низкую температуру в момент на-
полнения, что приводит к увеличению плотности заряда
и улучшению коэффициента наполнения двигателя. В
этом заключается так называемый компрессорный
эффект от применения спиртовых смесей. Следствием
компрессорного эффекта является прирост мощности
двигателя, который, как показали исследования, равен
~5%.
Приготовление топливо-воздушнои смеси в скорост-
ном авиамодельном двигателе происходит в момент вса-
сывания в карбюраторе инжекторного типа. Этот карбю-
ратор очень прост по конструкции и дает неравномерную
по составу топливо-воздушную смесь, что влияет на ско-
рость горения смеси, а следовательно, и на мощность
двигателя. Качество приготовленной топливо-воздушной
смеси характеризует коэффициент избытка воздуха а,
который определяется отношением весового количества
воздуха, приходящегося на одну весовую часть горюче-
го в данной смеси, к теоретически необходимому. Смесь,
имеющая в своем составе меньше теоретически необхо-
димого количества воздуха, называется богатой
смесью а<1. Смесь, имеющая в своем составе возду-
ха больше теоретически необходимого количества, назы-
вается бедной смесью а>1.
Сгорание спирто-воздушной смеси в пределах вос-
пламенения происходит с различной скоростью в зави-
симости от состава смеси а. Скорость сгорания характе-
ризуется количеством вещества, сгорающего в единицу
времени. Таким образом, скоростью сгорания определя-
ется только интенсивность протекания реакции горения,
независимо от характера распространения реакции по
объему, занимаемому горючей смесью. В двигателях же
процесс сгорания после воспламенения горючей смеси у
свечи осуществляется путем распространения фронта
пламени по смеси. Под фронтом пламени понимается зо-
на реакций горения, отделяющая свежую топливо-воз-
душную смесь от сгоревших i азов. Под скоростью рас-
пространения пламени понимается скорость перемеще-
ния фронта пламени по объему камеры от места его воз-
никновения. При бедной топливо-воздушной смеси выде-
ляется тепла в единице объема мало, что уменьшает ско-
рость распространения пламени. При переобогащении
смеси топливом из-за недостаточного количества кисло-
4*
51
рода уменьшается теплота реакции
и происходит снижение скорости
распространения пламени. Сущест-
вует оптимальный состав горючей
смеси, при которой скорость распро*
странения пламени достигает мак-
симального значения при данных
условиях (рис. 31).
Скорость распространения пла-
мени в топливо-воздушной смеси
Рис. 31. Скорость рас. значительно возрастает при ее
пространения пламе- вихревом движении в результате
ни: турбулентной диффузии. Наиболее
™есь; благоприятным в отношении мощ-
ности является такая скорость
горения топливо-воздушной смеси, при которой
сгорание поступившей в цилиндр смеси начинается
за 12—16° до в.м.т. и заканчивается к 12—20° угла по-
ворота коленчатого вала после в.м.т., т. е. соответствует
30—36° угла поворота коленчатого вала. При
28 000 об/мин сгорание топливо-воздушной смеси долж-
но произойти в течение ^ёбоо^звб = ^,000214 сек. За
это время фронт пламени проходит путь, равный
8,5—9 мм, и потребная скорость распространения
пламени получается очень большой: ираспр = 0 600214 =
= 42 м/сек.
Так как скорость распространения пламени зависит от
состава смеси, то понятно, почему сложен и ответстве-
нен процесс ее приготовления. Карбюратор составляет
один из участков впускного тракта двигателя. Воздух не-
посредственно из атмосферы поступает в диффузор кар-
бюратора. Диффузор вследствие плавного сужения про-
ходного сечения создает местное понижение давления
воздуха, используемое для всасывания топлива через
жиклер. Для лучшего смесеобразования желательно мел-
кое распыление топлива при введении его в струю возду-
ха, что достигается созданием разности скоростей возду-
ха и топлива в плане выхода последнего. Скорость воз-
духа в районе выходных отверстий жиклера значительно
выше скорости топлива. Под динамическим воздействием
струи воздуха происходит дробление вытекающего топ-
52
Скорость воздуха в карбюраторе
Рис. 32. Зависимость тонкости распиливания топ-
лива от скорости воздуха
лива на мелкие капли, диаметр которых зависит от ско-
рости воздуха в месте смешения (рис. 32).
Среднюю скорость движения воздуха можно опреде-
лить из уравнения неразрывности потока
К=К-7|) (27)
где Vn — средняя скорость поршня, м!сек;
VB — средняя скорость воздуха, м!сек;
Sn — площадь поршня, см2;
f — проходное сечение диффузора, см2.
Как видно из формулы, скорость воздуха будет боль-
ше, а следовательно, лучше и качество приготавливае-
мой смеси в том случае, когда проходное сечение диффу-
зора минимально. Но чтобы получить высокую мощность,
необходимо еще и количество смеси. Для хорошего на-
полнения картера нужно сделать максимально большое
проходное сечение, так как гидравлические потери в про-
цессе всасывания возрастают пропорционально квадрату
скорости струи воздуха.
Исследованиями, проведенными на скоростных авиа-
модельных двигателях, установлено, что оптимальными,
т. е. дающими хорошее наполнение кривошипной камеры
и хорошее качество топливо-воздушной смеси, являются
следующие скорости в диффузоре: 75—80 м!сек в случае
применения бака «поилка» и 40—50 м!сек при примене-
нии бака, работающего под давлением. Исходя из ска-
занного, площадь проходного сечения в диффузоре кар-
бюратора, в случае применения бака «поилка», опреде-
ляется по следующей формуле
__ H-ti Sn
“ 240000
53
где Н — ход поршня, см;
п — число оборотов в минуту;
Sn — площадь поршня, см2.
А при применении бака, работающего под давлением,
площадь проходного сечения карбюратора можно опре-
делить по аналогичной формуле
f__ H-n-Sn (9Q\
' — 150000 ‘ k >
Разобрав работу карбюратора и определив его про-
ходное сечение, рассмотрим весь процесс всасывания.
Всасывание представляет следующее: поршень от своей
н.м.т. идет к в.м.т. и при этом в кривошипной камере со-
здается разрежение. При открытии впускного окна соз-
дающееся разрежение втягивает топливо-воздушный
столб, находящийся в впускном патрубке, в кривошип-
ную камеру. Скорость потока столба вследствие разре-
жения увеличивается и достигает максимума примерно
у в.м.т., при этом разрежение в кривошипной камере
уменьшается до нуля, так как поступающий топливо-воз-
душный столб продолжает наполнять по инерции криво-
шипную камеру и создает в ней избыточное давление. И
к тому моменту, когда топливо-воздушный столб, попол-
няющий кривошипную камеру, придет к состоянию покоя
из-за увеличивающегося избыточного давления, в криво-
шипной камере достигается максимальное избыточное
давление. От максимального разрежения до максималь-
ного избыточного давления проходит половина колеба-
ния во впускной системе. Поршень при этом рассматри-
вается стоящим неподвижно в в.м.т., т. е. наступает мо-
мент, когда впускное окно должно быть закрыто. Обычно
этот момент наступает к 50—60° после прохождения пор-
шнем в.м.т. Поршень, идущий вниз, должен повышать
созданное давление до тех пор, пока не откроются проду-
вочные окна. Если впускное окно оставить открытым, то
избыточное давление в кривошипной камере направит
топливо-воздушный столб обратно во впускной патру-
бок, и кривошипная камера начнет опустошаться. Даль-
нейшее колебание топливо-воздушного столба создает
разрежение, которое достигнет своего максимума, когда
находящаяся в кривошипной камере топливо-воздушная
смесь снова придет в состояние покоя. От одного макси-
мального разрежения до другого максимального разре-
54
жения происходит полное колебание. Затем процесс сно-
ва повторяется. Теоретически без затухания колебаний
можно добиться такого же избыточного давления, как и
предшествующее ему разрежение.
На практике же из-за сопротивления во впускной си-
стеме колебания будут затухающими. В зависимости от
конструктивного исполнения системы впуска избыточное
давление составляет от 35% до 70% от разрежения при
открытии впускного окна. Рациональное использование
этой энергии колебательного процесса позволит значи-
тельно увеличить наполнение кривошипной камеры, тем
самым и мощность двигателя.
Первые попытки использования энергии колебания во
впускном патрубке скоростного авиамодельного двигате-
ля были предприняты инженером В. Бурдаковым в
1958 г., когда ему удалось поднять мощность двигателя
на 20%. Но, к сожалению, проведенные им исследования
не привели к созданию методики расчета параметров
впускной системы, позволяющей использовать энергию
колебаний. Такая методика была создана при отработке
системы всасывания мотоциклетного двигателя и можно
ею воспользоваться. Согласно этой методике потребная
длина всасывающего патрубка L определяется по сле-
дующей формуле
, г. /3065000а2 1\
L — F п------------,
где Ук.к — объем кривошипной камеры при положении
поршня в верхней мертвой точке, см3;
Fn — средняя площадь поперечного сечения впуск-
ного патрубка, см2;
а — угол поворота коленчатого вала, соответст-
вующий всасыванию, град;
п — число оборотов в минуту;
d — диаметр круга с площадью, равной площади
впускного окна, см.
Остановимся также на процессе начала и конца вса-
сывания. Было проведено, пожалуй, наибольшее количе-
ство исследований, в которых пытались увеличить мощ-
ность двигателя путем изменения фаз начала, продолжи-
тельности и конца процесса всасывания. Но в результате
всех этих работ не смогли добиться сколько-нибудь ощу-
тимого увеличения мощности. Поэтому у большинства
55
Рис. 33. Схема трехканальной
продувки
современных скоростных
авиамодельных двигателей
фазы всасывания почти оди-
наковы. Начало процесса
всасывания соответствует
30—45° угла поворота ко-
ленчатого вала после н.м.т.,
а продолжительность—205—
210°. К моменту окончания
процесса всасывания пор-
шень, двигаясь вниз, сжи-
мает попавшую в кривошип-
ную камеру топливо-воз-
душную смесь до тех пор,
пока не откроются проду-
вочные окна, т. е. начнется
процесс перепуска. Процес-
сы продувки и выхлопа —
основные, определяющие
мощность двигателя. Движение газа при продувке про-
исходит по различным траекториям, которые опреде-
ляются количеством и расположением продувочных окон,
а также их формой и направлением.
В зависимости от траектории продувочных газов раз-
личают следующие схемы продувок скоростных авиамо-
дельных двигателей: поперечную, петлевую, встречную,
перекрестную и Шнюрле. Наибольшее распространение в
последнее время получила продувка, представляющая
собой одну из разновидностей схемы Шнюрле. В этой
продувке, помимо основных продувочных окон, имеется
дополнительное окно, направленное в точку встречи по-
токов основных продувочных окон (рис. 33).
Основное преимущество данной схемы по сравнению
с другими схемами — лучшее качество продувки, которое
характеризуется увеличением коэффициента наполнения
цилиндра свежей горючей смесью т]у. Этот коэффициент
характеризуется отношением веса заряда, фактически по-
ступившего в цилиндр, к весу горючей смеси в объеме
цилиндра при давлении и температуре атмосферы. С уве-
личением увеличивается весовой заряд цилиндра, а
следовательно, и мощность двигателя. Это обусловлива-
ется тем, что в данной схеме продувки удается направить
56
Рис. 34. Траектория дви-
жения суммарного про-
продувочный поток свежей смеси
параллельно стенке цилиндра
(рис. 34). В то время как в са«
мой распространенной в авиамо-
дельных двигателях поперечной
схеме продувки сделать это не
удается. При поперечной про-
дувке над продувочными окнами
образуется зона сгоревших га-
зов, которые при продувке не
выдуваются из цилиндра двига-
теля. Применение же дифлектора
на поршне и кармана в пере-
пускном канале для наивыгод-
нейшего изменения профиля скоростей продувочного по-
тока лишь сокращают зону сгоревших газов, остающих-
ся в цилиндре после продувки (рис. 35).
Выдувание газов у этой зоны происходит при продув-
ке через два основных продувочных окна, направленных
в сторону задней стенки цилиндра. Но при продувке че-
рез два окна в центре цилиндра образуется другая зона,
из которой не выдуваются сгоревшие газы, и т] у получа-
ется низким. Объясняется это тем, что при продувке че-
рез два основных продувочных окна, продувочный поток
прижимается к задней стенке цилиндра и растекается по
ней в виде тонкой пленки, которая направляется вверх
и, отразившись от головки цилиндра, устремляется вниз
к выхлопному окну, не затрагивая при этом центральную
Рис. 35. Поперечная схема продувки
57
Рис. 36. Образование зоны сгоревших газов при продув-
ке через два канала
часть цилиндра (рис. 36). Помимо того, что при продувке
в два канала образуется зона со сгоревшими газами,
при данной схеме продувки свежий продувочный поток
больше смешивается со сгоревшими газами в процессе
самой продувки, так как площадь соприкосновения све-
жей смеси и сгоревших газов получается большой.
Применение третьего продувочного окна, направлен-
ного в точку встречи основных продувочных потоков, по-
зволяет значительно сократить зону сгоревших газов и
площадь контакта продувочного потока свежей смеси со
сгоревшими газами. При продувке через три продувоч-
ных окна продувочные потоки, сформированные опреде-
ленным образом в перепускных каналах, устремляются
в точку встречи. Встретившись, три потока образуют один
мощный, который в сечении равен почти половине сече-
ния цилиндра. Этот мощный, суммарный поток начинает
двигаться вверх, параллельно стенкам цилиндра, вытес-
няя сгоревшие газы. Это движение вверх обусловлено
направлением исходных продувочных струй, которые при
сложении имеют направление движения, параллельное
стенке цилиндра. Кроме того, это направление движения
определяется и самими стенками цилиндра, так как сум-
марный поток попадает в своеобразный канал, который
образован, с одной стороны, стенками цилиндра, а с
другой — сгоревшими газами. Дойдя до головки цилинд-
ра, продувочный поток, обтекая ее. разворачивается и
58
устремляется к выхлопному г-----
окну, вытесняя при этом его-
ревшие газы.
Чтобы получить высокий цУ’, Л'Т/ \/\/
необходимо направить исход- I
ные продувочные потоки та- I Уху' \ / \7/ /
ким образом, чтобы при ело- \ \У" \:/ /
женин их суммарный продувоч- у
ный поток имел направление
движения, параллельное зад- ’
ней стенке цилиндра. Напра-
вить исходные ПОТОКИ В точку Рис. 37. Схема построения
встречи ПОД определенным уг- поперечного сечения пере-
лом при помощи только окон . ПУСКНЫХ каналов
в гильзе цилиндра нельзя,
так как ее стенки имеют малую толщину, и такое окно
не определяет траекторию движения вытекающей из
него продувочной струи. Требуемую форму и направле-
ние исходной продувочной струи можно получить только
при помощи всего перепускного тракта, геометрии кото-
рого в двигателе с трехканальной схемой продувки уде-
ляется большое внимание. На рис. 37 приведена схема
построения поперечного сечения перепускных каналов
в скоростном авиамодельном двигателе TWA-15.
Как видно на схеме, каналы в поперечном сечении де-
лаются сужающимися для того, чтобы струя исходного
продуваемого потока, выйдя из продувочного окна, не
расширялась. Широкие продувочные струи свежей сме-
си при встрече становятся еще шире, и часть суммарно-
го продувочного потока попадает в опасную близость к
выхлопному окну, где она захватывается и уносится сго-
ревшими газами (рис. 38,а). Это снижает качество про-
Дувки, так как вместе с частью свежей смеси, захвачен-
ной сгоревшими газами, в выхлопное окно улетает и та
часть энергии продувки, которая была потрачена на фор-
мирование этой части продувочного потока, а энергия
продувки ограничена. Боковые стенки сужающихся кана-
лов формируют поток так, что, даже расширяясь при вы-
ходе из продувочного окна и при встрече с потоками
остальных каналов, суммарный продувочный поток не
становится настолько широким, чтобы попасть в опасную
зону из выхлопного окна (рис. 38,6). Наружная и внут-
5Р
ренняя стенки перепускных каналов также формируют и
направляют исходный поток в район встречи. Но здесь име-
ются некоторые трудности, которые вызваны отсутстви-
ем места для правильной <формы внешней стенки пере-
пускного канала. Перепускные каналы, дающие мини-
мальные гидродинамические потери и определяющие
траекторию дальнейшего движения продувочной струи,
.должны иметь большие радиусы поворотного колена, а
также значительную длину после колена. Так как шири-
на скоростного двигателя определяет мидель кордовой
скоростной модели самолета и не существует пока ко-
личественной оценки проигрыша в скорости от увеличе-
ния миделя и выигрыша от применения правильных ка-
налов, то спортсмены предпочитают не рисковать и де-
лают двигатели в традиционных габаритах, т. е. с ма-
лыми радиусами колен и без направляющих участков
после них.
Основной продувочный поток, выйдя из такого пере-
пускного тракта, устремляется под каким-то углом вверх.
В случае симметричного исполнения основных окон гиль-
зы цилиндра этот поток встретится со вторым основным
продувочным потоком в непосредственной близости к
задней стенке цилиндра и на некотором расстоянии от
поршня, двигающегося вниз. В эту зону должен быть на-
правлен и третий продувочный поток. Но сделать это не
так просто. Если бы попытаться направить третий пере-
пускной канал непосредственно в район встречи, то по-
Рис. 38. Влияние поперечного сечения каналов на формирование сум-
марного продувочного потока
60
лучили бы недопустимо малую
высоту канала из-за малого угла
подвода.
Поэтому третий канал б дви-
гателе TWA-15 делается следую-
щим образом (рис. 39). Его под-
водят к гильзе под большим, уг-
лом и нормальной высоты и
делают карман, который изме-
няет профиль скоростей проду-
вочного потока и заворачивает
его в район встречи. Казалось
бы, при таком движении проду-
вочных струй над поршнем
должна остаться зона со сгорев-
шими газами, но этого не про-
исходит, так как струя, обтекая
угол кромки поршня, расширяет-
ся « заполняет эту зону свежей
смесью. Все это подтверждает
тот факт, что нагар в этой зоне
Рис. 39. Схема течения
продувочного потока
бывает смыт продувочным потоком.
Большое значение в организации продувки имеет так-
же профиль управляющих кромок продувочных окон, ко-
торые определяют последовательность образования сум-
марного потока. Наилучшая его последовательность та-
кая, когда суммарный поток возникает сначала непо-
средственно у задней стенки цилиндра, а затем все даль-
ше и дальше от нее, оттесняя от стенки цилиндра сгорев-
шие газы. Такую последовательность получают при по-
мощи овальной формы управляющих кромок перепуск-
ного окна. Помимо правильной последовательности об-
разования продувочного потока, такая форма верхней
кромки исключает соударение западающего в окно порш-
ня с самой верхней кромкой. Чтобы получить такую пра-
вильную последовательность, третье продувное окно, на-
ходящееся ближе двух основных окон к району встречи,
открывается позже их. Это необходимо для того, чтобы
первые порции продувочных потоков прошли в район
встречи одновременно. На современных скоростных авиа-
модельных двигателях это запаздывание открытия треть-
его перепускного окна соответствует 1—2° поворота ко-
ленчатого вала.
61
Не менее важную роль в организации продувки име-
ет изменение площади проходного сечения перепускного
канала. Исследования, проведенные на перепускных ка-
налах, имеющих различные радиусы поворотных колен ц
различные площади входных и выходных сечений, пока-
зывают, что каналы, имеющие площадь входа в колено
в два раза больше площади выхода, дают меньшее со-
противление перепускному потоку (рис. 40). Поэтому
для получения минимальных потерь в перепускном ка-
нале, входное сечение в поворотном канале делается в
1,5—1,8 раза больше, чем сечение продувочного окна.
А теперь о вопросе, в котором нет еще достаточной
ясности в двухтактных двигателях вообще, а в авиамо-
дельных тем более. Как использовать энергию колеба-
ний топливо-воздушной смеси в перепускных каналах в
процессе продувки, каковы должны быть геометрические
размеры перепускных каналов? Если выпускная система
выполнена правильно, то в течение почти всего периода
открытия продувочных окон в цилиндре будет атмосфер-
ное давление или даже разрежение, и тем самым смеси,
находящейся в перепускном канале, стимулируется вы-
ход в цилиндр. Приэтом кривошипная камера с перепуск-
ными каналами является резонатором Гельмгольца, ко-
торый можно рассчитывать по формулам, используемым
Рис. 40. Потери давления в коленах с изгибом 90°
62
При проектировании мотоциклетных двигателей. Так как
кривошипная камера действует как пружина, а столб сме-
си в продувочных каналах — как масса, объем криво-
шипной камеры берется без объема продувочных кана-
лов при положении поршня в н.м.т. Формула для собст-
венной частоты резонатора следующая
С
/+0,187(a+ft)
Г п-к’2
f =----=
2«ГКк.к
(31)
где С — скорость звука в продувочном канале, равная
380 м/сек в связи с повышенной температу-
рой;
VK.K — объем кривошипной камеры в н.м.т. без про-
дувочных каналов, см3;
I — средняя длина продувочного канала, см;
Рп.к — среднее поперечное сечение продувочного ка-
нала, см2;
в uh. — ширина и высота среднего поперечного се-
чения продувочного канала, см.
Выражение 0,187 (b+h) представляет собой поправ-
ку на выходное отверстие. У выходных отверстий проду-
вочных каналов колеблется еще определенная масса воз-
духа, так что фактическая длина больше, чем средняя
длина. Без особого ущерба для точности можно вместо
выражения e+h поставить 2 УТ7™- В° время продувки
должна пройти только половина колебания. Именно тог-
да цилиндр наполнится возможно большим количеством
свежей смеси. При более чем половине колебания начи-
нается обратный поток в кривошипную камеру, а после
Целого колебания все что попало в цилиндр вновь ока-
зывается в кривошипной камере. Частота колебания
продувки, которая необходима для прохождения поло-
вины колебания во время продувки при продолжитель-
ности продувки а0 и числе оборотов п об/мин, подсчиты-
вается по формуле
Необходимая длина перепускных каналов (для полови-
ны колебания) рассчитывается по формуле
/ = !13ОТОО^к 0 374 СМ{ (зз)
Ук.к* Л2
63
где а0 — продолжительность перепуска в град;
Ук.к — объем кривошипной камеры без учета объе-
ма перепускных каналов, см3;
п •— число оборотов в минуту.
Расчет, проведенный по данной формуле, показыва-
ет, что потребная длина канала получается очень боль-
шой и неприемлема в скоростных авиамодельных двига-
телях. Следующим благоприятным условием хорошего
наполнения цилиндра является случай, когда в период
продувки пройдет 1,5 колебания. Для 1,5 колебаний про-
дувки в течение периода продувки а получается частота
колебания, подсчитываемая следующим образом.
/ = п'3!°'1,5 = - . (34)
Полученная частота в 3 раза больше потребной частоты
при половине колебания продувки. Но так как частота
входит в управление резонатора Гельмгольца, возведен-
ная в квадрат, получаем среднюю длину канала в 9 раз
меньшую. Для средней длины продувочных каналов при
1,5 колебаниях продувки получаем формулу
/= 903000а» •F’n.g-о,374 (35)
Исследования, проведенные на мотоциклетных двух-
тактных двигателях, показывают, что колебание в пере-
пускных каналах начинается не сразу же после откры-
тия перепускного окна. На рис. 41 приведен график дав-
ления в цилиндре в продувочных каналах и в кривошип-
ной камере двухтактного двигателя. Давление в цилинд-
ре, как показано пунктиром, сильно падает после откры-
тия выпускного окна. Однако после открытия продувоч-
ного окна давление все еще выше 1 атм, так что отра-
ботавший газ проникает в продувочные каналы и в кри-
вошипную камеру. Отчетливо виден крутой подъем дав-
ления в продувочных каналах (точки) и последующий
подъем давления в кривошипной камере (сплошная ли-
ния). Приблизительно при 12° по углу поворота колен-
чатого вала после открытия продувочного окна давление
в цилиндре падает настолько, что оно становится рав-
ным давлению в продувочных каналах. В связи с этим,
вместе с давлением в цилиндре сильно падает и давле-
ние в продувочных каналах. Благодаря кинетической
энергии газа, движущегося в продувочных каналах к
64
кривошипной камере,
давление в кривошип-
ной камере возрастает
дальше (также вслед-
ствие движения порш-
ня вниз). Только при
угле 30° после откры-
тия продувочного ка-
нала начинается коле-
бание продувки криво-
шипной камеры с дав-
лением 0,5 атм. Но
такой угол получается
у двигателя, имеющего
малую разницу в фа-
зах перепуска и выхло-
па, т. е. малое предва-
рение выпуска. В су-
ществующих авиамо-
Рис. 41. График давления в цилиндре
в продувочных каналах и в криво-
шипной камере
дельных двигателях с
настроенной выхлопной
системой предварение
выпуска значительно
больше. Поэтому дей-
ствительный период продувки будет меньше периода,
определяемого фазами перепуска не на 30°, как в испы-
тываемом двигателе, а несколько меньше. Насколько?
Точный ответ на этот вопрос может дать только экспе-
римент.
Процесс сгорания топливо-воздушной смеси являет-
ся основным процессом двигателей внутреннего сгора-
ния. В результате этого процесса химическая энергия
топлива превращается в энергию тепловую и далее ча-
стично в механическую. Процесс сгорания в двигателях
наглядно можно рассмотреть на диаграмме в координа-
тах (Р; ф), где Р — давление в цилиндре, ф — угол по-
ворота коленчатого вала. При отключенной свече давле-
ние в цилиндре изменяется по пунктирной ли-нии (рис.
42). При включенной калильной свече, при сжатии топ-
ливо-воздушной смеси наступит момент, когда смесь в
Районе раскаленной спирали воспламенится. На диаграм-
ме этот момент отмечен точкой 1. После этого момента
в течение некоторого промежутка (до точки 2) давление
5—625
65
изменяется так же, как и при отключенной свече. Далее
давление начинает интенсивно повышаться (сплошная
линия до точки 5) и после достижения максимального
значения уменьшается. В этом случае линия давления
проходит значительно выше, чем в случае с отключен-
ной свечой.
В процессе сгорания в двигателях обычно выделяют
два периода: период образования очага горения (уча-
сток а) и период видимого сгорания или распростране-
ния фронта пламени (участок в). В первый период сго-
рания газы в цилиндре имеют относительно невысокую
температуру и давление, что при малой поверхности го-
рящих газов приводит к незначительному выделению
теплоты, а следовательно, и к незначительному измене-
нию давления. С момента появления пламени оно рас-
пространяется по всей камере сгорания и сопровождает-
ся резким повышением давления. Второй период сгора-
ния характеризуется быстротой нарастания давления
ДР
кг1см21град, где ДР=Р3—Рг и Дф=ф3—ф2.
Быстрота нарастания давления во второй фазе зави-
сит от ряда условий. Прежде всего от свойств топлива
и состава топливо-воздушной смеси. Наибольшее значе-
ДР
ние получается при том составе смеси, при котором
скорость распространения пламени максимальная. Вих-
ревое движение смеси повышает скорость распростране-
ДР
ния пламени, а следовательно, увеличивает . Ско'
рость распространения пламени будет максимальной при
66
определенном составе смеси. Отклонение состава смеси
в сторону обогащения или обеднения ее приводит к зна-
чительному падению скорости распространения пламени.
Время сгорания топливо-воздушной смеси возрастает, и
догорание ее будет проходить при увеличивающемся объ-
еме, что значительно уменьшает полезную площадь диа-
граммы, а следовательно, среднее индикаторное давле-
ние или мощность двигателя (рис. 43).
Кроме того, на мощность двигателя значительное вли-
яние оказывает момент воспламенения смеси. Наиболее
благоприятным в этом отношении является такой момент
воспламенения, при котором сгорание происходит при
минимальном изменении объема. Смещение момента за-
Рис. 43. Диаграмма
процесса сгорания
бедных и богатых
смесей
мигания в сторону более позднего зажигания приводит
к тому, что догорание смеси будет происходить при уве-
личивающемся объеме, и мощность двигателя упадет.
Если смесь воспламенится раньше, чем это необходимо
для правильного сгорания, давление образовавшихся
при сгорании газов достигнет значительной величины до
прихода поршня в в.м.т., что также уменьшит мощность
двигателя (рис. 44). Однако в двигателе, работающем на
28 000—29 000 об)мин, даже при нормальном моменте за-
жигания и максимальной скорости распространения пла-
мени действительное время протекания процесса горения
часто получается больше, чем это необходимо для пра-
вильного сгорания. В результате этого догорание смеси
происходит при увеличивающемся объеме и не реализу-
5’
67
Рис. 44. Влияние мо-
мента зажигания на
процесс сгорания топ-
лива
ется максимальная мощность. Кроме того, карбюратор,
применяемый на скоростном двигателе, является про-
стейшим, поэтому смесь приготовляется или получается
неравномерной по составу и меняется от такта к такту.
Вследствие этого изменяется от такта к такту скорость
горения топливо-воздушной смеси и момент ее воспламе-
нения. Малое время, отведенное на процесс сгорания
топливо-воздушной смеси, а также неизбежные отклоне-
ния в скорости распространения пламени и моменте вос-
пламенения, вызванные изменением состава топливо-воз-
душной смеси, требуют создания камеры сгорания, обес-
печивающей при этих условиях эффективное сжигание
топлива. Такая камера сгорания была разработана и с
успехом применена на двигателе «СОХ» (рис. 45).
Эта камера работает при более раннем моменте за-
жигания, что позволяет увеличить время правильногс
сгорания. Раннее зажигание достигается увеличением
диаметра платиновой проволоки, из которой навиваете?
спираль накаливания, и выносом ее в камеру сгорания
Для того чтобы давление в цилиндре не достигало зна
чительной величины до прихода поршня в в.м.т., форме
Рис. 45. Камера сгорания
типа «СОХ»
Спираль
68
камеры сгорания делается такой, чтобы до прихода пор-
шня в в.м.т. сгорела лишь незначительная часть топли-
ва.
Рассмотрим на диаграмме работу камеры сгорания
типа «СОХ» (рис. 46). В первый момент непосредствен-
но после воспламенения топливо-воздушная смесь сгора-
ет небольшими порциями вследствие малой поверхности
фронта пламени. Небольшое количество теплоты, выде-
ляемое при этом в единицу времени, приводит к доволь-
но пологому протеканию линии давления в начальный
период распространения пламени и к постепенному плав-
ному переходу линии сжатия в линию видимого сгора-
ния. По мере дальнейшего распространения пламени ко-
личество теплоты, выделяемое при сгорании в единицу
Рис. 46. Диаграмма
процесса сгорания в
камере типа «СОХ»:
а — «СОХ»; б — двух-
конусная головка
времени, непрерывно увеличивается и достигает наиболь-
шей величины к концу сгорания (вследствие как непре-
рывного увеличения фронта горящих газов, так и увели-
чения скорости распространения этого фронта за счет
более благоприятных условий сгорания). Увеличение
скорости распространения пламени получается потому,
что топливо-воздушная смесь успевает прогреться как от
возрастающего теплового потока, вызванного увеличени-
ем площади фронта горения, так и от поршня и камеры
сгорания в щели между ними. Последнее приводит к
быстрому возрастанию кривой давления в конце процес-
са сгорания. Такое протекание процесса горения позво-
ляет с наибольшей эффективностью сжечь топливо-воз-
Душную смесь, поступившую в цилиндр.
Эксплуатационные же качества камеры сгорания
«СОХ» не очень высокие. При сгрании платиновой спи-
69
Резьбовое отвер
стие для свечи
Рис. 47. Двухконусная камера
рання
сго-
. рали появляется необ-
ходимость в частичной
разборке двигателя и
установке новой каме-
ры сгорания, а это
крайне нежелательно
делать с отлаженным
двигателем. Поэтому в
процессе доводки дви-
гателя лучше исполь-
зовать камеру сгора-
ния с ввертывающейся,
в нее сменной калиль-
ной свечой (рис. 47). Такая камера сгорания, хотя и не
обеспечивает такой высокой эффективности сжигания
топливо-воздушной смеси, как камера сгорания «СОХ»,
все же вследствие своих эксплуатационных преимуществ
является самой распространенной камерой сгорания
кордовых скоростных авиамодельных двигателей.
Работа этой камеры отличается от камеры «СОХ»
тем, что объем сгоревшей в начальный период видимого
сгорания топливо-воздушной смеси будет больше, а это
приводит к некоторому возрастанию давления в цилинд-
ре до прихода поршня в в.м.т. (см. рис. 46). Конечная же
стадия сгорания топлива в данной камере протекает так
же, как и в камере «СОХ», из-за подобия условий подго-
товки и сжигания топливо-воздушной смеси.
Мы рассмотрели все основные процессы, происходя-
щие в двигателе, а также пути улучшения качества этих
процессов в целях увеличения индикаторной мощности
скоростного авиамодельного двигателя. Если замерить
мощность двигателя на валу, т. е. мощность, которая ис-
пользуется на вращение винта, то опа окажется меньше
индикаторной. Это уменьшение мощности объясняется
тем, что газы, работающие в цилиндре, должны еще пре-
одолеть сопротивление трения деталей двигателя и насос-
ные сопротивления в процессе всасывания. Для сравни-
тельной характеристики величины внутренних потерь
двигателя вводится понятие о механическом коэффици-
енте ПОЛеЗНОГО ДеЙСТВИЯ Т]мех.
-
т1мех до »
(36)
70
где Ne — мощность по валу двигателя;
М i — индикаторная мощность двигателя.
Большую часть всех потерь составляют потери на
трение поршня. При этом силы трения зависят от боко-
вой нагрузки на поршень. Боковая нагрузка на поршень
в значительной степени определяется силами инерции по-
ступательно движущихся частей. Для уменьшения инер-
циальной нагрузки прибегают к облегченной конструк-
ции поршней и шатунов. Но это не всегда приводит к
положительным результатам, так как более значитель-
ные силы трения образуются при изменении геометрии
поршня в процессе работы двигателя. Посмотрим, как
будет работать поршень при выходе двигателя на режим.
Запуск скоростного авиамодельного двигателя обыч-
но осуществляется на переобогащенной топливо-воздуш-
ной смеси, поэтому после запуска двигатель работает
на низких оборотах. Далее процесс вывода двигателя
на режим максимальных оборотов производится закры-
тием дозирующей иглы жиклера, т. е. обеднением топли-
во-воздушной смеси. С одной стороны, при обеднении
топливо-воздушной смеси скорость распространения пла-
мени и количество тепла, выделившегося при сгорании,
увеличивается, что приводит к увеличению числа оборо-
тов и мощности двигателя. С другой стороны, обеднение
смеси вызовет ухудшение охлаждающих свойств топли-
во-воздушной смеси из-за уменьшения в ней содержания
спирта. Таким образом, обеднение смеси ведет к резкому
возрастанию температуры камеры сгорания цилиндра
двигателя и поршня. В самом трудном положении оказы-
вается поршень, так как он охлаждается только топливо-
воздушной смесью. Попытки охладить днище поршня
снизу свежей поступающей в кривошипную камеру топ-
ливо-воздушной смесью, не дают ощутимого результата,
так как в поршне образуется воздушная подушка, пре-
пятствующая охлаждению днища. Вследствие высокой
температуры днища поршня увеличивается его диаметр,
что приводит к подклиниванию поршня в цилиндре. Под-
клинивающий поршень из-за увеличения сил трения на-
греется еще больше, его диаметр в районе днища увели-
чится, вследствие чего дополнительно возрастает темпера-
тура и диаметр поршня. И если охлаждающие свойства
топливо-воздушной смеси будут недостаточными, пор-
шень заклинится в цилиндре и двигатель остановится.
71
На практике же моделисты не допускают остановки
двигателя и обедняют смесь только до тех пор, пока дви-
гатель не начнет сбавлять обороты из-за возрастающих
сил трения, вызванных нагревом и расширением днища
поршня, т. е. обеднят смесь до предельного падения ох-
лаждающих свойств, способных поддержать низкую тем-
пературу поршня. Состав, получаемый при этой смеси,
не будет соответствовать составу, дающему максимальную
скорость распространения пламени и полноту сгорания,
Рис. 48. Зависимость числа оборотов двигателя от состава
топливо-воздушной смеси:
/ — двигатель, в котором образуется натяг в рабочей паре; 2 —
двигатель, в котором не образуется натяг в рабочей паре
что приведет к значительному недоиспользованию газо-
динамических возможностей двигателя (рис. 48).
Для определения величины натяга автор этой книги
провел эксперимент на скоростном двигателе, в котором
гильза была изготовлена из стали, имеющей твердость
156 НВ, а поршень из чугуна, имеющего твердость
220 НВ. После 10 мин работы двигатель был разобран и
тщательно измерены его поршень и гильза. Износ гиль-
зы из-за его незначительности определить не удалось, а
износ поршня составил 22 мк на диаметр. Причем износ
поршня был симметричным, что указывает на отсутствие
каких-либо перекосов в двигателе (рис. 49). Следова-
тельно, при работе в его рабочей паре образуется натяг
22 мк. Все попытки вставить поршень, имеющий диаметр
на 22 мк больше диаметра гильзы, безуспешны. А при
работе двигателя поршень должен двигаться в цилинд-
ре со скоростью, достигающей 15 м/сек. Как же убрать
72
образовывающийся при работе двигателя натяг в рабо-
чей паре?
На рис. 50 приведены примерные профили температур
стенок гильзы цилиндра и
рисунка, температура
днища поршня значи-
тельно больше темпе- z
ратуры стенок цилинд-
ра. Такой профиль
температур обусловлен
разницей в теплопро-
водностях материалов, ♦
змт
I
Рис. 50. Профили темпе-
ратур рабочей пары дви-
гателя
ИЗ которых сделаны Рис. 49. Изменение геометрии порш-
гильза цилиндра и пор- ня:
тень Кроме ТОГО 7 ” поршень до работы двигателя; 2 —
г ’ порше ть в процессе работы двигателя;
ГИЛЬЗа ИМееТ контакт 3 — поршень после работы двигателя
с дюралюминиевым
картером, который отводит значительное количество теп-
ла. Для того чтобы при данном профиле температур при
работе двигателя не образовывался натяг в рабочей па-
ре, необходимо для изготовления поршня использовать
материал, имеющий минималь-
ный коэффициент линейного
расширения, а гильзу выпол-
нять из материала, имеющего
значительно больший коэффи-
циент линейного расширения.
С натягом в рабочей паре
можно бороться и при помощи
конструктивных мер, изменяю-
щих профиль температур в ра-
бочей паре. На практике же
приходится использовать и то
и другое, поскольку, помимо
уменьшения натяга, нужно по-
добрать пару, обладающую
минимальным коэффициентом
трения, что возможно осу-
ществить только правильным подбором материалов.
Кроме этого, рабочая пара должна иметь ресурс^не ме-
нее 1 час. Совокупность перечисленных требований дела-
ют проблему подбора рабочей пары чрезвычайно слож-
ной. Но не решив этой проблемы, нельзя создать или да-
73
же повторить хороший двигатель. С этим фактом столк-
нулись моделисты при эксплуатации отечественного дви-
гателя «Метеор». Двигатель «Метеор», являясь газодина-
мической копией итальянского двигателя «Супер-Тигр»
G-20-15, из-за неправильно подобранных материалов
рабочей пары значительно уступает оригиналу по всем
техническим показателям.
Рассмотрим совместную работу поршня и гильзы ци
линдра. В качестве примера возьмем двигатель «Супер-
Тигр» G-20-15 (Италия) и
TWA-15 (США). При работе
пар в указанных двигателях
изнашивается в основном пор-
шень. Это получается вслед-
ствие определенных соотноше-
ний твердостей поверхностей
поршня и гильзы. Твердость
поршня в двигателе «Супер-
Тигр» G-20-15 и TWA-15 при-
близительно в 1,8—2 раза
больше твердости гильзы. Та-
кой односторонний износ ’рабо-
чей пары свидетельствует о
том, что антифрикционные
свойства рабочей пары и ее
ресурс будут зависеть в основ-
ном от материала поршня.
Структурный анализ поршней
указанных двигателей показал,
что оба поршня имеют перлит-
ную основу с малым содержа-
нием свободного феррита и
без свободного цементита
(рис. 51). Расположение пластинчатого графита и его
форма показаны на рис. 52.
Применение чугуна с такой структурой объясняется
тем, что он в наибольшей степени удовлетворяет всем
предъявляемым к материалу поршня требованиям. Чу-
гун, имеющий перлитную основу, с малым содержанием
свободного феррита имеет низкий коэффициент трения
и коэффициент линейного расширения (табл. 3).
Кроме того, чугун с перлитной основой может иметь
довольно высокую твердость, что определит высокую
Рис. 51. Структура
чугуна (X 500) поршней
двигателей:
(сверху вниз):
«Супер-Тигр» G-20-I5;
TWA-15
74
ИЗНОСОСТОЙКОСТЬ поршня.
/Лалое содержание свобод-
ного феррита и отсутствие
свободного цементита де-
лают чугун стойким к зади-
ру, а также повышают из-
носостойкость поршня. По-
вышенное содержание плас-
тинчатого графита опреде-
ляет высокие антифрикцион-
ные свойства и изностой-
кость поршня.
Как же получить чугун
с перлитной структурой и
высокой твердостью?. Хими-
ческий анализ поршней
двигателей «Супер-Тигр»
G-20-15 и TWA-15 показы-
вает, что столь похожие
структуры чугунов были по-
лучены при несколько раз-
личных химических составах
(табл. 4).
При рассмотрении хими-
ческих составов чугунов об-
ращает на себя внимание тот
факт, что как итальянский,
так и американский чугун
имеют низкое содержание
или отсутствие легирующих
элементов. Этот факт объяс-
няется влиянием легирую-
щих элементов на коэффи-
циент линейного расшире-
ния чугуна. Наличие в чугу-
не марганца, серы и фосфора
заметного влияния па коэф-
фициент линейного расши-
рения чугуна не оказывает.
Однако применение никеля
существенно влияет на его
величину, изменение коэф-
фициента линейного расши-
Рис. 52. Форма включений гра-
фита (X 100) (сверху вниз):
«Супер-Тигр» G -20-15;
TWA-15; Ж-88
75
Таблица 3
Структурная составляющая а-10—6
Аустенит 17—24
Ферри г 12—12,5
Перлит 10—11
рения чугуна от содержания никеля приведено на рис. 53.
Из графика видно, что коэффициент линейного расши-
рения при 15—20% никеля резко возрастает, при 30—40%
никеля — становится меньше, чем коэффициент линей-
ного расширения чугуна без никеля, но при этом ухуд-
шаются его антифрикционные свойства. Подобным же
образом изменяются свойства чугуна, легированного
хромом (рис. 54). Присутствие в чугуне алюминия и
меди также увеличивает коэффициент линейного расши-
рения (рис. 55, 56).
Для повышения износостойкости в состав чугунов все
же вводят незначительное количество легирующих элемен-
тов. Введение в чугун 0,02—0,03% никеля и 0,02—0,05%
хрома значительно увеличит твердость чугуна при незна-
чительном увеличении коэффициента линейного расшире-
ния. Точно такое же действие на характеристики чугуна
окажет введение меди в количестве 0,3—0,5%. Однако
износостойкость чугуна не является определяющей харак-
теристикой поршня скоростного авиамодельного двига-
теля. Поэтому твердость поршня можно иметь и несколь-
ко ниже твердости поршней американского и итальянско-
76
го двигателей. Так, двигатель Ж-88 конструкции авто-
ра этой книги, имеющий поршень твердостью 220НВ,
был использован в пятидесяти полетах в спортивном се-
зоне 1970 г., и состояние рабочей пары позволило экс-
плуатировать его и в 1971 г. Анализ гильз цилиндров
двигателей «Супер-Тигр» G-20-15 и TWA-15 показывает,
Рис. 53. Влияние никеля на коэффици- рис< 54. Влияние хрома
ент линейного расширения чугуна: на коэффициент линей-
1 — при юо° С; 2 — при 150°С; 3— при 375°с ного расширения чугу-
на:
/ — 20— 100°С; 2—20—200°С;
3—20—300°С; 4—20 —40О°С;
5—20—500°С
Рис. 55. Влияние меди на ко-
эффициент линейного расшире-
ния чугуна:
/—при 20—100°С; 2—при 20—200°С;
3—при 20—300°С; 4—при 20-400°С;
5—при 20—500°С
Рис. 56. Влияние алюминия на
коэффициент линейного рас-
ширения чугуна:
/—при 20— 100°С; 2—при 20—200°С;
3—при 20—300°С; 4-при 20-400°С;
5—при 20—500°С
что они также имеют сходные структуры и химические
составы (табл. 5).
В химическом составе как итальянской, так и амери-
канской стали обращает на себя внимание высокое со-
держание серы и марганца. Их присутствие в составе
стали не случайно. Именно эти элементы обеспечивают
высокие антифрикционные свойства стали и повышают
коэффициент линейного расширения. Повышение коэф-
фициента линейного расширения стали с введением в их
состав марганца и серы получается потому, что эти эле-
менты имеют очень высокий коэффициент линейного рас-
ширения. У марганца он равен 23-10 , а у серы 67-10
В результате увеличения коэффициента линейного рас-
ширения стали при работе двигателя происходит увели-
чение диаметра гильзы и уменьшения натяга в рабочей
паре. Кроме того, эти элементы повышают антифрикци-
онные свойства, так как марганец с серой образует в ста-
ли округлые изолированные включения пластинчатого
сульфида марганца (MnS), которые при прокатке вы-
тягиваются в нити вдоль направления прокатки (рис.
57).
Наличие на внутренней поверхности гильзы включе-
ний сульфида марганца, обладающего высокбй пластич-
ностью и низкими механическими свойствами, обеспечи-
вает снижение потерь мощности на трение. Хи-
мический состав как американской, так и итальянской
стали близок к составу отечественной автоматной ста-
ли А-12. Применение этой стали позволило значительно
78
улучшить технические показатели двигателя Ж-88. Дру-
гими рекомендуемыми для‘изготовления гильз скорост-
ных авиамодельных двигателей сталями являются гра-
фитизированные стали марок ЭИ-293, ЭИ-336 и ЭИ-366.
Присутствующий в структуре этих сталей свободный уг-
Рис. 57. Автоматная сталь А-12 (X 100):
а — продольное сечение до травления; б — поперечное сечение после трав-
ления
лерод в виде включений графита определяет высокие ан-
тифрикционные свойства гильз, изготовленных из этих
сталей. Химический состав графитизируемых сталей при-
веден в табл. 6.
Таблица 6
"^\^Элемент Марка стали\^ С Si Си Ti Мп Сг Nt
ЭИ-293 1,6 0,8 — — 0,3 0,08 0,2
ЭИ-336 1,6 0,8 0,6 —• 0,3 0,08 0,2
ЭИ-366 1,6 1,1 — 0,2 0,4 0,08 0,2
В результате графитизирующего отжига присутству-
ющий в стали в большом количестве углерод превраща-
ется в графит. При этом чем длительнее отжиг, тем боль-
ше образуется графита (рис. 58). Для сталей, идущих
на изготовление гильз, нужно как можно больше выде-
лить графита. С увеличением содержания графита улуч-
шаются антифрикционные свойства стали, а также умень-
79
Выдержка при 100", час
Рис. 58. Зависи-
мость содержания
гранита ь стали
ЭИ-336 от продол-
жительности гра-
фитизации при
700°С
шается количество связанного углерода, что благоприят-
но сказывается на коэффициенте линейного расширения.
График отжига стали ЭИ-336 в промышленных электри-
ческих печах показан на рис. 59.
Другим значительно влияющим на мощность двига-
теля фактором является «прогар». «Прогар» — это за-
зор, по каким-либо причинам образовавшийся между
цилиндром и поршнем. Через этот зазор при рабочем так-
те двигателя происходит утечка газов из камеры сгора-
ния, что приводит к падению среднеиндикаторного дав-
ления, а следовательно, и мощности двигателя. Одна из
причин образования «прогара» — некачественная при-
тирка гильзы и поршня. Если поршень или гильза имеют
эллипоность, между ними в некоторых местах будут об-
разовываться зазоры, через которые и происходит утеч-
ка сгоревших газов. Другая причина — перекос поршня
7Ж
900
800
700
600
500-
400-
300-
200-
юо-
Охлажоение с выключенной печыо*
700* 660'
-------------------------о----
4 час
24 часа
5чос
5 час
0 ? 4 6 8 Ю1214 1618 2022 24 26 2830 32343638 404244
воемя час
Рис. 59. График отжига стали ЭИ-336 в промышленных
электропечах
80
во время рабочего хода. Перекос может быть вызван как
неперпендикулярностью осей цилиндра и вала, так и не-
совпадением точки приложения равнодействующей сил
давления сгоревших газов, действующих на поршень, а
также смещением центра тяжести поршня относительно
оси шатуна. «Прогар» может также образовываться
вследствие неравномерного нагрева гильзы цилиндра.
Чаще такое явление наблюдается на двигателях, имею-
щих трехканальную продувку. Это вызвано увеличением
части периметра гильзы, охлаждаемой свежей топливо-
воздушной смесью. Усугубляется этот факт тем, что с
улучшением качества продувки возрастает температура
выхлопных газов, которые в процессе выхлопа отдают
часть тепла непосредственно стенке картера. Вследст-
вие этого повышается температура картера над выхлоп-
ным окном. Картер и гильза в этой зоне расширяются
больше, чем в других местах, что и приведет к образова-
нию зазора между гильзой и поршнем, т. е. «прогару».
Для того чтобы избавиться от «прогара», нужно опреде-
лить причины его образования и устранить их. В двига-
теле, имеющем мягкую гильзу, реже образуется «про-
гар», так как поршень при работе в мягкой гильзе хоро-
шо к ней прирабатывается и исключает, тем самым, об-
разование зазора и утечку газов.
РЕЗОНАНСНЫЕ ГЛУШИТЕЛИ
Кроме уже рассмотренных путей повышения мощно-
сти двигателя, существует еще один, это — использо-
вание энергии выхлопных газов с применением резонанс-
ных глушителей. Экспериментальные работы по увеличе-
нию мощности двигателей с помощью изменения длин
выхлопных труб проводились еще в конце прошлого ве-
ка. В 1914 г. прошли первые экспериментальные работы
с двухтактным двигателем без продувочного насоса.
Очистка и наполнение цилиндра осуществлялись при ис-
пользовании динамических явлений в потоках выпуск-
ных газов (так называемый эффект Каденаси). Подоб-
ная система позволила увеличить массу заряда и повы-
сить мощность двигателя без компрессора.
Первые попытки использования энергии выхлопных
газов в авиамодельных двигателях относятся к 1960—
1961 гг. В этот период начинает свои опыты с выхлоп-
6-625
81
ными трубами Б. Вишневский (США). На чемпионате
мира 1966 г. в Англии его модель, снабженная выхлоп-
ной трубой, в первой же попытке развила скорость
258 км!час (рис. 60). Именно этим полетом и начался
новый этап в развитии кордовых скоростных моделей
самолетов. Сразу же после чемпионата к отработке вы-
хлопных труб приступили почти во всех странах —
участницах чемпионата. Начались работы и у нас в
СССР. Первое, с чем пришлось столкнуться всем спорт-
сменам при проектировании выхлопных труб, это с от-
сутствием каких-либо материалов по выхлопным трубам
подобного типа. К тому же физическая картина явле-
Рис. 60. Модель чемпиона мира 1966 г. Б. Вишневского
ний, происходящих в трубе и в двигателе при их сов-
местной работе, является чрезвычайно сложной.
Рассмотрим в первом приближении схему основных
газодинамических явлений в выхлопном окне и смежной
с ним выхлопной трубе в начальный момент времени при
выхлопе. Полость цилиндра и полость выхлопного тру-
бопровода разделены до какого-то момента времени дви-
жущимся поршнем, причем давление газа в цилиндре
значительно больше давления в выхлопной трубе. Рас-
смотрим такой момент времени, когда поршень займет
положение ниже верхней кромки выхлопного окна. Так
как давление в цилиндре больше давления в выхлопной
трубе, то в бесконечно тонких слоях слева и справа от
поверхности раздела произойдет мгновенное выравни-
вание давления, а частицы газа получат приращение ско-
82
рости. Другими словами, по газу в выхлопной трубе на-
чнет распространяться ударная волна, а по газу в ци-
линдре — волна разрежения. Понижение давления в ци-
линдре в свою очередь увеличивает перепад давления в
перепускном тракте, что ведет к увеличению скорости
перепуска. Но время, в течение которого имеет место
разрежение, составляет незначительную часть от общего
времени газообмена. Подобная картина физических яв-
лений наблюдается и в двигателях, не имеющих выхлоп-
ной трубы. Увеличение времени разрежения достигает-
ся применением выхлопной трубы, точнее передней ее
частью — цилиндрической и расширяющейся. Вследст-
вие импульса газов, вытекающих в начале выпуска в
трубу, давление в ней в области, смежной с выпускными
органами цилиндра, повышается. Выпускные газы вы-
текают из цилиндра в виде компактной массы с повы-
Рис. 61. Изменение
давления в выпу-
скном трубопро-
воде разного диа-
метра:
/ —d ;о мм; 2 -<* 46
ММ; З-d _ 56 мч
шенным давлением, которое распространяется вдоль тру-
бы в виде волны повышенного давления. Волна сжатия,
двигаясь по цилиндрической части выхлопной трубы, вы-
зывает интенсивное падение давления позади ее, т. е. в
цилиндре. Картина целиком повторяет то, что было не-
сколькими мгновениями раньше, в период свободного вы-
пуска в зоне выхлопного окна, с той лишь разницей, что
вновь образовавшиеся волны имеют меньшую интенсив-
ность. Уменьшение интенсивности вызвано тем, что пло-
щадь проходного сечения трубы значительно больше пло-
щади выхлопного окна в период свободного выпуска. На
рис. 61 приведены кривые изменения давления в выпуск-
ном трубопроводе разного диаметра при постоянном
Давлении в начале выпуска.
Из графика видно, что при уменьшении диаметра вы-
пускного трубопровода амплитуды давлений возрастают.
Во избежание дросселирования проходное сечение тру-
83
бы нужно брать примерно в 2—3 раза больше проходно-
го сечения выхлопного окна. Для скоростных авиамодель-
ных двигателей с рабочим объемом 2,5 см3 диаметр пе-
редней части трубы находится в пределах И —13 мм.
Безусловно, подбор длины цилиндрической части трубы
приведет к увеличению времени наличия разрежения у
выхлопного окна, что в свою очередь вызовет увеличение
коэффициента наполнения цилиндра. Но время это по-
прежнему будет составлять незначительную часть от об-
щего времени перепуска. Для увеличения этого времени
выхлопная труба с некоторого сечения делается расши-
ряющейся. Увеличение времени разрежения объясняет-
ся тем, что волна сжатия, отражаясь от диффузора, об-
разует интенсивную волну отрицательного давления, ко-
торая продвигается к цилиндру и, достигнув его, увели-
чивает перепад давления при перепуске.
Изложенное выше хорошо согласуется с эксперимен-
тами, проведенными в Московском авиамодельном клубе
на видоизмененном двигателе «Супер-Тигр» G-20-15.
Так, применение цилиндрической выхлопной трубы при
тщательном ее подборе позволило увеличить обороты
двигателя на 400—500 об!мин, в то время как цилиндри-
ческая труба с диффузором повышала обороты двигате-
ля на 700—800 об!мин при значительном возрастании
расхода топлива, что вызвано, очевидно, неприспособ-
ленностью двигателя «Супер-Тигр» G-20-15 к работе с
выхлопной трубой. И в случае использования трубы
время — сечение перепускных окон оказывается завы-
шенным, что приводит к частичному отсасыванию све-
жей смеси в выхлопную трубу. При дальнейшем продви-
жении волна сжатия попадает в обратный конус, отра-
жаясь от которого с тем же знаком, но с меньшей ампли-
тудой, устремляется к цилиндру. Настройка выхлопной
трубы и заключается в том, чтобы отраженная волна,
точнее, передний ее фронт подошел к цилиндру в опреде-
ленный момент, а именно, за 60—50° до закрытия вы-
хлопного окна. В течение 20° из этих 50—60° происходит
дозарядка цилиндра («заталкивание» свежей смеси в
цилиндр), а в течение остальных 30—40° поворота ко-
ленчатого вала отраженная волна препятствует вытека-
нию свежей смеси из цилиндра. Вытекание свежей смеси
вызывает двигающийся вверх поршень. Заканчивается
выхлопная труба цилиндрической частью малого диа-
84
метра, которая не оказывает существенного влияния на
работу трубы и служит, в основном, для крепления.
Внутреннее сечение трубки берется равным 0,60—0,75 от
сечения выхлопного окна. Такое уменьшение сечения при-
водит к убавлению той части энергии выхлопных газов,
которая выходит через выходной патрубок в атмосферу,
т. е. не совершает полезной работы дозарядки. В то же
время дросселирование выхлопа не происходит. Объяс-
няется это тем, что выхлоп двигателя осуществляется
в глушитель, имеющий значительный объем в течение
Рис. 62. Испытательная установка:
/ — моторная рама; 2 —двигатель; 3 — переходная трубка; 4 —диффузор,
5 —проставка; 6 — обратный конус; 7 — упор
всего 160—170° поворота коленчатого вала, а истечение
из глушителя происходит в течение всех 360°.
Ввиду исключительной сложности характера движе-
ния газа около выхлопного окна и необычайной трудно-
сти получения расчетных зависимостей в Московском
авиамодельном клубе была создана экспериментальная
установка, позволяющая получить зависимости, необхо-
димые при проектировании трубы. В собранном виде эта
установка имела следующий вид (рис. 62) и позволила
определить скорость распространения волны сжатия и
85
оптимальное соотношение всех участков трубы. Экспери-
мент для определения скорости распространения волны
сжатия проводился таким образом.
Для опыта был изготовлен двигатель «ЭХО», имею-
щий следующие фазы газораспределения: перепуск —
140°, выхлоп — 180°. Его установили на раме, запустили
и вывели на режим максимальных оборотов, затем в
проставку вставили снятый перед запуском обратный ко-
нус с упором и продвигали его вперед до тех пор, пока
двигатель не прибавил 200—300 оборотов. Тут же, не
останавливая двигатель, произвели замер длины трубы
(от среза выхлопного окна до упора). Замерив, продол-
жали двигать упор (увеличивать частоту трубы) с об-
ратным конусом, причем через каждые 5 мм упор фикси-
ровали и тщательно замеряли обороты двигателя, и так
до тех пор, пока двигатель не начал уменьшать обороты.
В этом эксперименте, проведенном в Московском
авиамодельном клубе, использовали тахометр конструк-
ции мастера спорта Е. Мосякова, основанный на принци-
пе пересечения луча света, поступающего на фотоэле-
мент лопастью вращающегося винта. Тахометр перед за-
мером тарировался по звуковому генератору. Примене-
ние такого тахометра значительно повысило точность по-
лученных данных, так как двигатель совершенно не на-
гружался, и цена деления значительно ниже, чем у тахо-
метра ИО-ЗО.
На основе полученных данных L и п высчитали сред-
нее значение скорости распространения волны сжатия в
канале переменного сечения. Среднюю скорость нашли
делением пути, пройденного волной, на время, затрачен-
ное на преодоление этого пути:
V= у • (37)
Путь равен двум длинам трубы, так как волна долж-
на дойти до обратного конуса и, отразившись, подойти
к выхлопному окну. А время нашли из числа оборотов
следующим образом. В секунду двигатель делает f =
= ^об!сек. Время, затраченное на один оборот, Т = ~.
Время, затраченное волной на прохождение 2L, состав-
ляет лишь часть от времени, потраченного на 1 оборот.
И в случае вращения с постоянной угловой скоростью от
времени можно перейти к градусам поворота коленчато-
86
Рис. 63 Изменение давления у выхлопного окна
го вала k= А ?расч взяли от вершины образовав-
шейся волны сжатия до вершины отраженной волны
(рис. 63). И в случае, когда собственная частота трубы
становится равной потребной частоте двигателя (случай
наибольшей дозарядки двигателя),
„ _ ^выхл 4 Vnenen /оо\
Урасч — -----2----- * '°0'
Окончательное выражение для скорости будет иметь вид:
(39)
В результате обработки данных эксперимента сред-
няя скорость распространения волны сжатия получилась
равной 556 м/сек. Зная величину скорости, из формулы
(39) можно определить суммарную длину трубы для раз-
личных фаз газораспределения и числа оборотов
£=£/• («)
На рис. 64 приведена диаграмма изменения длины
трубы для различных чисел оборотов двигателя и фаз
газораспределения. Для определения оптимального со-
отношения длины цилиндрического участка и диффузора
проводился следующий опыт.
Двигатель запускали и выводили на режим макси-
мальных оборотов. Диффузор устанавливали в крайнее
переднее положение и фиксировали, а обратный конус и
упор вынимали из проставки. После выхода двигателя на
режим максимальных оборотов обратный конус с упором
вставляли в проставку и медленно продвигали вперед
(увеличивали частоту). Начиная с какого-то положения
упора, двигатель прибавлял обороты и так продолжается
до некоторого момента; когда двигатель вдруг резко сбро-
сит обороты. Произойдет это тогда, когда увеличение
весового заряда, вызванное дозарядкой, не будет обес-
печивать соответствующего увеличения угловой скорости
вала двигателя или, другими словами, когда -отраженная
волна начнет приходить к выхлопному окну слишком
рано (в период перепуска). При этом ухудшится не толь-
ко дозарядка, но и перепуск. Этим объясняется резкое
падение оборотов. Далее диффузор сдвигали назад с
интервалом в 5 мм, а опыт проводили, как и прежде.
Длина цилиндрической части трубы пересчитывалась в
88
Рис. 64. Диаграмма изменения длины трубы для различных
чисел оборотов двигателя и фаз газораспределения
% от общей длины трубы. Результаты опытов наглядно
показаны на рис. 65. Как видно из графика,' «оптимум»
не носит ярко выраженного характера и лежит в преде-
лах от 25 до 30%.
В дальнейшем ходе летной обработки трубы появи-
лась необходимость в проведении еще нескольких экспе-
риментов, связанных с определением длины отражатель-
ного конуса. Для этого опыта пришлось доработать уста-
новку, заключавшуюся в изготовлении двух дополнитель-
ных отражательных конусов различной длины и с раз-
89
личными углами наклона, образующих конусы. Основ-
ные размеры конусов приведены на рис. 66. Опыт дол-
жен был выявить влияния длины отражательного кону-
са на диапазон захвата двигателя трубой. Рассмотрим,
как же происходит выход двигателя на резонансный ре-
жим. Во всех предыдущих опытах вывод двигателя на
резонансный режим осуществляли продвижением отра-
жательного конуса вперед, т. е. сокращением длины тру-
бы (увеличением частоты). При этом происходило следу-
ющее. При какой-то определенной длине трубы частоты
выхлопа двигателя и выхлопной трубы совпадали, отра-
Рис. 65. Изменение максимального числа оборотов с
изменением длины цилиндрической части трубы
женная волна производила дозарядку двигателя, т. е.
повышала зесовой заряд двигателя, который, сгорая,
увеличивал среднее индикаторное давление цикла. С по-
вышением давления в свою очередь возрастала угловая
скорость вращения коленчатого вала. С увеличением уг-
ловой скорости возрастала частота двигателя, и для того
чтобы отраженная волна пришла к выхлопному окну во-
время, приходилось сокращать длину выхлопной трубы
(увеличивать частоту). И так до тех пор, пока момент
потребителя мощности (винта) не станет равным крутя-
щему моменту двигателя. Дальнейшее сокращение длины
трубы приводит к тому, что отраженная волна придет
раньше, чей это необходимо, и «подавит» перепуск. Так,
на установке с переменной длиной трубы удавалось по-
лучать прирост до 3000 об/мин,
А в случае фиксированной длины трубы вывод дви-
гателя на резонансный режим осуществляется путем при-
ближения частоты двигателя к частоте трубы. В прове-
денных опытах для этого использовали набор тарирован-
90
них воздушных винтов (мулинеток). Опыт проводили
следующим образом. Двигатель запускали и выводили
на режим максимальных нерезонансных оборотов. Ког-
да разница в оборотах двигателя и расчетных оборотов
трубы составляла 2000—2500 об!мин, двигатель начи-
нал выходить на резонансный режим. Резко в течение 2—
3 десятых секунды двигатель увеличивал обороты на
2000—2500 в минуту. Далее точно также ставили опыт
с другим отражательным конусом, имеющим меньшую
длину и большой угол раствора. В этом опыте двигатель
начинал выходить на резонансные обороты уже при раз-
нице в 1500—2000 об!мин. В случае применения отража-
тельного дна, показанного на рис. 66, вывести двигатель
на резонансный режим вообще не удавалось. Объясня-
ется это тем, что условия отражения волны значительно
влияют на профиль отраженной волны. В случае приме-
нения длинного отражательного конуса отраженная вол-
на имеет пологий профиль, что значительно увеличивает
диапазон «захвата» двигателя выхлопной трубой и вывод
его на резонансный режим. Уменьшение длины отража-
тельного конуса делает профиль отраженной волны бо-
лее крутым, что приводит к уменьшению диапазона
«захвата» двигателя выхлопной трубой. А использование
отражательного дна приводит диапазон «захвата» к ми-
нимуму, и выхлопная труба становится критичной. На
рис. 67 дано схематическое объяснение влияния длины
отражательного конуса на диапазон захвата двигателя
трубой при одной и той же частоте трубы. Из положения,
показанного на схеме, труба, имеющая длинный отра-
жательный конус, и соответственно пологий профиль от-
раженной волны, осуществит «захват» двигателя. Энер-
гия части волны (заштрихована на рисунке) идет на до-
SI
зарядку двигателя, которая увеличит весовой заряд в
цилиндре. А возрастание весового заряда при сгорании
создает большее давление, которое в свою очередь вызо-
вет повышение угловой скорости вала или увеличение
частоты двигателя. Возрастание оборотов или частоты
двигателя на схеме выразится в смещении линии AiBi к
линии АВ. При этом уже большая часть отраженной вол-
ны отдаст свою энергию на дозарядку двигателя. Весо-
вой заряд, а следовательно, давление и угловая скорость
вала увеличатся, что приведет к еще большему смеще-
нию A |Bi к АВ и так до тех пор пока АВ и AiBi не сов-
Рис. 67. Влияние длины отражательного конуса
на диапазон захвата:
/ — профиль волны, отраженной от дна; 2 — профиль вол-
ны, отраженной от укороченного конуса; 3 — профиль вол-
ны, отраженной от длинного конуса
местятся, т. е. двигатель выйдет на резонансный режим.
Применение длинного отражательного конуса значитель-
но повысит диапазон захвата двигателя трубой, но, к со-
жалению, приведет к неполному использованию энергии
отраженной волны. Из схемы, данной на рис. 68, видно,
что с точки зрения использования энергии отраженной
волны, наиболее выгодной является труба, имеющая от-
ражательный конус меньшей длины. Из приведенных
рассуждений следует, что длина отражательного конуса
должна иметь какое-то оптимальное значение, удовлетво-
ряющее общим условиям. Хорошие результаты как на
92
стенде, так и в процессе эксплуатации на модели, дал
конус, имеющий длину 70 мм, что составляло 28% от
общей длины трубы.
С точки зрения использования энергии отражатель-
ной волны важным фактором является разница в высо-
тах выхлопного и перепускного окна. Чем больше эта
разница, тем больше время, в течение которого может
производиться дозарядка. Но с другой стороны, увели-
чение высоты выхлопного окна приведет к уменьшению
эффективного рабочего хода двигателя, а соответственно,
/ — отражательное дно; ? —укороченный конус; 3 — длин
ный конус
сти может быть настолько большим, что его не удастся
компенсировать повышением мощности от дозарядки дви-
гателя трубой.
В полете вывод двигателя с правильно рассчитанной
и изготовленной выхлопной трубой на резонансный ре-
жим не труден. Для этого в полете необходимо подогнать
модель, что способствует разгружению двигателя и при-
ближению его частоты к частоте трубы. При попадании
частоты двигателя в диапазон захвата трубы двигатель
резко увеличивает обороты и выходит на резонансный
режим. При правильном подборе винта и при постоянстве
температуры выхлопных газов в трубе такой режим со-
храняется в течение всего зачетного этапа. .Чтобы обес-
93
Рис. 69. Чертежи
резонансных труб
Ф7_А3
печить стабильную работу трубы, ее необходимо тепло-
изолировать от внешнего потока воздуха, для этого ее
покрывают тремя-четырьмя слоями термостойкой крас-
ки КО-819. В качестве примера на рис. 69 приведены ха-
рактерные образцы труб.
Материалом для изготовления труб могут служить
дюралюминиевые, магниевые и титановые сплавы. При
выполнении трубы из магниевого сплава ее приходится
делать из трех составных частей: цилиндрической труб-
ки, диффузора и отражательного конуса. Цилиндриче-
скую трубку делают из дюралюминия, так как магние-
вый сплав на этом сильно прогреваемом участке быстро
выходит из строя. В случае изготовления трубы из тита-
нового сплава для облегчения ее также выполняют из
трех частей. Дюралюминиевую трубу делают из двух
частей, объединяя цилиндрическую трубку и диффузор.
Изготавливать трубы можно методами токарной обра-
ботки и точечной сварки. Титановые трубы обычно вы-
полняют из листового материала 6 = 0,15 путем точечной
сварки.
СКОРОСТНЫЕ АВИАМОДЕЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ СОВЕТСКИХ
СПОРТСМЕНОВ И ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ
Создание скоростного авиамодельного двигателя —
задача очень трудоемкая и сложная. На изготовление
его обычно уходит 5—6 месяцев напряженного труда. Но
несмотря на это, все больше моделистов начинают вы-
полнять двигатели собственной конструкции. Это вызва-
но стремлением спортсменов получить двигатель с вы-
сокими техническими показателями, так как хорошие
результаты в классе кордовых скоростных моделей са-
молетов зависят от характеристики двигателя.
В настоящее время существует два основных направ-
ления в технологии изготовления двигателя и в его кон-
структивном решении. Возникновение этих направлений
вызвано различным подходом к выполнению самой тру-
доемкой детали — картера двигателя. Первое направ-
ление — двигатель с разборным картером (см. прило-
жение), что обеспечивает свободный доступ к каналам
при их обработке. Основное преимущество такой конст-
рукции — возможность правильно согласовать каналы
картера с окнами гильзы, что очень важно при обработ-
95
ке двигателя. Однако процесс изготовления такого карте-
ра отличается большой трудоемкостью. Второе направ-
ление основано на выполнении картера методом точного
литья. Такой подход значительно снижает трудоемкость
работ, но требует тщательного подхода к технологиче-
скому процессу. Кроме того, подобный метод можно при-
менить только для того, чтобы сделать картеры двигате-
лей с уже подобранной геометрией каналов.
Рассмотрим подробно конструкцию и технологию из-
готовления такого двигателя. Картер двигателя отлива-
ют с помощью чугунного кокиля (рис. 70) из материала
АК-6. Для воспроизведения внутренней геометрии карте-
Рис. 70. Кокиль
ра выполняют специальные стержни (рис. 71). Стержни
можно сделать из графита или из асбесто-гипсовой сме-
си. Графитовые стержни получают путем слесарной об-
работки: они не имеют усадки при высоких температу-
рах и обеспечивают высокую точность каналов. Однако
очистка отливок с такими стержнями имеет некоторые
трудности. Асбестогипсовые стержни изготавливают
путем отливки в специальной форме (см. рис. 71). Для
отливок используют смесь следующего состава: гипс ме-
дицинский 100 г, асбест молотый 3 г, вода 37 мл.
Отлитые стержни термообрабатывают при темпера-
туре /=800°С в течение 1—1,5 час, в результате этого
происходит их усадка, которая составляет 1,2 мм при ис-
ходном диаметре 40 мм. Указанную усадку необходимо
учитывать при выполнении формы стержней. Для пра-
вильной установки на стержне и в кокиле предусмотрены
установочные элементы. Литье картера производится в
разогретый кокиль до температуры 700—720°С. Отливки
96
картера термообрабатываются и проходят естественное
старение.
Для получения перпендикулярности осей цилиндра и
вала расточку картера необходимо производить на ко-
ординатно-расточном станке. Гильзу цилиндра изготав-
ливают из стали А-12 путем токарной обработки, кото-
рую нужно производить за одну установку. Припуск на
Рис. 71. Форма для стержней и стержень
последующую притирку должен быть равен 0,03—
0,05 мм.
Затем приступают к распиливанию окон. Это самая
ответственная и трудоемкая операция. Для того чтобы
правильно сформировать продувочный поток нужна вы-
сокая точность при выполнении окон, которой можно до-
биться, только применив специальное приспособление
(рис. 72). Сменные каленые вставки позволяют настро-
ить приспособление на любой размер, исключают брак
при припиливании управляющих кромок.
Другой важный процесс — притирка гильзы. Гильза
по внешнему диаметру притирается к посадочному от-
верстию картера таким образом, чтобы гильза вставля-
лась в картер только при нагреве последнего до
7=100—120°. Натяг в данном случае будет составлять
5—6 мк. Особое внимание при притирке гильзы нужно
обращать на то, чтобы посадочное место гильзы в кар-
тере не имело эллипсности более 2—3 мк. Внутреннюю
7-625
97
поверхность гильзы притирают таким образом, чтобы
геометрия гильзы имела вид, показанный на рис. 73.
Это делается для того, чтобы компенсировать расшире-
ние в верхней части гильзы, образующееся при работе
двигателя.
Если сделать гильзу цилиндрической, то при расши-
рении ее верхней части появляется возможность проры-
ва газов по всему периметру поршня при положении
его, близком к в.м.т., что приведет к значительному па-
дению мощности двигателя. В случае, когда конусность
Рис. 72. Приспособление для припиливания
перепускных окон
управляющих кромок
рабочей части гильзы будет больше необходимой, воз-
можность прорыва газов появляется при положении
поршня в районе выхлопных и перепускных окон, что
также приведет к падению мощности. Дать общие реко-
мендации не представляется возможным, так как вели-
чина конусности (02—01 ), будет зависеть от темпера-
турного режима гильзы и свойств материала, из кото-
рого она изготовлена.
Наилучшие результаты на двигателе, конструкции
автора этой книги, имеющего гильзу из стали А-12 с
коэффициентом линейного расширения а= 12,7 • 10‘6,
98
поршень предельно об-
Рис. 73. Внутренняя гео-
метрия гильзы цилиндра
были получены при конусности (02—0J, равной
3—4 мк. Нижняя, менее ответственная часть гильзы
для уменьшения потерь на трение расширяется до ко-
нусности (03 —02), равной 10—12тик. Эллипсностьвнут-
ренней поверхности допускается не более 2 мк.
Следует также обратить внимание на притир. Для
уменьшения износа притира его нужно делать медным.
Поршень, как и гильзу, изготавливают путем токар-
ной обработки. Затем растачивают отверстие под порш-
невой палец. Ось отверстия под палец должна прохо-
дить через ось поршня и быть к ней перпендикулярна.
В отверстии под поршневой палец делают две канавки
для стопорных колец. Для того чтобы уменьшить потери
на трение и избежать прогара,
легчают, при этом следят за
тем, чтобы центр тяжести
поршня не отклонился от его
геометрической оси.
Притирку поршня ведут чу-
гунным или дюралюминие-
вым притиром до диаметра,
равного диаметру 0} гильзы.
Притертый поршень должен
быть цилиндрическим, т. е. не
иметь конусности и эллипсно-
сти. Для притирки гильзы и
поршня лучше пользоваться
пастой с величиной зерна 3—
6 мк. При притирке пары,
имеющей гильзу низкой твер-
дости, применять алмазную
пасту недопустимо, так как
внедрившиеся в металл гильзы
фрикционные свойства пары и
той же причине гильзу и поршень после притирки необ-
ходимо тщательно промывать.
Коленчатый вал (рис. 74)—-самая нагруженная де-
таль двигателя, поэтому надо тщательно подходить к
выбору материала для его изготовления. Лучший мате-
риал для них — цементируемые хромоникелевые стали
марок 18ХНВА и 12ХНЗА.
Технология изготовления валов обычно не вызывает
затруднений. Валы делают из указанных сталей на то-
зерна ухудшают анти-
сократят ее ресурс. По*
7*
99
карнохМ станке. Для обработки мотылевой шейки при-
меняют специальные оправки, позволяющие точно вы-
держать рабочий ход поршня. Затем фрезеруют пазы б
щечке кривошипа. Обработанные валы цементируются
и калятся. Режимы термической обработки: цементиро-
вание при 920°С; нагрев до 780—800°С; закалка в мас-
ле, отпуск при 150—170° С; твердость HRC — 55—58.
При шлифовке валов следует обращать внимание на
параллельность осей вала и мотылевой шейки, а также
на переходные радиусы в местах, где устанавливаются
подшипники. Для правильной установки подшипника на
вал необходимо, чтобы радиус был не более 0,3 мм. Для
Рис. 74. Коленчатый вал
улучшения газодинамики двигателя на щечку кривошипа
напрессовывают стакан из дюралюминия Д-16-Т.
Полностью обработанный вал притирается к внутрен-
ним обоймам подшипников таким образом, чтобы вал
вставлялся в обойму с большим усилием. Это необходимо
иля того, чтобы вал не проворачивался во время работы
б обойме. Ввиду того, что посадочный диаметр с-боймы
имеет большие отклонения (для подшипника, изготовлен-
ного по особо высокому А классу точности, отклонение
от подшипника к подшипнику может составлять 10 мк)
притирку вала нужно вести именно к тому подшипнику,
который будет установлен на двигателе.
Корпус носка (рис. 75) двигателя в последнее время
стали изготавливать из стали. Вызвано это тем, что поса-
дочное место под коренной подшипник под воздействием
больших знакопеременных нагрузок, а также, вследствие
100
Рис. 75. Корпус носка
большого коэффициента ли-
нейного расширения дюра-
люминия, быстро разбивает-
ся. Внешняя обойма подшип-
ника начинает проворачи-
ваться в гнезде, образуя
при этом мелкие частички
дюралюминия, которые, по-
пав на стенки гильзы, внед-
ряются в него и значитель-
но ухудшают антифрикци-
онные свойства пары. Прак-
тически двигатель после
попадания в рабочую пару
частичек дюралюминия эксплуатировать не имеет смыс-
ла — значительно упадет его мощность.
Корпус носка изготавливают из стали 45 на токар-
ном станке. Диаметры посадочных мест под подшипни-
ки делают с припуском 0,01—0*,02 мм для последующей
притирки под подшипник. Диаметр герметизирующего
пояска корпуса носка делают на 25—30 мк больше диа-
метра вала. Такой зазор обеспечит герметичность кар-
тера при работе двигателя, а также доступ масла к пе-
реднему подшипнику.
Золотник двигателя (рис. 76) делают из стали ХВГ.
После токарной обработки фрезеруют всасывающее
окно и пазы под поводок вала. Затем золотник термооб-
Рис. 76. Задняя крышка
101
рабатывают при следующих режимах: калят при
температуре 800—830° (твердость его HRC-60-62) и
шлифуют. Для герметизирования и балансировки золот-
ника, а также для уменьшения его объема в него вклеи-
вают текстолитовую втулку.
При проектировании задней крышки конструктор
стремится увеличить время — сечение процесса всасы-
вания при тех же фазах газораспределения, а также
уменьшить потери мощности двигателя, идущие на вра-
щение золотника (рис. 77).
Моделистами спроектировано и опробовано много
конструкций задних крышек, но получить ощутимый
Рис. 77. Варианты конструкций задних крышек
выигрыш никому не удалось. Объясняется это тем, что
два основных требования, предъявляемых к конструк-
ции задней крышки, находятся в противоречии. Для
того чтобы получить максимальное время—сечение
процесса всасывания, диаметр золотника должен быть
максимальным, а для снижения потерь мощности па
его вращение — минимальным. Незначительность выиг-
рыша, получаемого от увеличения диаметра золотника,
а также технологические трудности, возникающие на
пути его реализации, привели к тому, что самой распро-
страненной на двигателях советских спортсменов стала
задняя крышка конструкции мастера спорта В. Ната-
ленко.
Заднюю крышку отливают в кокиле из алюминиево-
го сплава Д-16-Т. Отливка калится, проходит естествен-
102
ное старение и растачивается на токарном станке. За-
тем в нее вклеивают, предварительно отфрезерованную
втулку, и заднюю крышку снова растачивают до диа-
метра, на 0,02 мм больше диаметра золотника. Для
прохода топливо-воздушной смеси в задней крышке фре-
зеруют отверстие, повторяющее по форме всасывающее
окно.
Головка цилиндра (рис. 78) в двигателе с калильным
зажиганием замыкает камеру сгорания. Влияние ее
внутренней геометрии на мощность двигателя мы уже
разобрали. Теперь рассмотрим совместную работу го-
ловки и гильзы. При работе двигателя головка двига-
теля сильно нагревается, и для того чтобы она не рас-
пирала гильзу и не вызывала
«прогара», ее посадочный диа-
метр делается на 0,05 лш меньше
диаметра гильзы. Шатун пере-
дает силу давления газов на пор-
шень коленчатому валу двигате-
ля. Нагрузки, действующие на
шатун, достигают больших вели-
чин.
Наиболее нагруженная часть —
нижняя головка шатуна, кото-
рая, помимо осевых нагрузок,
испытывает нагрузки, вызванные
вращением вала. А если учесть,
что скорость вращения вала
29000 об!мин, то станет ясно, почему это соединение са-
мое слабое х место в скоростном авиамодельном двига-
теле. Для того чтобы снизить кинетический нагрев ниж-
ней головки шатуна, окружную скорость вращения
мотылевой шейки снижают, уменьшив ее диаметр до
4 мм. Этой же'цели служит зазор между мотылевой
шейкой и нижней головкой шатуна, равный 7—10 мк.
При таком зазоре обеспечивается надежная смазка
этого ответственного соединения скоростного авиамо-
дельного двигателя.
Доступ масла осуществляется через отверстие
0 1 мм, которое сверлят в верхней и нижней головках
шатуна. Материалом для изготовления шатуна могут
служить высокопрочные алюминиевые сплавы. Шатун
двигателя можно выполнить расточкой отверстий на
координатно-расточном станке с последующей фрезер-
Рис. 78. Головка цилинд-
ра
составляет 28000—
юз
Таблица 7
Угол поворота вала» <р° Расстояние при ходе поршня =14 мм и длине шатуна 25,5 мм Расстояние при ходе поршня=14 мм и длине шатуна 28 мм
120 2,70 2,82
122 2,81 2,93
124 2,92 3,03
126 3,03 3,13
128 3,14 3,22
130 3,24 3,31
132 3,33 3,40
134 3,44 3,51
136 3,54 3,62
138 3,64 3,72
140 3,75 3,81
142 3,85 3,92
144 3,94 4,03
146 4,07 4,13
148 4,17 4,24
150 4,28 4,36
152 4,39 4,48
154 4,50 4,59
156 4,61 4,70
158 4,72 4,80
160 4,84 4,90
162 4,95 5,04
164 5,07 5,15
166 5,19 5,27
168 5,30 5,39
170 5,42 5,51
104
пой и слесарной обработкой, а также расточкой и точе-
нием на токарном станке.
Палец изготавливают из стали У-8; закаливают и от-
шлифовывают. Режимы термообработки: нагрев до
800° С; закалка в воде, отпуск при 250—300°, твердость
HRC-50-55. Для герметизации и частичной балансиров-
ки поршня облегчающее отверстие в пальце делается
несквозным.
Жиклер выполняют из латуни ЛС-59. Стальную иглу
притирают, сажают до упора в седло жиклера и припаи-
вают к фиксирующей гайке. Корпус жиклера в районе
проходного сечения всасывающего патрубка опиливают
для получения чечевичного сечения. Выходные отвер-
стия 0 1 мм сверлят на верхней и нижней поверхности
жиклера по центру всасывающего потока.
Изготовление стальных деталей двигателя особых
пояснений не требуют. Сделанные детали тщательно
промывают в бензине Б-70 для удаления стружки.
Если при выполнении деталей выдержаны указанные
выше допуски, двигатель хорошо собирается, и остается
только проверить фазы газораспределения и степень сжа-
тия. Фазы газораспределения обычно замеряют при по-
мощи мерительного диска, разградуированного через 1°
по всей окружности.
Для того чтобы правильно определить момент от-
крытия того или иного окна, можно пользоваться
ленточкой бумаги, которую подкладывают под кромку
окна. К результату, снятому с мерительного дис-
ка, в этом случае прибавляют 2°, компенсирующие тол-
щину бумаги. Если нет мерительного диска, можно
пользоваться табл.7 , в которой указано расстояние от
кромки поршня в н.м.т. до управляющей кромки окна
при определенных фазах газораспределения.
Степень сжатия двигателя устанавливают с помощью
замера объема камеры сгорания при положении порш-
ня в в.м.т. Замер производят медицинским шприцем с
объемом 1 см2.
Для двигателей, не имеющих выхлопного резо-
нансного устройства, объем камеры сгорания ус-
танавливают 0,22—0,25 мм3 в зависимости от состояния
двигателя. У двигателей, имеющих резонансное устрой-
ство, этот объем должен быть равен 0,28—0,32 мм3.
юз
КАЛИЛЬНАЯ СВЕЧА
Для воспламенения топливо-воздушной смеси на ско-
ростных двигателях применяются калильные свечи. Пе-
ред запуском двигателя спираль свечи разогревается с
помощью электроэнергии аккумуляторов или батареи.
В процессе работы двигателя свеча находится в раска-
ленном состоянии под действием температуры раскален
ных газов. Топливо-воздушная смесь должна воспламе-
няться в строго определенный момент, который зависит
от режима работы и оборотов двигателя, качества топ-
ливо-воздушной смеси и конструкции камеры сгорания
двигателя.
В двигателях с искровым зажиганием момент вос-
пламенения смеси совпадает с моментом размыкания кон-
тактов прерывателя, а угол опережения обеспечивается
поворотом прерывательного механизма относи гельно
кулачка.
В двигателях с калильным зажиганием наивыгодней-
ший момент воспламенения смеси достигается более
сложным путем. Ввиду того, что спираль в момент ра-
боты двигателя все время находится в раскаленном
состоянии, момент воспламенения можно регулировать
только изменением степени накала спирали свечи. Это
делается увеличением или уменьшением степени сжатия
пли подбором размеров свечи. Изменяя степень сжатия,
влияют на скорость физико-химических процессов, ко-
торые зависят от давления и температуры. Подбирая
размеры свечи и материал спирали, влияют на угол
опережения зажигания (т. е. угол поворота коленчато-
го вала от момента воспламенения смеси до того момен-
та, когда поршень придет в в.м.т.). С увеличением обо-
ротов двигателя из-за уменьшения времени правильного
сгорания необходимо раньше поджигать смесь. С ростом
оборотов и температура спирали повышается. Следова-
тельно, подбирая диаметр запальной камеры и ее глу-
бину в зависимости от диаметра спирали и толщины
проволоки, можно добиться такого положения, когда
степень накала спирали будет находиться в строгой
зависимости от оборотов. Тогда, очевидно, и момент
вспышки смеси будет также зависеть от оборотов. Ма-
териал, из которого сделана спираль накаливания, так-
же влияет на характеристику свечи.
106
Разные материалы являются в различной степени
катализаторами. Наилучшими катализирующими свой-
ствами обладает платина. Но из-за низких механических
свойств в чистом виде она не применяется. В наиболь-
шей степени всем предъявляемым требованиям к мате-
риалу спирали отвечает платиноиридиевый сплав, со-
держащий 10—20% иридия.
Свечи накаливания по характеру тепловых характе-
ристик разделяются на холодные, горячие и нормальной
температуры. Величина теплоотдачи зависит от толщи-
ны спирали, числа витков и конструкции корпуса. Чем
меньше диаметр спирали и толщина проволоки, из ко-
торой навита спираль, тем спираль будет меньше нагре-
Рис. 79. Конструкции разборных свечей
ваться, так как теплоотдача ее будет больше. Такие
свечи называются холодными, и их рекомендуется ста-
вить на скоростные авиамодельные двигатели, имеющие
большую степень сжатия. И наоборот, свечи с большей
запальной камерой и большей спиралью легче прогре-
ваются и будут горячими. Их рекомендуется ставить на
двигатели с меньшей степенью сжатия. Лучшими для
скоростного авиамодельного двигателя являются свечи,
указанные в табл. 8.
Один из основных факторов, влияющих на работу
свечи и двигателя, — герметичность заделки электрода.
107
Таблица 8
Название свечей Параметры свечей «Вулкан» тип 2 (Италия) «Сатурн» (Италия) «Метеор» (США) ОК (ФРГ)
Диаметр полости 2,8 2,8 2,8 2,8
Глубина полости 3,2 3,5 2,9 3,2
Диаметр проволоки 0,17 0,23 0,15 0,15
Внутренний диаметр спи- рали 1,2 1,1 1,1 1Д
Состав проволок 10% 10% 10% 30%
иридия иридия иридия иридия
Число витков 5 5,5 4 4,5
Во время работы двигателя конус свечи нагревается до
400° С, изолирующие прокладки усаживаются и герме-
тичность заделки электрода нарушается. Особенно этим
недостатком страдают свечи «Вулкан». Для того чтобы
Рис. 80. Разборная камера сгорания типа «СОХ»
обеспечить надежную герметизацию, применяют разбор-
ные свечи (рис. 79), позволяющие восстанавливать гер-
метичность в процессе эксплуатации. Аналогичными эк-
сплуатационными свойствами обладает разборная ка-
мера сгорания типа «СОХ» (рис. 80).
108
СИСТЕМЫ ПИТАНИЯ И ТЕХНОЛОГИЯ
ИЗГОТОВЛЕНИЯ БАКОВ
Для обеспечения стабильной работы скоростного
авиамодельного двигателя на максимальных режимах
необходима отлаженная и надежная система питания,
под которой понимают систему, обеспечивающую по-
стоянную передачу топлива на протяжении всего поле-
та кордовой скоростной модели самолета. Выполнить
это условие трудно потому, что топливо в баке нахо-
дится под воздействием больших центробежных сил,
обусловленных движением модели по кругу. Боковая пе-
регрузка, испытываемая при этом топливом, достигает
30 единиц. Следствием этого является чрезвычайная чув-
ствительность двигателя к перепаду уровня топлива в
баке. Для устранения влияния боковых перегрузок мо-
делисты применяют следующие системы питания топлив-
ных баков: с механическим давлением, с газодинамиче-
ским давлением двигателя, типа «поилка».
Баки первого типа изготавливают из резиновых бал-
лонов. Вытеснение топлива в них осуществляется за
счет растяжения резины после заправки топливом. Ос-
новные недостатки таких баков—-сложность в эксплуа-
тации и изменение давления по мере выработки топ-
лива.
В баках второго типа используется давление газов,
создаваемое в картере поршнем двигателя. Для этого
картер двигателя сообщается с полостью бака. Усовер-
шенствование в этих баках — наличие обратной связи
между подачей топлива и оборотами двигателя. Они хо-
рошо зарекомендовали себя на двигателях без выхлоп-
ных труб, а на двигателях, имеющих выхлопную трубу,
применять их невозможно, так как баки не обеспечивают
необходимой подачи топлива при выходе двигателя на
резонансный режим. Из-за недостатка топлива происхо-
дит обеднение топливо-воздушной смеси и нарушается
резонансный режим.
На двигателях с выхлопными трубами широко при-
меняются баки, выполненные по схеме «поилка». Такие
баки бывают двухкамерные и однокамерные. Они под-
держивают постоянный уровень топлива относительно
выходного отверстия жиклера, чем обеспечивают посто-
янство давления подачи топлива в двигатель.
109
Рассмотрим принцип действия бака типа двухкамер-
ной «поилки» (рис. 81). В момент заправки обе его ка-
меры заполняются топливом. После взлета кордовой ско-
ростной модели самолета под действием боковой пере-
грузки топливо будет прижиматься к внешним стенкам.
Когда топливо в камере А перекрывает подпитывающие
Рис. 81. Бак типа двухкамер-
ная «поилка»
трубки, перетекания топли-
ва из камеры Б в камеру А
не происходит. По мере вы-
работки топлива из камеры
его уровень уменьшается и
открывает перепускные труб-
ки. При этом топливо из
камеры Б под действием
центробежной силы начи-
нает поступать в камеру А
по трубке 1. Из-за перетека-
ния топлива в камере Б соз-
дается разрежение, а в ка-
мере А — повышенное дав-
ление. В результате этого
воздух, находящийся в ка-
мере А, по трубке 2 посту-
пает в камеру Б. Этот про-
цесс продолжается до тех
пор, пока топливо не пере-
кроет подпитывающие труб-
ки. Таким образом, в полете
поддерживается постоянный
уровень топлива в камере
А и осуществляется ста-
бильное питание двигателя.
Разберем теперь прин-
цип действия бака типа од-
нокамерной «поилки» (рис.
82). Бак заправляют топ-
ливом через заправочную
горловину, после чего она
герметично закрывается.
Герметичности горловины
нужно уделить особое вни-
мание, так как в случае ее
нарушения бак перестает
ПО
поддерживать постоянное давление подачи топлива. В
полете под действием центробежной силы топливо при-
жимается к внешней стенке бака и по топлив-
ной трубке устремляется через жиклер в двигатель,
создавая при этом разрежение воздуха у внутренней
стенки. По мере выработки топлива это разрежение
растет и наступает такой момент, когда давление топ-
лива в районе среза дренажной трубки будет чуть
ниже атмосферного. Воздух через дренажную трубку и
топливо попадает в бак. Разрежение воздуха у внут-
Рис. 82 Бак типа однокамерная «поилка»
ренней стенки уменьшается, и давление в районе сре -
за дренажной трубки опять возрастет и перекроет тем
самым доступ воздуха через дренажную трубку. Даль-
нейшее падение уровня в баке приведет к повторению
процесса и так до полной выработки топлива.
Таким образом, в районе среза дренажной трубки дав-
ление топлива будет поддерживаться постоянным и рав-
ным давлению в дренажной трубке. Если дренажную труб-
ку вывести навстречу набегающему в полете потоку, дав-
ление в дренажной трубке повысится на величину ско-
ростного напора. Бак, выполненный по данной „ схеме,
отреагирует на изменение давления в дренажной труб-
ке точно таким же изменением давления топлива у сре-
за дренажной трубки. Для того чтобы давление топлива
у выходного отверстия жиклера было точно таким же,
как у среза дренажной трубки, бак необходимо устано-
вить так, чтобы срез дренажной трубки находился в по-
111
Рис 83. Конструкция бака однокамерная «поилка»
лете на одном уровне с выходным отверстием жиклера.
Но сделать это без пробных запусков очень трудно, так
как мы точно не знаем положение продольной оси мо-
дели в полете. Поэтому в креплении бака нужно предус-
матривать возможность его регулировки. Наиболее
удобным будет крепление, позволяющее изменять поло-
жение бака без какой-либо разборки модели. Наладку
системы питания необходимо производить с «легким»
винтом, так как в противном случае трудно определить,
что плохо работает: бак или двигатель?
Конструкция бака, выполненного по схеме однока-
мерная «поилка», приведена на рис. 83. Такие баки
изготавливают из белой жести толщиной 0,2—0,3 мм.
Вначале делают деревянную оправку, воспроизводящую
форму бака. Затем вычерчивают развертку бака, по ко-
торой из жести вырезают заготовку. Заготовку выги-
бают по оправке. В нее впаивают дренажную и топлив-
ную трубки. После этого производится полная пайка
бака, промывка (мыльной водой) и контроль его герме-
тичности.
112
ВОЗДУШНЫЙ винт
“Воздушный винт — один из важных элементов кордо-
вой скоростной модели самолета, так как мощность дви-
гателя превращается в тягу через винт. Небольшое из-
менение к.п.д. винта сильно отражается на летных ха-
рактеристиках модели, поэтому необходимо правильно
рассчитывать и подбирать воздушные винты.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ И ПОДБОР ВИНТА
Шагом винта называется расстояние, на кото-
рое он продвигается за один оборот, ввинчиваясь в
гайку. Какая-либо точка, связанная с винтом и лежа-
щая на расстоянии г от его оси (при вращении винта),
будет совершать круговое движение вокруг оси и одно-
временно продвигаться вперед. Траектория движения
такой точки называется винтовой линией.
Путь, пройденный точкой за один оборот винта, ра-
вен гипотенузе прямоугольного треугольника, у которого
один катет — шаг винта Н, а другой — длина окружно-
сти радиуса г. Угол <р — угол наклона винтовой линии.
На рис. 84 показана развертка винтовой линии на плос-
кость.
Предположим, что воздушный винт ввинчивается в
воздух, как в гайку. В этом случае мы должны условно
Считать, что воздух — среда неподатливая, тогда путь,
проходимый винтом за один оборот, будет равен так
называемому расчетному шагу винта. Сечение лопасти,
взятое на расстоянии гх от оси винта, за один оборот
опишет путь, определяемый гипотенузой прямоугольного
Рис. 84. Шаг винта
8-625
113
Рис. 85. Углы наклона сечений лопасти винта по-
стоянного шага
треугольника (рис. 85), один из катетов которого будет
равен шагу винта Н, а другой — 2пг, т. е. длине окруж-
ности радиуса г. Угол <pi в этом случае будет углом на-
клона лопасти в данном сечении. Взяв другое сечение
лопасти на расстояние г2 от оси, получим угол наклона
ф2- Проделав это для нескольких сечений, получим углы
наклона этих сечений. Сечения на концах лопасти будут
иметь, очевидно, самый малый угол наклона, и наоборот,
сечения у втулки — самые большие. Винты, у которых
все элементы лопасти'имеют один и тот же шаг, назы-
ваются винтами постоянного шага. Вследст-
вие того, что воздух—среда податливая, винт на самом
деле за один оборот не сможет пройти расстояние, рав-
ное его расчетному шагу Н. Он проходит меньшее рас-
стояние, которое называется поступью винта и
обозначается через На. Разность S между расчетным ша-
гом винта и его поступью называется скольжением
в и н т a S (S=H—Нл). Силы, действующие на лопасть вин-
та при его вращении, подобны силам, которые дейст-
вуют на крыло при движении его в воздухе.
Рассмотрим теперь, какие силы возникают при рабо-
те винта. Выделим на некотором расстоянии от оси на
обеих лопастях по малому элементу (рис. 86). При ра-
боте винта на эти элементы набегает воздушный поток,
отчего у них, как и у всякого крыла, появится сила со-
противления ДР, которую можно разложить на две сос-
тавляющих: ДР, направленную по оси винта, и &Q, ей
перпендикулярную, лежащую в плоскости вращения
винта.
114
Точно так же будет
работать и всякая дру-
гая пара элементов ло-
пасти, только величины
сил ДР и Д<2 у них бу-
дут иными, вследствие
различия в скоростях,
размерах лопасти, уг-
лах по отношению к
потоку и т. д. Силы
ДР всех элементов ло-
пасти направлены в
одну сторону; сумми-
руя их, получаем силу
Р, приложенную в
центре, которая и на-
зывается ТЯГОЙ ВИН- Pug 86. Силы, возникающие при
Т а. вращении винта
Суммирование эле-
ментарных сил AQ приведет к двум параллельным си-
лам Q—Q, направленным в противоположные стороны.
Эти силы образуют пару, препятствующую вращению
винта, на преодоление которой нужен такой же вра-
щающий'момент у вала двигателя противоположного
направления. На создание этого вращающего момента и
тратится мощность двигателя. На преодоление пары
!сил Q—Q, приложенной к лопастям винта при его вра-
,'щении, нужно затратить работу.
Найдем величину работы и определим потребную
мощность двигателя. Пусть винт вращается со скоро-
стью ns оборотов в секунду и силы приложены к винту
на расстоянии I от его оси. Тогда за одну секунду точка
приложения силы Q пройдет путь, равный 2nlns . Следо-
вательно, работа одной силы Q будет равна 2nlnsQ, а
обеих вместе — 4nlnsQ. Но произведение 21Q есть мо-
мент М пары сил Q—Q, и искомая работа будет равна
2nnsM. Отсюда потребная мощность двигателя равна

2k7!s М
75
Л. с.
(41)
Силы Р и Q, как и все аэродинамические силы, зави-
сят от плотности воздуха, скорости вращения, размеров
лопастей и от их положения относительно набегающего
8*
115
воздушного потока. Величины силы тяги Р и мощности
винта N определяются по следующим формулам:
Р = , (42)
^=^£^3, (43)
или, если мощность выразить в л.с.»
где D — диаметр винта;
ns — число оборотов в секунду;
Р— плотность воздуха;
аир — коэффициенты тяги и мощности винта соот-
ветственно.
Зная коэффициенты а и р, можно по формулам (42)
и (43) подсчитать для данного винта величину тяги и
мощности при любом числе оборотов. Если мощность
винта известна, то при помощи формулы (41) можно
найти величину М — момента сопротивления вращению.
И если известен момент сопротивления, легко
определить мощность. Если скорость полета модели
равна V м]сек и при этом винт развивает тягу Р кг, то
очевидно, полезная мощность винта выразится так:
N — P-V
1 ¥полезн — * v •
Отношение полезной мощности винта к мощности,
затрачиваемой на его вращение, называется коэффи-
циентом полезного действия винта т] и
определяется по формуле
(44)
(45)
и, поставив формулы (42) и (43), получим
а V
71 ~ э nsD '
Геометрические фигуры называются подобными, если
их соответственные стороны пропорциональны, а углы,
образуемые сторонами, равны. Этим правилом поль-
зуются и при проектировании винтов. Отношение шага
винта к диаметру называется его относительным
и #
шагом: Л = .
У подобных винтов относительный шаг одинаков, и
углы наклона соответственных сечений лопасти равны.
Так же, как и в случае двух подобных крыльев, имею-
116
(46)
щих при одинаковых углах атаки одинаковые значения
Су и Сх, два подобных винта имеют одинаковые значе-
ния коэффициентов аир, если, кроме геометрического
подобия, соблюдено одинаковое положение лопастей от-
носительно набегающего воздушного потока.
Установочные углы лопастей определяются шагом
винта. Но положение лопастей относительно набегаю-
щего воздушного потока нельзя определить только уста-
новочным углом, потому что винт, кроме кругового дви-
жения, имеет еще и поступательное; оно характери-
зуется величиной X, которая называется относи-
тельной поступью винта или характеристикой ре-
жима винта и определяется следующей формулой
х-_И
nsD *
В соответствии с этим формула (45) примет вид
7! = j't- х. (47)
Из всего сказанного вытекает, что коэффициенты
аир зависят от X и для подобных винтов коэффициен-
ты а, р и т] при одинаковых X будут иметь одинаковые
значения.
Определим основные геометрические характеристики
винта для кордовой скоростной модели самолета,* совер-
шающей иолет со скоростью 240 км]час с двигателем,
имеющим мощность 0,8 л. с. Число оборотов двигателя,
на которое отрегулирован резонансный глушитель, сос-
тавляет 28 000 об] мин. Такое число оборотов двигате-
ля, как показывает опыт эксплуатации винтомоторной
группы, наиболее выгодное.
Ранее проведенные инженером А. П. Ковалевым ис-
следования авиамодельных винтов показали пригодность
аэродинамических характеристик серии английских де-
ревянных двухлопастных винтов в авиамодельных рас-
четах. Эти данные приведены на рис. 87. Как видно
из графика, к.п.д. винта переменный и зависит от X, а
так как Х= , то при выбранном числе оборотов и
диаметре винта к.п.д. зависит от скорости полета.
Отсюда нужно подобрать винт так, чтобы высокий к.п.д.
получился на том режиме модели, который является
главным.
В кордовой скоростной модели самолета випт еле-
117
дует подобрать для максимальной скорости полета.
При других скоростях полета модели к.п.д. винта будет
несколько ниже, но с этим приходится мириться, так как
основное назначение такой модели — добиться макси-
мальной скорости полета.
Для оппеделения геометрических характеристик вин
Рис. 87. Аэродинамические характеристики серии английских
двухлопастных винтов
150 мм и 155 мм — для каждого из которых при расчет-
ной скорости необходимо
рактеристику режима винта
X __ — n qq
Л| ~ 467-145 ~ и,УУ’
> 66,7
Аз — 467-155
наити соответствующую ха-
•v _ 66,7 А -
~ “467-150 ~ °’95'
= 0,92.
118
Коэффициен! мощности винта р находим
лы мощности винта (41) для всех значений
р p£)5ng >
где N — мощность, л. с.
из форМу-
диаметра'
(48)
0,125-0,145М6730>072,
о ______75-0,8________
0,125-0,1505-4673 — и»и%
й —_______75'0,8________л лгп
Рз— 0,125-0,155’- 167з — и’и02-
По значениям Аир определяем на диаграмме (см.
рис. 87) значения т] и h для каждого винта. Полученные
данные сведем в табл. 9.
Таблица 9
D 0,145 0,150 0,155 мм
X 0,99 0,95 0,92 —-и
р 0,072 0,062 0,052 —
h 1,14 1,06 0,98 —•
П 0,835 0,830 0,825 —•
Я 0,166 0,159 0,152 мм
Как видно из табл. 9, изменение диаметра винта су-
щественно не влияет на его к.п.д., поэтому с одинаковым
успехом можно использовать винты рассмотренных ва-
риантов.
Проверим теперь, обеспечит ли винт с таким к.п.д.
потребную тягу для совершения горизонтального поле-
та со скоростью 240 км]час. Потребная тяга для гори-
зонтального полета должна быть равна сопротивлению
модели на данной скорости. Сопротивление модели «лс-
119
тающее крыло» равно 751 г (см. первый раздел книги).
Тяга винта при полученном к.п.д. будет равна
D т)ЛГ75 0,835-0,8-75
Р = '—6677 ш г,
т. е. при данных к.п.д. винта и мощности двигателя вин-
томоторная группа обеспечит расчетную скорость мо-
дели. Однако такой метод расчета мало приемлем для
практических целей, так как довольно трудно с доста-
точной точностью определить мощность конкретного дви-
гателя.
На практике лучше применять другой способ опреде-
ления геометрических характеристик винта. Расчет ве-
дется
в следующей последовательности. Вначале задают-
Рис. 88. Угол ата-
ки элемента лопа-
сти
ся предполагаемой скоростью полета модели и числом
оборотов двигателя, на которое рассчитана резонансная
труба. В нашем примере скорость модели равна
240 км!час, а число оборотов — 28 000 об!мин. Возьмем
какое-нибудь сечение лопасти винта, например на рас-
стоянии г от оси. Скорость движения этого сечения скла-
дывается из двух скоростей: скорости поступательного
движения винта вместе с моделью и скорости движения
по окружности, которая равна 2лтп5, где ns — число
оборотов в секунду. Эти скорости перпендикулярны.
Подсчитав значения этих скоростей для радиуса
г=0,04 м, построим в масштабе треугольник скоростей
(рис. 88), гипотенуза которого является результирую-
щей. Угол у будет углом подхода набегающего потока к
данному элементу плоскости винта.
Если элемент лопасти установить на этот угол отно-
сительно плоскости вращения винта, то набегающий по-
ток будет обтекать элемент лопасти под нулевым углом
атаки. При этом подъемная сила и тяга, создаваемая
120
элементом, незначительная. Поэтому элемент необходи-
мо установить под углом атаки к набегающему потоку.
Как показала практика, наиболее выгодный угол ата-
ки равен 3°. Следовательно, установочный угол элемента
лопасти равен у+3°. Зная установочный угол элемента
лопасти, можно определить шаг винта. Он равен
Н = 2кг tg(7 + 3°). (49)
Для нашего примера угол равен y=arctg —^=30°.
Отсюда шаг винта //==2-3,14-0,04 tg 33°=0,164 м.
Диаметр винта подбирается экспериментально. Для
этого изготавливают винт, имеющий расчетное значение
шага и диаметр примерно 150—155 мм. В процессе по-
летов модели с хорошо отлаженной системой питания
подрезают винт по диаметру до тех пор, пока модель не
начнет проходить на постоянном режиме всю зачетную
дистанцию. Подбирая таким образом винт, добиваются
Рис. 89. Определение размеров сечений заготовки
лопастей винта
равенства мощностей винта и двигателя. К.п.д. винта
при этом будет достаточно высоким (см. табл. 9).
Зная величину шага, можно построить винт. Для
этого задаемся формой винта в плане или видом сбоку
и определяем ширину или высоту сечений заготовки ло-
пастей для различных значений г с интервалом 10 мм.
Ширина и высота заготовки связаны с шагом винта и
текущим значением радиуса следующим отношением,
которое получается из подобия треугольников (рис. 89):
, (50)
в 9
121
где а — высота сечения заготовки лопасти;
b — ширина сечения заготовки лопасти.
Определив по формуле (50) размеры заготовки, со-
ставим табл. Ю. В качестве примера в табл. 10 приве-
дены значения заготовки винта, применяемые автором
этой книги.
Таблица 10
R 10 20 30 40 j 50 60 70 75 78 »
а — 6,8 8,7 9,7 9,7 8,7 6,8 5,7 4,8
b —- 8,9 7,6 6,4 5,1 3,8 2,6 I2 1,6
Теперь можно сделать винт.
ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ винтов
Один из самых простых методов выполнения вин-
тов — следующий. Вначале производят разметку заго-
товки согласно табл. 10. По разметке осуществляют
опиловку заготовки по виду в плане и боковому виду.
Для повышения точности заготовку лучше обработать
на токарном станке. За базу при обработке берут отвер-
стие под вал. Затем лопасти профилируются. При про-
филировании нужно учитывать, что установочные углы
при таком способе изготовления определяются значения-
ми сечений заготовки. Для повышения точности при про-
филировании установочные углы в каждом сечении за-
готовки можно контролировать с помощью угломера.
Установочные углы для каждого сечения находят по сле-
дующей формуле:
T^arctg^,
где и г, — текущие значения установочного угла и
радиуса;
Н — шаг винта.
Рассмотренный метод несмотря на свою простоту,
трудоемок и не обеспечивает необходимой точности вы-
12?
йолнения винтов. Поэтому автор этой книги разработал
специальное приспособление, позволяющее выполнять
самую трудоемкую и требующую высокой точности
часть работы на токарном станке — изготовление и вы-
верку установочных углов элементов лопастей.
Приспособление (рис. 90) состоит из следующих ос-
новных деталей: подвижной рамки 1, неподвижной рам-
ки 2 и шаблона. Заготовку винта устанавливают на
подвижную рамку и фиксируют на установочной шпиль-
ке 4. Приспособление устанавливают на место резцедер-
жателя токарного станка (см. рис. 90).
Обработка ведется с применением автоматической
поперечной подачи. Закон изменения установочного угла
по длине лопасти задается с помощью управляющего
штыря. Штырь, перемещаясь вдоль специального шаб-
лона, укрепленного на неподвижной в поперечном на-
правлении части суппорта, поворачивает подвижную
рамку и заготовку на установочный угол. Обрабатывают
лопасть с помощью пальчиковой фрезы, закрепленной в
патроне токарного станка. Так же работают со второй
лопастью. Сделанную на токарном станке заготовку
опиливают по шаблону «вид в плане». После этого про-
филируется верхняя поверхность лопасти. Наилучший
материал для винтов, изготавливаемых по данной тех-
нологии, это дельта-древесина.
Теперь рассмотрим способ выполнения вингов без
механической обработки. В этом случае винты делают
из стекловолокна и эпоксидной смолы путем прессова-
ния в специальной форме. Корпус формы состоит из
двух разъемных частей, фиксирующихся двумя направ-
ляющими штырями.
Форму изготавливают в следующей последователь-
ности. Берут готовый вину, устанавливают на центрую-
щем стержне в одной из половинок корпуса. Все про-
странство корпуса под винтом заполняют пластелином.
Для того чтобы в дальнейшем форма разбиралась, плас-
тилин, начиная от кромок винта, срезают под углом
(рис. 91). Затем наружную поверхность винта покры-
вают разделительным слоем. Устанавливают ° вторую
часть корпуса, и производят заливку эпоксидной смолы.
После отвердения эпоксидной смолы корпус разнимают
и нижнюю часть корпуса тщательно очищают от пла-
стелина. Верхнюю часть корпуса готовой формы и вин-
123
Рис. 90 Приспособление для изготовления воздушных винтов на
токарном станке:
/ — подвижная рамка; 2 — неподвижная рамка; 3 — ось; 4 — шпилька; 5 —уп-
равляющий штырь; Н — высота шаблона; L — расстояние от шаблона до оси
приспособления; ср — установочный угол элемента лопасти
la также тщательно очи-
щают от пластелина и по-
крывают разделительным
слоем. Форму снова соби-
рают и производят заливку
второй части корпуса. После
отвердения смолы корпус
разнимают, вынимают винт
и форма готова.
Выполнив форму, можно
приступить к изготовлению
винта. Для этого нужно на-
Рис. 91. Поперечное сечение
формы для винтов*
1 — лопасть; 2 — пластилин
резать жгуты стекловолокна
переменной длины и пропитать эпоксидной смолой. Пос-
ле пропитки излишки смолы удаляют. Приготовленные
таким образом жгуты укладывают в форму, предвари-
тельно смазанную разделительным слоем. Жгуты в фор-
му укладывают с учетом изменения толщины лопасти.
Затем форму собирают и стягивают с помощью резины
или зажимают в тисках. После отвердения смолы фор-
му разбирают и производят зачистку винтов. Описан-
ный метод применим только для уже зарекомендовав-
ших себя винтов, так как для винта другой геометрии
потребуется новая форма.
СТАРТОВОЕ И ИСПЫТАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Успех на соревнованиях зависит не только от удачно
сделанной кордовой скоростной модели самолета и хо-
рошо отлаженного двигателя, но и от того, насколько
хорошо изготовлено вспомогательное оборудование.
Поэтому рассмотрим, из чего оно должно состоять, и
основные требования, которые к нему предъявляются.
Кроме того, остановимся на испытательном оборудова-
нии, играющим большую роль при доводке двигателя и
определении его основных характеристик.
ВЗЛЕТНЫЕ ПРИСПОСОБЛЕНИЯ
На кордовых скоростных моделях самолета для
уменьшения сопротивления шасси не делают. Поэтому
модель взлетает с помощью специальной тележки, кото-
125
рая сбрасывается после того, как модель оторвется or
земли. Садится модель на специальную металлическую
лыжу. Самая распространенная тележка, обеспечиваю-
щая нормальный разбег и • взлет модели, — трехколес-
ная. При пр!оектиро1ва1Н'Ии ее следует обращать внимание
на то, чтобы центр тяжести системы модель—тележка
находился впереди линии корды. Такое положение
центра тяжести всей системы при взлете будет обеспе-
чивать натяжение корды и вылет тележки из круга пос-
ле отделения от модели. Кроме того, необходимо, чтобы
суммарный момент относительно центра тяжести систе-
мы от действия силы тяги винта и сил трения колес при
Рис. 92. Взлетная тележка для кордовой скоростной модели са-
молета «летающее крыло»:
/ —захват, удерживающий модель на взлетной тележке во время
2 -рычаг, фиксирующий захват до момента взлета; 3 - положение
в момент сброса тележки
разгона;
рычага
нормальном разбеге и разбеге с боковым проскальзыва-
нием был направлен в сторону разворота из круга.
Для создания подъемной силы при взлете модель
126
нужно устанавливать на тележке под положительным
углом атаки 2—3°. На тележке также следует предусмот-
реть стопорное устройство, не допускающее ее прежде-
временного отделения от модели и срабатывающее в
момент, когда модель наберет безопасную высоту, при-
мерно 30—40 см.
Каркас тележки обычно изготавливают из стальной
проволоки ОВС 0 2—3 мм. По чертежу производят
гибку элементов каркаса, зачищают места под пайку,
обматывают медной проволокой и тщательно пропаи-
вают. Места пайки промывают водой и запиливают. Ко-
леса для тележки лучше всего делать из целлулоида
или пенопласта. При выполнении колес из пенопласта
для повышения их изностойкости по окружности колеса
делают паз, в который наматывают стеклонить, пропи-
танную эпоксидной смолой. Для уменьшения трения ко-
леса необходимо ставить на подшипники. В качестве
примера на рис. 92 приведен чертеж тележки для кор-
довой скоростной модели самолета «летающее крыло».
СТАРТОВОЕ И ТРАНСПОРТИРОВОЧНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
По правилам соревнований спортсмену на соверше-
ние попытки дается всего 3 мин. Поэтому большое зна-
чение имеет хорошо продуманное и подготовленное стар-
товое оборудование, которое должно состоять из стар-
тера, электросистемы для калильной свечи, заправоч-
ного баллона и набора инструментов.
Стартеры для запуска двигателя бывают механиче-
ские и электрические. Чаще применяется механический.
Он состоит из редуктора, маховика, стойки, ручки и ре-
зиновой муфты. Наиболее приемлем для стартера редук-
тор с передаточным отношением 1 : 50 или 1 :70.
В отличие от механического стартера электрический
более удобен для запуска двигателя, так как имеет
плавную пусковую характеристику по нарастанию обо-
ротов. Для обеспечения плавности запуска мощность
двигателя электростартера должна быть в пределах
150—250 вт. Электросистема для калильной свечи сос-
127
тоит из аккумулятора (2—3 в), амперметра (до 5 ам),
реостата и мягких проводников. При запуске двигателя
с помощью амперметра контролируют исправность све-
чи и регулируют реостатом необходимый для данного
типа свечи ток.
Заправочный баллон должен быть мягким, прозрач-
ным и иметь мерные деления, чтобы его можно было ис-
пользовать при составлении топлива. В комплект стар-
тового инструмента должны входить инструменты, не-
обходимые на старте. Нужно стараться свести количест-
во инструмента до минимума. Обычно требуется ключ
для калильной свечи, ключ для кока и винта.
Для перевозки моделей и стартового оборудования
обычно пользуются транспортировочными ящиками, ко-
торые должны обеспечивать надежную и безопасную
перевозку моделей. Для этого в ящике устанавливают
специальные ложементы, в которых надежно закрепляют
модели. Необходимо в нем предусмотреть место для
стартового и инструментального ящика и, кроме того,
следует изготовить крепление для взлетной тележки,
ручки управления корды, топливных колб и масленки.
Топливные смеси рекомендуется хранить в полиэти-
леновой или поливиниловой посуде. Она не бьется,
a <
Запаять
--------6
1ИЙЙ11
' домотать тонкой —г
медной проврлома
Свободный конец,
закручиваемый вокруг
корды виток к витку
Рис. 93. Заделка
концов корды:
а — первый способ;
б — второй способ
прозрачна, не реагирует ни на какие компоненты смесей
и очень удобна в работе.
Особое внимание следует обращать на хранение и
эксплуатацию корды и ручки управления, так как неис-
правность их в большинстве случаев ведет к аварии.
128
Корду надо делать из проволоки ОВС. Концы ее заде-
лывают следующим образом. Концы корды складывают
в петлю с длиной свободного конца 18—20 мм. Место
сдвоения обматывают тонкой медной проволокой — ви-
ток к витку — и тщательно пропаивают оловом с кисло-
той (рис. 93). Место пайки во избежание коррозии про-
мывают теплой водой с содой. При изготовлении корды
из тросика технология заделки та же.
Корду с тягами управления модели можно соеди-
нять кабанчиками различной конструкции, которые вы-
полняют из проволоки диаметром 0,8—1 мм (см. рис. 27).
На кордовых скоростных моделях самолетов корду за-
делывают внутри модели на качалке. Такой способ дает
возможность обойтись без выпускающихся наружу ка-
банчиков, но усложняет хранение корды, так как пос-
ледняя представляет собой одно целое с моделью.
Хранить корду следует на фанерных дисках 0 150—
250 мм. Диски изготовляют склеиванием или протачи-
ванием канавки в толстой 10—12 мм фанере. Перед
стартом корду тщательно протирают сухой мягкой тряп-
кой, а при длительном хранении сматывают жидким
маслом.
БАЛАНСИРНЫЙ СТАНОК И СНЯТИЕ ВНЕШНЕЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ДВИГАТЕЛЯ
Для определения мощности авиамодельного скорост-
ного двигателя наиболее распространен так называемый
балансирный станок, дающий возможность определить
величину крутящего момента двигателя. Схема устрой-
ства такого станка дана на рис. 94. Станок состоит из
двух частей: подвижной а, качающейся около оси в и
неподвижной с, представляющей основную станину.
Подвижная часть, на которой устанавливают двигатель,
уравновешена вместе с ним контргрузом Q. К подвиж-
ной части, называемой люлькой, прикреплена штанга с
подвижным грузом Р. При помощи груза уравновеши-
вается опрокидывающий момент при работе двигателя.
Для того чтобы сразу снимать величину опрокиды-
9—625
129
Рис. 94. Балансирный станок
вающего момента, штанга тарируется. Делают это так:
на валу установленного двигателя закрепляют диск
0150—200 мм, к которому подвешивают поочередно
гирьки 25, 50, 75 г и т. д. Каждый раз при помощи под-
вижного груза уравновешивают подвижную часть таким
образом, чтобы она вернулась в исходное положение.
Для контроля положения подвижной части на ней за-
крепляют стрелку, которую в исходном положении сов-
мещают с отметкой на неподвижной части станка. Зная
радиус диска и вес гири, определяют величину тариро-
ванного крутящего момента, которую записывают напро-
тив риски положения уравновешивающего груза.
Для определения мощности двигателя на балансир-
ном станке пользуются набором воздушных винтов (му-
линеток), выполняемых разного шага и диаметра.
При вращении мулинетка встречает сопротивление
воздуха, на преодоление которого тратится мощность
130
двигателя. Меняя мулинетки, меняем мощность, необ-
ходимую для вращения. Если при регулировке обороты
коленчатого вала установились постоянными, то это
означает, что эффективная мощность двигателя Ne рав-
на мощности сопротивления данной мулинетки.
С другой стороны, по закону равенства действия и
противодействия на раму, на которой укреплен двига-
тель, передается опрокидывающий момент, направлен-
ный против вращения коленчатого вала и равный по ве-
личине крутящему моменту двигателя. Этот опрокиды-
вающий момент снимают со штанги напротив риски по-
ложения груза Р, который уравновешивает опрокиды-
вающий момент. Так как Afonp =Мкру lt уравновесив по-
движную часть станка а при данных оборотах, узнаем
и величину крутящего момента двигателя на этом чис-
ле оборотов.
Работа газов на коленчатом валу двигателя выра-
зится произведением силы Т (в кг) на путь точки при-
ложения силы Т (в м)\ но путь этой точки за один обо-
рот вала есть длина окружности, описываемой центром
шейки кривошипа, и равен 2л/?, где R — радиус криво-
шипа. Тогда за п оборотов вала в минуту работа L рав-
на (Т *2л- Rn) кгм/мин, за одну секунду работа будет:
У кгм]сек, откуда мощность в л. с. равна
Ne = 60* 75 ” Л- С‘’ Н0 TR “ 7Икрут = Жопр
и, следовательно,
А/опо*2к/1 Л1опоЛ*2*3,14
Ne~ 60-75 60^75 •
Сократив, получим
Ne = » л с' (51)
Этой формулой и пользуются для определения
Ne на балансирном станке. Для получения внешней
характеристики подобные замеры и подсчеты мощности
9* 131
/3 /4 15 16 П 18 19 20 21 22000 об/мин
Рис. 95. Внешняя характеристика авиамодельного
скоростного двигателя
производят на всех интересующих оборотах. Кривые,
соединяющие полученные точки в координатах (Ne—п),
и есть внешняя характеристика авиамодельного скоро-
стного двигателя (рис. 95).
ПРИЛОЖЕНИЕ
таблица ординат для построения профилей и их
I
2,36
0,0
верхняя
нижняя
симмет-
ричная
0,0
0,85
1,15
1,60
симмет-
ричная
1,65
1,90
верхняя
нижняя
верхняя
2,06
нижняя
0,94
134
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
135
К таблице ординат
ЧЕРТЕЖИ АВИАМОДЕЛЬНЫХ СКОРОСТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Л —общий вид; б картер; Б~В™ршХ F°₽" В- Наталенко:
3-распределительный вал; Я —коленчатый вал; К - ша“н? задняя крышка
«ре, уи — всасывающий патрубок
5 Д
Продолжение
Двигатель конструкции мастера спорта С. Жидкова:
А — общий вид; Б — картер; В — гильза цилиндра; Г — стакан коленчатого вала; Д — распределительный вал;
£ — втулка распределительного вала; Ж — корпус носка картера; 3 —шатун; И — поршень; К — всасывающий
патрубок; Л — коленчатый вал; М — задняя крышка; Я —заглушка, распределительного вала; О — головка цилиндра
Продолжение
ЛИТЕРАТУРА
Болотников В. Ф. Элементарный курс аэродинамики са-
молета. М., Государственное издательство оборонной промышлен-
ности, 1950.
Ширманов П. М. Курс аэродинамики. М., Государственное
издательство оборонной промышленности, 1949.
Остославский И. В., Калачев Г. С. Продольная
устойчивость и управляемость самолета. М.» Оборонгиз, 1951.
Машиностроение (энциклопедический справочник). Т. 3 и 4. М.,
Государственное научно-техническое издательство машинострои-
тельной литературы, 1947.
Орлин А. С. и др. Двигатели боевых машин. Т. 1, М., Госу-
дарственное научно-техническое издательство машиностроительной
литературы, 1946.
Гаевский О. К. Авиамодельные двигатели. М., Изд-во
ДОСААФ, 1958.
Наталенко В. П. Кордовые летающие модели. М., Изд-во
ДОСААФ, 1958.
Коваленко А. П. Аэродинамические исследования летающих
моделей. М., Редиздат ЦС Осоавиахима СССР, 1939.
Богачев И. Н. Металлография чугуна. М., Металлургиз-
дат, 1962.
Доронин В. М. Термическая обработка углеродистой и ле-
гированной стали. М., Металлургиздат, 1955
Бекман В. В. Гоночные мотоциклы. М. Изд-во «Машино-
строение». 1969.
Орлин А. С, Круглов М. Г. Комбинированные двухтакт-
ные двигатели. М., Изд-во «Машиностроение», 1968.
Ширманов П. М., Горский В. П. Атлас профилей. М.,
Изд-во НОТИ, 1932.
Журналы «Крылья Родины», «Моделист-конструктор» и
«Motorrundschau».
СОДЕРЖАНИЕ
Расчет и проектирование кордовой скоростной модели самолета
Технические требования к модели.................... . . 3
Выбор аэродинамической схемы модели...................... 6
Конструктивно-компоновочная схема....................... 26
Конструкция и технология изготовления модели «летаю-
щее крыло»..............................................40
Силовая установка
Принцип работы и основные характеристики скоростного
авиамодельного двигателя............................... 44
Анализ процессов, происходящих в двигателе, и пути по-
вышения его мощности................................... 48
Резонансные глушители.................................л 81
Скоростные авиамодельные двигатели советских спортсме-
нов и технология изготовления ......................... 9S
Калильная свеча . j ъ . .......................106
Системы питания и технология изготовления баков . в . . 109
Воздушный винт
Аэродинамический расчет и подбор винта..................113
Технология изготовления винтов . . .....................122
Стартовое и испытательное оборудование
Взлетные приспособления............................: з 125
Стартовое и транспортировочное оборудование . . « . 127
Балансирный станок и снятие внешней характеристики
двигателя . . . - ? г.......................* . . , 129
Приложение
Таблица ординат для построения профилей и их аэродинамиче-
ские характеристики ...»........................ , , 134
Чертежи авиамодельных скоростных двигателей............137
Литература .................. а 141
Станислав Николаевич Жидков
СЕКРЕТЫ ВЫСОКИХ СКОРОСТЕЙ
КОРДОВЫХ МОДЕЛЕЙ
САМОЛЕТОВ
Редактор Е. В. Ефремова
Художественный редактор А. Хитрова
Технический редактор М. А. Медведева
Корректор И. С. Судзиловская
Г-11085 Сдано в набор 17/ПЫ972 г. ’
Подписано к печати 25/VII-1972 г. Изд. № 1/6248 84ХЮ87з2
Бумага типографская № 3 Тираж 21 000 экз.
Цена 24 коп. Объем физ. п. л. 4,5. Усл. п. л. 7,56. Уч.-изд. л. 6,43.
Изд-во ДОСААФ, Москва, Б-66, Новорязанская ул., д. 26__
Тип. Изд-ва ДОСААФ. Зак. 154.
Отпечатано в типографии № 24 Главполиграфпрома.
Москва, Г-19, ул. Маркса—Энгельса, 14. Зак. 625.