Текст
0551.5
Kgg
к$з
ГЛАВНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
CKO Г О ВОЗДУШНОЕ ОФЛО1А при СНК СССР
и СХ-ИССЛЕД') кТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ГВФ
Выпуск LXVII
« . ‘7
Экз. №...-V-O-4—
и. а. КУЗЬМИН.
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА
АВИАЦИОННОГО
ДВИГАТЕЛЯ
РЕДАКЦИОННО-ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ОТДЕЛ АЭРОФЛОТА
МОСКВА
1J39
Книга должна быть
возвращена не позже
указанного здесь срока
Колич. предыд. выдач
Т«м. КИГД. Зан. 151—100000. 1964 г.
Тр
ГЛАВНОЕ УПРАВЛЕНИЕ
ГРАЖДАНСКОГО ВОЗДУШНОГО ФЛОТА
Г/ОО/. О
К
при СНК СССР
Научно-исследовательский институт ГВФ
Выпуск LXVI1
Л
Экз. №
Aft
И, А. КУЗЬМИН
ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ОЦЕНКА
А Г» I Л A I I I л АЛ I I I I АЛ Г" АЛ
ПОПРАВКА
На графиках 30, 31 и 32 кривые получены на дальности:
кривая 7—500 км, 2 — 1000 км; 3— 1500км; 4 — 2000 км,
„Экономическая оценка авиационного двигателя".
г* «па
ЙГ#Г2ЬКО1Ч? АЫо*
tacTKryry
Ж ____ВЦд&
РЕДАКЦИОННО ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ОТДЕЛ АЭРОФЛОТА
МОСКВА “ ~ 193Q
ВВЕДЕНИЕ
Из всех современных видов транспорта воздушный тран-
спорт — самый дорогой. Себестоимость тонно-километра на воз-
душном транспорте приблизительно в 10 раз выше автомо-
бильного, в 270 раз — железнодорожного и в 650 раз — водного тран-
спорта. При этом 50% всех расходов, падающих на 1 т-км, и 65%
прямых составляют расходы, связанные с эксплоатацией авиа-
двигателя (на горючее и смазочное, амортизацию, ремонт
и обслуживание авиадвигателя).
Поэтому понятно, какое значение в повышении рентабельности
воздушного транспорта имеет выбор наиболее экономичного
типа авиадвигателя.
В данной работе поставлена задача — дать методику эконо-
мической оценки авиадвигателя.
Методика экономической оценки авиадвигателя разработана
в данной работе с расчетом на возможность сравнения авиа-
двигателей различных систем, различных конструкций и раз-
личных мощностей, а также на возможность сравнивать раз-
личные режимы эксплоатации одного двигателя.
Если технические характеристики авиационных двигателей
разработаны с достаточной полнотой, то совершенно обратную
картину мы видим в отношении экономических характеристик.
До сих пор окончательно не выработаны показатели эконо-
мичности авиадвигателя, которые учитывали бы все факторы
эксплоатации. Правда, такие технические показатели, как
удельный расход горючего, сроки службы мотора и т. п., яв-
ляются также и экономическими показателями, но все же для
полной оценки экономичности двигателя их недостаточно.
Часто, определяя экономичность, учитывают лишь издержки
на горючее, забывая о других видах издержек. Например, инже-
нер Орлов в своей статье („Техника воздушного флота“ № 1,
1937 г.) заявляет, что „...единственным и окончательным крите-
рием экономичности полета является количество горючего, из-
расходованного на полезную работу". Распространение подобной
точки зрения среди инженеров-мотористов объясняется, с одной
стороны, тем, что расходы на горючее по удельному весу яв-
ляются наибольшими, и, с другой стороны, — отсутствием разра-
ботанного унифицированного показателя экономичности.
3
Для правильной оценки экономичности авиационного дви-
гателя необходимо учесть все виды расходов, вызываемых его
эксплоатацией. В эти расходы входят: 1) стоимость горючего,
2) стоимость смазочного, 3) амортизационные отчисления, 4) стои-
мость ремонтов и 5) стоимость обслуживания. Кроме того, при
выработке показателей экономичности необходимо учесть так-
же и качественные данные двигателя: лобовую площадь, вес
двигателя, расход горючего и смазочного (в данном случае
с точки зрения не стоимости, а веса) и высотность.
Таким образом, определение экономичности авиадвигателя
сводится к нахождению двух основных показателей: а) показа-
теля стоимости эксплоатации авиадвигателя; б) показателя его
технического совершенства и полезной отдачи.
Перейдем к подробному рассмотрению этих вопросов.
ПОКАЗАТЕЛЬ СТОИМОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО
ДВИГАТЕЛЯ
Расходы, связанные с эксплоатацией авиадвигателя, необ-
ходимо взять в определенный промежуток времени его работы.
Удобнее всего взять стоимость часовой эксплоатации, в кото-
рую входят следующие статьи расхода: 1) стоимость часо-
вого расхода, горючего, 2) стоимость часового расхода смазоч-
ного, 3) амортизационные отчисления за час работы двигателя,
4) расходы на ремонт, приходящиеся на час работы двигателя,
и 5) часовая стоимость обслуживания. Сравнивать стоимость
часовой эксплоатации можно только у двигателей с равной
мощностью.
Для сравнения стоимости эксплоатации двигателей с раз-
личными мощностями необходимо стоимость часовой эксплоа-
тации двигателя отнести к единице мощности, т. е получить
стоимость эксплоатации 1 л. с. в час.
Обозначив: через 8Ч д д стоимость часовой эксплоатации
двигателя в рублях; N — мощность двигателя, соответствующую
режиму, на котором определялась стоимость часовой эксплоа-
тации; 8 л, с. — стоимость эксплоатации 1 л. с. ч. в копейках,
получим:
= 100. (1)
В свою очередь:
S ч.в.а^8 + с + а4-^ + Ол
где:
г —стоимость часового расхода горючего в рублях;
с — стоимость часового расхода смазочного в рублях;
ft —амортизационные отчисления в час в руолях,
р — стоимость ремонта, приходящаяся на час работы двига-
теля, в рублях;
4
о —стоимость часового обслуживания.
Развернутая формула примет следующий вид:
^.,.=г+с+;+г,+о1со. и
Таким образом, мы получили стоимость эксплоатации еди-
ницы мощности — лошадиной силы в час. Это самый удобный
показатель для характеристики стоимости эксплоатации авиа-
двигателя. Подобные показатели употребляются и при опре-
делении экономичности других видов силовых установок, напри-
мер, стоимость киловатт-часа в динамомашинах.
Проследим величину этого показателя, а также стоимость
часовой эксплоатации на трех моторах: М17ф, М85 и МГ31.
Показатели М17ф М85 МГ31
Стоимость часовой эксплоатации дви- гателя (S ч в д ), рубли 131,23 396,40 145,00
Стоимость эксплоат. лошадиной силы в час (8 л с ц), копейки 29,16 55,05 59,67
Из приведенных данных видно, что стоимость эксплоатации
моторов М85 и МГ31 выше стоимости эксплоатации мотора
М17ф. Это объясняется не только большим расходом горючего
и смазочного на лошадиную силу в час, но и большей стои-
мостью часовой амортизации, что в свою очередь обусловли-
вается высокой стоимостью самих моторов (М85 и МГ31), уста-
новленной в период освоения их производства при выпуске
небольшими сериями.
Приведенные нами величины себестоимости отражают фак-
тическую стоимость эксплоатации этих моторов в данный мо-
мент. Амортизационные отчисления приходится вносить по
существующим ценам.
Трудно сравнивать эти моторы, не поставив их в одинако-
вые условия в отношении производства. Более правильно при
сравнении принимать в расчет возможную стоимость моторов
при одинаковом характере и масштабе производства. Можно
на основании статистических данных по стоимостям аналогич-
ных моторов приблизительно определить стоимость этих мото-
ров, поставив их в одинаковые условия с мотором М17ф и
с учетом этой поправки подсчитать стоимость их эксплоатации.
Ниже приводим эти данные:
Показатели М17ф М85 МГ31
Стоимость часовой эксплоатации дви- гателя (S ч s д), рубли 131,23 353,06 101,77
Стоимость эксплоатации лошадиной силы в час (S. _ „копейки . . . * •/С'. * 29,16 49,04 41,88
5
Картина несколько изменилась, но стоимость эксплоатации
М85 и МГ31 продолжает оставаться выше стоимости эксплоа-
тации М17ф из-за большего расхода горючего и смазочного,
большей стоимости самих моторов, вызванной сложностью кон-
струкций, по сравнению с М17ф,*и сложности обслуживания
и ремонта. В дальнейших расчетах будем пользоваться этими
данными стоимости эксплоатации.
Предложенный выше показатель стоимости эксплоатации
двигателя мог быть и показателем его экономичности, если бы
речь шла о стационарной силовой установке, у которой в от-
личие от авиационного двигателя всю снимаемую мощность
можно использовать на полезную работу. Авиационный же дви-
гатель значительную долю снимаемой мощности вынужден
тратить на преодоление собственного лобового сопротивления,
на перенос собственной тяжести и тяжести горючего и смазоч-
ного. Эти затраты мощности должны быть учтены при оценке
авиадвигателя с помощью показателя полезной отдачи йЛи
технического совершенства авиадвигателя. Разработке этого
показателя посвящается следующий раздел данной работы.
ПОКАЗАТЕЛЬ ОТДАЧИ МОЩНОСТИ НА ПОЛЕЗНУЮ РАБОТУ
Конечный экономический эффект любого двигателя опре-
деляется не только стоимостью его эксплоатации, но и тем,
какую долю мощности можно использовать на выполнение
определенной полезной работы. Для авиадвигателя такой по-
лезной работой можно считать работу по перенесению планера
с полезной нагрузкой за вычетом тяжести горючего и смазоч-
ного. Работа же, затрачиваемая на преодоление лобового сопро-
тивления двигателя, несение его тяжести и тяжести горючего
и смазочного, — это работа, которую авиадвигатель тратит на
себя, и она может быть названа работой „самообслуживания".
Таким образом, и мощность, затрачиваемая авиадвигателем на
выполнение указанной работы, есть мощность самообслужива-
ния. Рассмотрим отдельные слагаемые мощности самообслу-
живания и выявим их удельный вес в общем балансе мощности
авиадвигателя.
1. Мощность, затрачиваемая на преодоление лобового
сопротивления авиационного двигателя в полете
На преодоление лобового сопротивления самого двигателя
в полете потребляется определенная мощность, которая
определяется по следующей формуле аэродинамики:
=Д (3)
где: Nconp. — мощность, затрачиваемая на преодоление лобового
сопротивления двигателя в лошадиных силах;
F — лобовая площадь мотора;
в
Схм — коэфициент сопротивления двигателя;
о — плотность воздуха;
V— скорость полета в м/сек.
Мощность сопротивления находится в кубической зависи-
мости от скорости. Чтобы получить более полную картину,
можно подсчитать эту мощность для определенного мотора по
нескольким скоростям, и тогда мы получим данные для дви-
гателей, установленных на самолетах с различными скоростя-
ми. Величина Схм зависит от степени и качества капотирования
мотора.
Для мотора, установленного впереди фюзеляжа, следует
подсчитывать увеличение сопротивления фюзеляжа, вызванное
установкой мотора, а не относить за счет мотора все сопротив-
ление фюзеляжа. Это можно приблизительно учесть при выборе
Схм, взяв Схм = СхФ—Схф, где СХф — коэфициент сопротивления
фюзеляжа с двигателем, а С*/—коэфициент сопротивления фюзе-
ляжа без двигателя. В случае, когда двигатель увеличивает
миделевую площадь фюзеляжа, можно это увеличение учесть,
взяв несколько большее значение Схм. Несколько сложнее об-
стоит дело с двигателем водяного и жидкостного охлаждения,
где, кроме сопротивления самого мотора, существенную часть
в сопротивлении занимает радиатор. При радиаторе, установ-
ленном впереди мотора, т. е. при лобовом радиаторе, можно
взять увеличенное значение Схм и считать сопротивления так
же, как и при воздушном охлаждении сопротивление площади
двигателя, так как площадь радиатора обычно вписывается
в лоб мотора.
В случае, когда радиатор вынесен из площади лба мотора,
нужно учесть отдельно сопротивление радиатора. Тогда мощ-
ность, идущая на преодоление сопротивления двигателя, выра-
зится формулой:
Nconp. = р V4CxmF+ CxPSp ), (4)
где: Схр — коэфициент- сопротивления радиатора;
8Р— фронтовая площадь радиатора.
Для удобства подсчетов и сравнения мощности сопротив-
ления при различных Сх подсчитаем мощность сопротивления
1 дм2 площади лба мотора, т.е. F = 0,01 м2, или, как ее можно
назвать, мощность удельного лобового сопротивления. Эта вели-
чина выразится формулой:
Nconp^=j-?CXM0,01V\ (5)
4 О
При водяном и жидкостном охлаждении можно таким же
образом подсчитать сопротивление 1 дм2 радиатора, подставив
в формулу Схр вместо Схм-
Мощность удельного лобового сопротивления радиатора от-
личается от мощности удельного лобового сопротивления мо-
1
тора только по величине Сх. Учитывая это, можно подсчитать
мощность удельного лобового сопротивления по Сх в зависи-
мости от скорости и составить таблицу удельной мощности
лобового сопротивления в л. с. (мощность сопротивления 1 дм2
лобовой площади, табл. 1).
Эта таблица облегчит подсчеты мощности лобового сопро-
тивления, так как, выбрав величину мощности удельного лобо-
вого сопротивления по таблице соответственно Сх и скорости
и умножив ее на лобовую площадь, получим мощность лобо-
вого сопротивления. Величина Сх в таблице дана от 0,32 до
0,035. Если требуется взять меньшую или большую величину
Сх, следует подобрать по таблице величину Сх, увеличенную
или уменьшенную по сравнению с требуемой в десять раз.
Соответственно придется изменить и Ntconpdm . Например, если
Сх — 0,Q15, нужно брать цифры, стоящие напротив 0,15,
соответственно уменьшая их в 10 раз.
Для оценки практического значения мощности, идущей на
преодоление лобового сопротивления двигателя, надо подсчи-
тать ее долю в общем балансе мощности двигателя. Для этого
следует взять отношение мощности удельного лобового сопро-
тивления к „лобовой мощности*1)1.
Выразим формулой долю мощности, идущей на преодоление
лобового сопротивления, в %:
nconp=N-co^ 100, (6)
1Улоб
где:
Псопр — процент мощности, идущей на преодоление любового
сопротивления двигателя от общей мощности;
жт N
Алов — лобовая мощность, т. е. —.
F
Для мотора водяного и жидкостного охлаждения с вынесен-
ным радиатором нужно подсчитать процент мощности, необхо-
димой для преодоления лобового сопротивления как самого
двигателя, так и для радиатора. Для этого случая формула
примет вид:
П' СОПр - Лсопр ‘У^сопр.р, (7)
где:
Па>пр — процент мощности, необходимой на преодоление ло-
бового сопротивления мотора без радиатора; эта ве-
личина определяется по формуле (6);
Псопр.р — процент мощности, необходимой для преодоления
лобового сопротивления радиатора.
1) Термин „лобовая мощность* предложил инженер Орлов, называя так
величину, обратную удельной площади двигателя, т. е. мощность д вигателя,
приходящуюся на 1 дма лба двигателя.
8
X. V с/\ 100 150 200 250 300 350 400
0 32 0,115 0,386 0,915 1,787 3,086 4,899 7,319
0,30 0,107 0,362 0,858 1,675 2,893 4,593 6,859
0,28 0,100 0,338 0,800 1,563 2.7ОС 4,287 6,401
0,26 0,093 0,314 0,743 1,452 2,507 3,981 5,944
0,24 0,086 0,289 0,686 1,340 2,316 3,674 5,487
0,22 0,079 0,265 0,629 1,228 2,122 3,368 5,030
0,20 0,072 0,241 0,572 1,117 1,929 3,062 4,572
0,18 0,064 0,217 0,515 1,005 1,736 2,756 4,115
0,16 0,057 0,193 0,457 0,893 1,543 2,450 3,658
0,15 0,054 0,181 0,429 0,837 1,447 2,296 3,429
0,14 0,050 0,169 0,400 0,782 1,350 2,143 3,201
0,120 0,043 0,145 0,343 0,669 1,157 1,793 2,793
0,100 0,036 0,121 0,286 0,558 0,964 1,532 2,286
0,080 0,029 0,096 0,229 0,447 0,772 1,226 1,829
0,060 0,021 0,072 0,172 0,335 0,578 0,897 1,371
0,055 0,020 0,066 0,157 0,30v 0,530 0,843 1,257
0,050 0,018 0,060 0,143 0,279 0,482 0,766 1,143
0,045 0,016 0,054 0,129 0,251 0,434 0,689 1,029
0,040 0,014 0,048 0,114 0,223 0,386 0,598 0,914
0,035 0,013 0,042 0,100 0,195 0,333 0,536 0,800
лица 1
450 500 550 600 650 700
10,417 14,293 19,020 24,693 31,396 39,213
9,766 13,399 17,831 23,150 29,434 36,762
9,115 12,506 16,642 21,607 27,471 34,311
8,464 11,613 15,454 20,063 25,509 31,861
7,813 10,720 14,265 18.520 23,547 29,410
7,162 9,826 13,076 16,977 21,585 26,959
6,511 8,933 11,887 15,433 19,622 24,508
5,859 8,040 10,699 13,890 17,660 22,057
5,208 7,146 9,510 12,347 15,698 19,607
4,883 6,700 8,916 11,575 14,717 18,381
4,557 6,253 8,321 10,803 13,736 17,156
3,901 5,357 7,129 9,257 11,770 14,700
3,255 4,466 5,944 7,717 9,811 12,254
2,604 3,573 4,755 6,173 7,849 9,803
1,950 2,678 3,565 4,628 5,885 7,350
1,790 2,457 3,269 4,244 5,396 6,740
1,628 2,233 2,972 3,858 4,906 6,127
1,465 2,010 2,675 3,472 4,415 5,514
1,300 1,786 2,376 3,086 3,923 4,900
1,139 1,563 2,080 2,701 3,434 4,289
Величина Uconp_p определится из формулы:
ТУ ______________________ Nconp. дм\ р
^сопр.р — —— ,
Npo6. р.
где: Nconp, дм? р. —мощность удельного сопротивления радиа-
тора; j
Nm>6. р — лобовая мощность радиатора, т. е. мощность/
двигателя, приходящаяся на 1 дм2 фронтовой}
/ N \ TIT
площади радиатора — . Величина N,M6. /
X'Sp / /
N L
равная —, изменяется в зависимости от се-
рости, так как изменяется Sp . Изменейие
фронтовой площади радиатора в зависимо-
сти от скорости согласно опытным данным
определяется отношением: /
/БГ’8
^2/7 Х^7!/
Если в формулу (7) подставить значение ПСОпр. и Ию^р.Р> то
получим:
П'сопр = -^пр- ™ 100+ -со^-5л,гр. 100. (8)
Njios Nnog, р
График. 1. Процент мощности, идущей на преодоление
лобового сопротивления мотора в зависимости от ло-
N
бовой мощности — по скоростям при Сх мотора=0,04.
К
Для иллюстрации сравним процент мощности, идущей па
преодоление лобового сопротивления двигателя по моторам
М17ф, М85 и МГ31-
10
Исходные данные:
а) Для мотора М17ф:
эксплоатационный режим Л’э=450 л. с4
лобовая площадь мотора F=89,2 дм2;
фронтовая площадь радиатора 8Р = 30 дм2 при V — 200 км/час;
коэфициент сопротивления фюзеляжа с мотором Охф =0,055;
коэфициент сопротивления фюзеляжа без мотора С хф — 0,04;
коэфициент сопротивления радиатора Схр — 0,20;
лобовая мощность NM6 = 5,05 л. с./дм2.
График 2. Процент мощности, идущей на преодоление
лобового сопротивления мотора в зависимости от лобо-
Ь
вой мощности (—) по скоростям при Сж мотора =0,055.
-Г
б) Для мотора М85:
эксплоатационный режим Na = 720 л. с.;
лобовая площадь мотора J1=132 дм2;
коэфициент сопротивления фюзеляжа с мотором <7лв5=О,О8;
коэфициент сопротивления фюзеляжа без мотора С'хф =
= 0,04;
лобовая мощность N„o6 = 5,38 л. с./дм2.
в) Для мотора МГ31:
эксплоатационный режим Ng = 243 л. с.;
лобовая площадь мотора Р=90,7 дм2;
коэфициент сопротивления фюзеляжа с мотором Схф =
= 0,08;
коэфициент сопротивления фюзеляжа без мотора Схф — 0,04;
лобовая мощность 7V„o6 = 2,68 л. с./дм2.
Процент мощности, идущей на преодоление лобового сопро-
тивления авиадвигателя по взятым нами для примера моторам
в зависимости от V, приведен в табл. 2.
11
Таблица i
М17ф . . .
М85 . . . .
МГ31 . . .
100 150 200 250 300 350 400
450 500 550 600 650
700
0,96
0,27
0,53
I
2,38
0,90
1,80
4,66
2,12
4,27
7,89
1,15
8,32
12,09
7,17
14,39
17,61 24,27 32,39
11,11 17,00 24,17
22,31 j34,12 48,52
41,86
33,19
66,63
53,06 65,79
44,17 57,35
88,67 115,14
80,15
72,92
146,39
96,81
91,08
182,84
Из табл. 2 видно, какое большое значение имеет лобовое
сопротивление двигателя. Например, мотор МГ31 уже при ско-
График 3. Процент мощности, идущей на преодоление
лобового сопротивления мотора в зависимости от лобо-
вой мощности (—) по скоростям при Са мотора = 0,060.
которой вообще располагает данный двигатель. Большой про-
цент мощности, идущей на преодоление лобового сопротивления
у МГ31, объясняется малой „лобовой мощностью" данного мо-
тора (Ул6б = 2,68 л. с./дм2). У двигателя М17ф большое значе-
ние имеет сопротивление радиатора, а следовательно и Сх ра-
диатора.
Приведенный процент мощности, идущей на преодоление
лобового сопротивления по М17ф, подсчитан при Охр = 0,2, что
соответствует туннельному радиатору. При радиаторе выдвиж-
ного типа процент получился бы приблизительно в два раза
больше.
В лучшем положении находится мотор М85, у которого да-
же при скорости в 700 км/час не вся мощность тратится на
12
преодоление лобового сопротивления. Коэфициент сопротивле*
ния моторов М85 и МГ31 взят равным 0,4, что нельзя считать
наилучшим, так как при капоте NACA можно брать меньшие
значения для Схя. Данные примеры носят чисто иллюстратив-
ный характер.
Приведенные высокие скорости полета при данных двигате-
лях можно представить в известной степени абстрактно, так как
они при данной мощности и Схм фактически невозможны. Но
эта абстракция нужна нам для более полной оценки лобового
сопротивления двигателя.
График 4. Процент мощности, идущей на преодоление ло-
бового сопротивления мотора в зависимости от лобовой
N ,
мощности (—)по скоростям при C,j. мотора = 0,12.
Г
Зная стоимость часовой эксплоатации двигателя и процент
мощности, необходимой для преодоления его лобового сопротив-
ления, можно экономически оценить лобовое сопротивление
двигателя и сказать, сколько стоит в эксплоатации мощность,
идущая на преодоление лобового сопротивления.
2. Мощность, затрачиваемая на несение веса мотора
в полете
Известно, что вес мотора входит в вес пустого самолета и
всякое изменение веса мотора при неизменной мощности будет
изменять величину полезной нагрузки самолета. Если вес мо-
тора увеличится на какую-то величину, то полезная нагрузка
уменьшится на эту же величину, и, наоборот, уменьшение веса
мотора соответственно увеличит полезную нагрузку. Следова-
тельно, вес мотора влияет на производительность самолета и на
его экономичность. Уменьшение веса мотора при данной мощ-
13
ности увеличивает его полезную отдачу, так как снижаются не -
производительные затраты мощности на несение тяжести само-
го двигателя.
Мощность, затрачиваемую на несение тяжести мотора в по-
лете, можно подсчитать по формуле аэродинамики:
где:
Nmaw, м — мощность, затрачиваемая на несение тяжести
мотора при горизонтальном полете в л. с.;
GM — вес мотора в кг;
Ох
~ — обратное качество;
У — скорость полета в м/сек.
В вес мотора с водяным и жидкостным охлаждением необ-
ходимо включить и вес системы охлаждения с жидкостью.
Мощность, идущая на несение тяжести мотора, так же как
и мощность, идущая на преодоление лобового сопротивления,
тратится мотором на самообслуживание.
Величина Nmnw. м зависит от качества самолета, поэтому
для оценки мотора нужно подсчитать эту мощность для несколь-
ких самолетов с различными качествами.
Для удобства сравнения подсчитаем мощность, необходимую
для несения 1 кг тяжести, и, обозначив ее Нтяж.кг, выразим
формулой:
Nтяж. кг == ~ • (Ю)
Су 75
Полученную величину проследим по скоростям для самоле-
тов с различными качествами. Возьмем следующие характерные
Сх 1 1
величины—: для плохих самолетов —, для средних —,
Су 7 10
1 1 1 тэ
для хороших — и для очень хороших — и —. Величина
Nm„x. кг в зависимости от скорости и качества самолета при-
ведена в табл. 8.
\ V
сх\ 100 150 200 250 300 350
СУ \
’/10 1/12 */15 V18 0,0529 0,0370 0,0309 0,0247 0,0206 0,0794 0,0556 0,0463 0,0370 0,0309 0,1058 0,0741 0,0617 0,0494 0,0412 0,1329 0,0926 0,0771 0,0617 0,0514 0,1587 0,1112 0,0926 0,0741 0,0617 0,1852 0,1296 0,1080 0,0864 0,0720
14
Если мощность, необходимую для несений 1 кг тяжести,
разделить на удельную мощность (величину, обратную удель-
ному весу), то получим долю мощности, идущую на несение
тяжести мотора в общем балансе мощности. Выразим эту долю
в процентах:
7V Г1 Г1 V
кг 1 1 л л z \
Таблица 3
400 450 500 550 600 650 700
0,2116 0,2381 0,2645 0,2910 0,3175 0,3439 0,3704
0,1482 0,1667 0,1852 0,2037 0,2222 0,2408 0,2593
0,1234 0,1389 0,1543 0,1697 0,1852 0,2006 0,2160
0,0988 0,1111 0,1235 0,1358 0,1481 0,1605 0,1728
0,0823 0,0926 0,1029 0,1132 0,1235 0,1337 0,1440
15
где:
Птяж.м — процент мощности, необходимой для несения тяжести
мотора;
G
— — удельный вес двигателя в кг/л. с.
У
Зависимость Итяж.м от удельного веса двигателя по скоро-
Сл
стям для самолетов с различными — показана нами в графи-
Су
ках № 5, S, 7, 8 и 9.
0,3 Ц4 ,.,5 ОД 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1 1,2 1,3 1,ч 1.5 1,6 1,7 [8 С,
Уделы.ыи дес мтора д кг'лс.
График 6. Процент мощности, идущей иа несение тяжести мотора в зависи-
мости от удельного веса мотора по скоростям при —— — —.
Процент мощности, необходимой для несения веса двигателя
по скоростям, проследим на моторах, которые мы брали в пре-
дыдущем разделе.
Исходные данные:
а) Мотор М17ф:
эксплоатационный режим Na =450 л. с.;
сухой ьес мотора GM = 540 кг;
вес системы охлаждения с жидкостью принимаем равным
20% от GM, т. е. 108 кг;
16
График 7. Процент мощности, идущей не несение тяжести мотора в зависи-
мости от удельного веса мотора по скоростям при = —.
С, 12
График 8. Процент мощности, идущей на несение тяжести мотора в зависи-
С 1
мости от удельного веса мотора по скоростям при —= —,
____ ____. Су 15
KlFAL j и
удельный вес мотора с учетом системы охлаждения на
540 + 108
эксплоатационном режиме равен---------==1,44 кг/л. с.
б) Мотор М85:
эксплоатационный режим Ns = 720 л. с.;
сухой вес мотора GM =596 кг;
удельный вес на эксплоатационном режиме равен 0,828 кг/л. с.
в) Для мотора МГ31:
эксплоатационный режим NB =243 л. с.;
сухой вес мотора б?« = 246,5 кг;
удельный вес на эксплоатационном режиме равен 1,014 кг/л. с.
Процент необходимой мощности для несения тяжести дви-
гателя по данным моторам приведен в табл. 4.
График 9. Процент мощности, идущей на несение тяжести мотора в зависи-
мости от удельного веса мотора по скоростям при —= —.
Су 18
Из табл. 4 видно, что доля мощности, идущая на несение
тяжести приведенных типов моторов, по удельному весу весь-
ма значительна даже при хорошем качестве самолета. Так, при
х = V12 на скорости в 300 км/час (берем скорость наиболее
О/
характерную для крейсерской скорости современных граждан-
ских самолетов) этот процент выразится: для М17ф —13,33%,
ДЛЯ М85 — 7,67 % и ДЛЯ МГ31 — 9,39%.
Так же как и мощность, идущая на преодоление лобового
сопротивления, мощность, идущая на несение тяжести дви-
гателя, может быть экономически оценена в виде опреде-
ленной части расходов, связанных с эксплоатацией авиадви-
гателя.
1С
Таблица 4
Тип мотора X. 7 сХ Су \ 100 150 200 250 300 350 400 450 5C0 550 300 650 700
41 7,62 11,43 15,24 19,05 22,86 26,67 30,48 34,29 38,10 41,91 45,72 49,53 53,34.
Vio 5,33 8,00 10,67 13,33 16,00 18,67 21,33 24,00 26,67 29.33 32,00 34,67 37,34
М17 412 4,44 6,67 8,89 11,10 13,33 15,56 17,78 20,00 22,22 24,44 26,67 28,88 31,11
4п 3,55 5,33 7,11 8,87 10.67 12,44 14,22 16,00 17,78 19,56 21,33 23,11 24,84
V18 2,96 4,44 5,93 7,41 8,89 10,37 11,85 13,33 14,81 16,30 17,78 19,26 20,74
f/7 4,38 6,57 8,76 10,95 13,14 15,33 17,53 19,72 21,91 24,10 26,29 28,48 30,67
V10 3,07 4,60 6,13 7,67 9,20 10,73 12,27 13,80 15,33 16,87 18,40 19,93 21,47
М85 V12 2,56 3,83 5,11 6,39 7,67 8,94 10,22 11,50 12,78 14,05 15,33 16,61 17,89
Vw 2,04 3,07 4,09 5,11 6,13 7,16 8,18 9,20 10,22 11,24 12,27 13,29 14,31
Vis 1,70 2,56 3,41 4,26, 5,11 5,96 6,81 7,67 8,52 9,37 10,22 11,07 11,93
41 5,36 8,05 10,73 13,41 16,10 18,78 21,46 24,15 26,83 29,51 32,19 34,88 37,56
Чю 3,76 5,63 7,51 9,39 11,27 13,15 15,02 16,90 18,78 20,66 22,54 24,41 26,29-
МГ31 V12 3,13 4,69 6,26 7,82 9,39 10,95 12,52 14,08 15,65 17,21 18.78 20,34 21,90
V15 2,50 3,76 5,01/ 6,26 7,57 8,76 10,02 11,27 12,52 13,77 15,03 16,28 17,53
5 Vis 2,09 3,13 4,17 5,22 6,26 7,30 8,35 9 39 10,43 11,48 12,52 13,56 14,60
3. Мощность, затрачиваемая на несение горючего
и смазочного □ полете
Кроме мощности, затрачиваемой на несение собственного
веса, мотор тратит определенную мощность на несение веса
горючего и смазочного для своего питания.
Уменьшение веса запаса горючего и смазочного на борту
самолета, при прочих равных условиях, позволит увеличить
коммерческую нагрузку.
Величина запаса горючего и смазочного зависит от дально-
сти беспосадочного полета и от расхода горючего и смазоч-
ного.
Зная часовой расход горючего и смазочного, скорость и имея
заданное расстояние беспосадочного полета, можно подсчитать
величину запаса горючего и смазочного, а затем и мощность,
необходимую для несения этого запаса. Эту мощность подсчи-
таем по формуле:
NmniMC. г. с. Gi. с. —~ » (12)
Су 75
где: Нтяж. г. е. — мощность, затрачиваемая на несение тяжести
запаса горючего и смазочного;
Gi с. — вес запаса горючего и смазочного на опреде-
ленное расстояние.
В свою очередь:
Gz. с = ffi. С. tn — дг. (. — ,
где: дг с —часовой расход горючего и смазочного;
t„ — время в беспосадочном полете, равное ;
I — дальность беспосадочного полета.
Подставляя значение Gz. с. в формулу (12), получим:
1С
Nmmc. г. с.== У г. с. ~ • (13)
75(7,,
Мощность, затрачиваемая на несение тяжести горючего
и смазочного, дана в данной формуле наибольшая в начале
полета, когда на борту самолета находится горючее и смазоч-
ное, необходимое на весь заданный полет. По мере расходова-
ния горючего и смазочного в полете эта мощность умень-
шается. Горючее и смазочное на бирту самолета изменяются от
Gz. с. до 0. Соответственно и мощность, идущая на несение го-
рючего, будет изменяться от Nma3lc. г. с. до 0. Средняя величина
запаса топлива и смазочного на борту самолета во время пути
х Gz. с “Ь б Сг с,
будет равна-------!--= — . Отсюда средняя величина мощ-
20
иости, затрачиваемая на несение запаса горючего и смазочно-
го, выразится формулой:
__ 9г. е. I ' Сх
тяж, г, с. — ------““
2•75 • Су
(II)
Процент средней мощности, идущей на несение тяжести
горючего и смазочного от общей мощности, выразится форму-
лой:
________тяж г. с. 1 пп
тяж. г. с.— ~ 1UU.
N
Подставив в эту формулу значение t. с., получим:
•- _2 Сх дг. с,
тяж. г. е. — ~ ~
3 Су N
(15)
(16)
Величина не что иное, как сумма удельных расходов
N,
горючего и смазочного, т. е.^^ — Се ~\-См, выраженная в ки-
лограммах. Эту сумму мы обозначим Св. м. и подставим в фор-
мулу (16); тогда получим:
3 Су
Из выведенной формулы видно, что величина процента
мощности, идущей на несение веса горючего и смазочного,
не зависит от скорости. Все величины, входящие в формулу,
кроме Се. м., не зависят от мотора, а являются привходящими
условиями, как, например, дальность беспосадочного полета
и качество самолета.
Поэтому нужно просчитать процент мощности, идущей на
несение веса горючего и смазочного по самолетам с различ-
ными качествами и с различной дальностью.
Проследим зависимость Птяз1С. г. с. от суммы удельных рас-
ходов горючего и смазочного по графикам №10, И, 12, 13 и 14
для самолетов с различными качествами и при беспосадочном
полете на различные расстояния (/ = 500, 1000, 1500 и 2000 км).
Качества самолетов берем те же, что и в предыдущем разде-
ле, т. е. наиболее характерные.
Определим процент мощности, идущей на несение тяжести
горючего и смазочного у моторов, взятых нами для примера.
Исходные данные:
Режим для всех трех моторов эксплоатационный.
а) Мотор М17ф:
удельный расход горючего Се ==0,210 кг/л. с. ч.;
удельный расход смазочного См =0,01 кг/л,с.ч.;
21
сумма удельных расходов горючего и смазочного С,. м =
0,220 кг/л. с. ч.
б) Мотор М85:
удельный расход горючего Се = 0,290 кг/л. с. ч.;
удельный расход смазочного См = 0,020 кг/л. с. ч.;
?умма удельных расходов горючего и смазочного Се м. =
0,310 кг/л. с. ч.
Графив 10. Процент мощности,
идущей на несение тяжести го-
рючего и смазочного по расстоя-
ниям в зависимости от суммы
удельных расходов горючего н
С„ 1
смазочного при - —
С, 7
График И. Процент мощности, иду-
щей на несение тяжести горючего
и смазочного по расстояниям в за-
висимости от суммы удельных рас-
ходов горючего и смазочного .при
Gx________________
Gy ~ Ю . ’
в) Мотор МГ31:
уделтный расход горючего С, = 0,235 кг/л. с. ч.;
удельный расход смазочного См = 0,015 кг/л. с. ч.;
сумма удельных расходов горючего и смазочного С». м. —
= 0,250 кг/л с. ч.
22
Процент мощности, идущей на несение веса горючего и сма-
зочного у этих моторов, приведен в табл. 5 (на расстояния
в 500, 1000, 1500 и 2000 КМ).
Таблица 5
Сх Су М17 М85 МГ31
1 1 1
500 1000 1500 2000 500 1000 1500 2000 500 1000 1500 2000
V, 10,48 20,95 31,43 41,90 13,81 27,62 41,43 55,24 11,90 23,81 35,71 47,62
1/10 7,33 14,67 22,00 29,33 9,66 19 33 29,00 38,66 8,33 16,67 25,00 33,
V12 6,11 12,22 18,33 24,44 8,05 16,11 24,16 32,22 6,94 13,89 20,83 27,78
V1S 4,89 9,78 14,67 19,56 6,44 12,88 19,33 25,77 5,55 11,11 16,66 22,22
V18 4,07 8,15 12,22 16,30 5,37 10,74 16,02 21,48 4,63 9,26 13,89 18,52
Зная величину процента мощности, идущей на несение тя-
жести горючего и смазочного у того или иного мотора, и зная
стоимость эксплоатации, можно определить, во сколько нам
обходится несение в полете горючего и смазочного у данного
мотора.
График 12. Процент мощности,
идущей на несение тяжести
горючего и смазочного по рас-
стояниям в зависимости от
суммы удельных расходов
горючего
[ в зависимости
удельных
> и смазочного при
= X
Су 12 ‘
График 13. Процент мощности, иду-
щей на несение тяжести горючего
и смазочного по расстояниям в за-
висимости от суммы удельных рас-
’ходов горючего и смазочного при
С^_ 1
Су ~ 15 ’
При всех расчетах мы не учитывали навигационный запас
горючего и смазочного, который можно при желании учесть,
увеличив несколько величину Z.
X- *
*
23
Рассмотрев все компоненты мощности, употребляемой дви-
гателем во время полета на самообслуживание, можно перейти
к рассмотрению их соотношения и общей мощности самооб-
служивания. Мощность самообслуживания нельзя использовать
на полезную работу, т. е. на несение планера с полезной нагруз-
кой, так как эту мощность мотор тратит во время полета на
себя.
Общая мощность самообслуживания выразится формулой:
(18)
^самооб —Nconp -^-Nmuac м~\~ №тяж. г. с.
Подставив вместо слагаемых их значение, получим:
Хвам(шб = - р FP 4- GM -
75
= ^[р CXMFVS4
О»
Су
Су 75 2 • 75 • Су
GMV+gt.c.l-\ .
2 /
(19)
График 14. Процент мощности, иду-
щей на несение тяжести горючего
и Смазочного по расстояниям в за-
висимости от суммы удельных рас-
ходов горючего и смазочного при
Cr = J..
С„ 18
График 15. Распределение мощно-
сти мотора М17ф на эксплоатацион-
ном режиме в зависимости от ско-
С 1
рости полета при —— и запа-
<4 12
се горючего и смазочного на рас-
стояние I = LOCO км
Если эту мощность вычесть из общей мощности двигателя,
то получим мощность, которую можно полностью использовать
на полезную работу, или, как ее можно назвать, полезную
мощность в полете. *
Полезная мощность выразится формулой:
$пол — N — NcaMOoC. (20)
Приведем графики распределения всей мощности моторов
М17ф, М85 и МГ31 на полезную мощность и на мощность само-
обслуживания по компонентам в зависимости от скорости по-
лета. Условия берем для всех моторов следующие: запас горючего
и смазочного на расстояние в 1000 км и качество самолетов,
равное 12. (См. графики № 15, 16 и 17),
24
Из приведенных графикой видно, что полезная мощность
резко снижается на больших скоростях и на определенных
скоростях доходит до нуля. Нужно отметить, что мощность
самообслуживания резко увеличивается с увеличением ско-
рости главным образом за счет мощности, затрачиваемой на
преодоление лобового сопротивления двигателя. Так как пос-
ледняя зависит от качества капотирования, то величина полез-
ной мощности может быть увеличена при лучшем капотирова-
нии, т. е. при уменьшении коэфициента сопротивления. Поэ-
тому очень важно при определении мощности самообслуживания
выбрать правильно Схм. При сравнении моторов с одинаковой
системой охлаждения нужно брать одинаковые Схм. При сравне-
нии моторов с различными системами охлаждения Схм должны
соответствовать одному уровню совершенства капотирования.
График 16. Распределение мощности
мотора М85 на эксплоатационном режи-
ме в зависимости от скорости полета
С 1
при _= _ и запасе горючего и сма-
Су 12
зонного на расстояние I — 1OOO км.
График 17. Распределение мощно-
сти мотора МГ31 на эксплоатацион-
ном режиме в зависимости от ско-
рости полета при ?? = — и запа-
су 12
се горючего и смазочного на рас-
стояние i = 1000 км.
Если разделить полезную мощность в полете на общую
мощность двигателя, то получим долю полезной мощности
в общей мощности двигателя. Эту величину назовем коэфици-
ентом полезной мощности в полете и обозначим через Цпол.м.
Напишем формулу коэфициента полезной мощности:
пал
Упол N—
N
Этот коэфициент можно легко получить, зная процент мощ-
ности самообслуживания. Общий процент мощности самообслу-
живания выразится формулой:
Псамооб — Псопр —Итяж, м ~| Т1тяж г. с —-
= N'conp в'1^ 100 + 2 v+ Ct . (22)
jv.w з а \ n J
25
Если процент мощности самообслуживания вычесть из 100,
то получим процент полезной мощности, т. е.:
‘ лол — ЮО — Псамооб > (23)
где Ипол.к—процент полезной мощности от полной МиЩпОсти
двигателя.
Коэфициент полезной мощности в полете выразится фор-
мулой:
Unn.iN ЮО Псамооб. /пл\
Ъпол N= -------=-------------• (24)
100 100
Коэфициент полезной мощности в полете отражает полезную
отдачу двигателя и его техническое совершенство.
График 18. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора М17ф на
экгплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние I = 500 км в зависимости
от скорости.
График 19. Коэфициент полезной мощ-
ности в почете мотора М17ф на эксплоа-
тационном режиме при затасе горю-
чего и смазочного на расстояние
1= 1000км в зависимости от скорости.
В коэфициенте полезной мощности в полете умышленно не
учтен к. п. д. винта, так как последний не зависит от двига-
теля и поэтому потери винта нельзя относить за счет двигателя.
Проследим коэфициент полезной мощности в полете на мо-
торах, взятых нами для примеров. Так как этот коэфициент
имеет различные значения в зависимости от скорости полота,
качества самолета и дальности, то составим таблицы этого по-
казателя по этим параметрам (см. табл. 6, 7, 8) и графики за-
висимости этого коэфициента от скорости (см. графики 18—29).
Подсчет коэфициента полезной мощности в полете по ско-
ростям для самолетов с различными качествами и при различ-
ной дальности беспосадочного полета и построение кривых
дает нам возможность судить о закономерности изменения это-
го коэфициента. Коэфициент полезной мощности мы просле-
дили по моторам М17ф, М85 и МГ31. Изменение этого коэфи-
циента в зависимости, от скорости различно у этих моторов.
При скорости полета в 100 км/час и при I = 500 км для всех
трех моторов Цпол. n приблизительно одинаковый, он только
у мопора М17ф ниже на 0,01, чем у моторов М85 и МГ31.
26
ХбЯлЦЛ 6
Коэфициент полезной мощности в полете (тргол. iv) мотора М17ф на эксплоатационном режиме
Расстояния беспосадоч- ного полета X. у £Х 0, X 100 150 200 250 300 350 400 450 Я 500 550 600 650
Vi 0,8094 0,7571 0,6962 0,6258 0,5457 0,4524 0,3473 0,2284 0,0957 0 0 0
1/10 0,8638 0,8229 0,7734 0,7145 0,6458 0,5639 0,4707 0,3628 0,2414 0,1028 0 0
1 = 500 км Vl2 0,8849 0,8484 0,8034 0,7490 0,6847 0,6072 0,5184 0,4150 0,2981 0,1639 0,0143 0
V15 0,9060 0,8740 0,8334 0,7835 0,7235 0,6506 0,5662 0,4672 0,3547 0,2249 0,0799 0
V18 0,9201 0,8911 0,8534 0,8063 0,7495 0,6794 0,5981 0,5021 0,3926 0,2657 0,1236 0
’/7 0,7044 0,6521 0,5912 0,5218 0,4407 0,3474 0,2423 0,1234 0 0 0 0
0,7905 0,7496 0,7001 0,6412 0,5725 0,4966 0,3974 0,2895 0,1681 0,0295 0 0
1 = 1000 км ’/12 0,8238 0,7873 0,7423 0,6879 0,6236 0,5461 0,4573 0,3539 0,2370 0,1028 0 0
V15 0,8571 0,8251 0,7845 0,7346 0,6746 0,6017 0,5173 0,4183 0,3058 0,1760 0,0310 0
V18 0,8794 0,8504 0,8127 0,7656 0,7088 0,6387 0,5574 0,4614 0,3519 0,2250 0,0829 0
*/7 0,5994 0,5471 0,4862 0,4158 0,3357 0,2424 0,1373' 0,0184 0 0 0 0
V10 0,7172 0,6763 0,6268 0,5679 0,4992 0,4173 0,3241 0,2162 0,0948 0 0 0
1 = 1500 км V12 0,7627 0,7262 0,6812 0,6268 0,5625 0,4850 0,3962 0,2928 0,1759 0,0417 0 0
Vis 0,8082 0,7762 0,7356 0,6857 0,6257 0,5528 0,4684 0,3694 0,2568 0,1271 0 0
Vis 0,8386 0,8096 0,7719 0,7248 0,6680 0,5979 0,5166 0,4206 0,3111 0,1842 0,0421 0
У1 0,4944 0,4421 0.3812 0,3108 0,2307 0,1474 0,0423 0 0 0 0 0
V10 0,6438 0,6029 0,5534 0,4945 0,4258 0,3439 0,2507 0,1428 0,0214 0 0 0
1 = 2000 км Vn 0,7016 0,6651 0,6201 0,5657 0,5014 0,4239 0,3351 0,2317 0,1148 0 0 0
V15 0,7593 0,7273 0,6867 0,6368 0,5768 0,5039 0,4195 0,3205 0,2080 0,0782 0 0
718 0,7979 0,7689 0,7312 0,6841 0,6273 0,5572 0,4759 0,3799 0,2704 0,1435 0,0015 0
Коэфициент полезной мощности в полете (т; л<м. n) мотора M8S на эксплоатационном режиме
Таблица 7
Расстояние беспосадоч- ного полета V Су \ 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650 700
’/т 0,8160 0,7872 0,7531 0,7109 0,6588 0,5975 0,5166 0,4230 0,3109 0,1792 0,0255 0 0
*/10 0,8700 0,8484 0,8209 0,7852 0,7397 0,6850 0,6107 0,5237 0,4182 0,2930 0,1459 0 0
1 = 500 км V12 0,8912 0,8722 0,8472 0,8141 0,7711 0,7190 0,6473 0,5628 0,4598 0,3373 0,1927 0,0242 0
Via 0,9125 0,8959 0,8735 0,8430 0,8026 0,7529 0,6838 0,6019 0,5015 0,3815 0,2394 0,0735 0
V18 0,9272 0,9117 0,8910 0,8622 0,8235 0,7756 0,7082 0,6279 0,5292 0,4109 0,2706 0,1064 0
V7 0,6779 0,6491 0,6150 0,5728 0,5207 0,4594 0,3785 0,2849 0,1728 0,0328 0 0 0
VlO 0,7734 0,7518 0,7243 0,6886 0,6431 0,5884 0,5141 0,4271 0,3216 0,1964 0,0493 0 0
1 - 1000 км V12 0,8117 0,7917 0,7667 0,7336 0,6906 0,6385 0,5668 0,4823 0,3793 0,2568 0,1122 0 0
V15 0,8481 0,8315 0,8091 0,7786 0,7382 0,6885 0,6192 0,5375 0,4371 0,3171 0,1750 0,0091 0
V18 0,8746 0,8580 0,8373 0,8085 0,7698 0,7219 0,6545 0,5750 0,4755 0,3572 0,2169 0,0527 0
0,5398 0,5110 0,4769 0,4347 0,3826 0,3213 0,2404 0,1468 0,0347 0 0 0 0
VlO 0,6767 0,6551 0,6276 0,5919 0,5464 0,4917 0,4174 0,3304 0,2249 0,0997 0 0 0
1=1500 км ‘/12 0,7301 0,7111 0,6861 0,6530 0,6100 0,5579 0,4862 0,4017 0,2987 0,1762 0,0316 0 0
’/15 0,7837 0,7671 0,7447 0,7142 0,6738 0,6241 0,5550 0,4731 0,3727 0,2526 0,1106 0 0
V18 0,8198 0,8043 0,7836 0,7548 0,7161 0,6682 0,6008 0,5205 0,4218 0,3035 0,1632 0 0
1ll 0,4017 0,3729 0,3388 0,2966 0,2445 0,1832 0,1023 0,0087 0 0 0 0 0
’/10 0,5800 0,5584 0,5309 0,4952 0,4497 0,3950 0,3207 0,2337 0,1282 0,003 0 0 0
1 = 2000 км V12 0,6496 0,6306 0,6056 0,5725 0,5295 0,4774 0,4057 0,3212 0,2182 0,0957 0 0 0
V15 0,7192 0,7026 0,6802 0,6497 0,6093 0,5596 0,4905 0,4086 0,3082 0,1882 0,0461 0 0
Vis 0,7670 0,7515 0,7308 0,7020 0,6633 0,6154 0,5480 0,4677 0,3680 0,2506 0,1104 0 0
Таблица 8
Коэфициент полезной мощности в полете (^пол. n) мотора МГ31 на эксплоатационном режиме
Расстояние беспосадоч- ного полета / 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550
>/т 0,8221 0,7825 0,7300 0,6637 0,5761 0,4701 0,3252 0,1543 0 0
V10 0,8738 0,8424 0,7989 0,7396 0,6601 0,5621 0,4253 0,2625 0,0626 0
1 = 500 ‘/12 0,8940 0,8657 0,8252 0,7692 0,6928 0,5980 0,4642 0,3046 0,1081 0
V15 0,9142 0,8889 0,8517 0,7987 0,7255 0,6338 0,5032 0,3466 0,1520 0
Це 0,9275 0,9044 0,8693 0,8183 0,7482 0,6576 0,5290 0,3746 0,1841 0
’/т 0,7031 0,6635 0,6110 0,5447 0,4571 0,3511 0,2062 0,0363 0 0
1/10 0,7905 0,7591 0,7156 0,6563 0,5768 0,4788 0,3410 0,1792 0 0
1 = 1000 1/12 0,8246 0,7963 0,7559 0,6998 0,6234 0,5286 0,3948 0,2352 0,0387 0
V1S 0,8587 0,8334 0,7962 0,7432 0,6700 0,5783 0,4477 0,2911 0,0975 0
V18 0,8812 0,8581 0,8230 0,7720 0,7009 0,6113 0,4827 0,3283 0,1378 0
V? 0,5840 0,5444 0,4929 0,4256 0,3380 0,2320 0,0871 0 0 0
V10 0,7071 0,6757 0,6322 0,5729 0,4934 0,3954 0,2586 0,0958 0 0
1 = 1500 ’/12 0,7531 0,7268 0,6864 0,6303 0,5539 0,4591 0,3253 0,1657 0 0
V15 0,8031 0,7778 0,7406 0,6876 0,6144 0,5226 0,3921 0,2355 0,0419 0
Vis 0,8349 0,8118 0,7767 0,7257 0,6546 0,5650 0,4364 0,2820 0,0915 0
’/т 0,4650 0,4254 0,3739 0,3066 0,2180 0,1130 0 0 0 0
’/10 0,6238 0,5924 0,5489 0,4896 0,4101 0,3121 0,1753 0,0125 0 0
2 = 2000 ’/12 0,6857 0,6574 0,6170 0,5609 0,4845 0,3897 0,2559 0,0973 0 0
V16 0,7476 0,7223 0,6851 0,6321 0,5589 0,4672 0,3366 0,1800 0 0
V1S 0,7892 0,7661 0,7310 0,6800 0,6089 0,5193 0,3907 0,2363 0,0458 0
Различие этою коэфициента у моторов М85 и МГ31 при этих
условиях выразится в тысячных долях. С увеличением скоро-
сти полета на 100 км/час, т. е. до 200 км/час, тфюл.дг у мотопа
График 20. Коэфициент полезной мощ-
ности в полете мотора М17ф на эксплоа-
тационном режиме при запасе го-
рючего и смазочного на расстояние
1 = 1500 км в зависимости от скорости.
График 21. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора М17ф на
эксплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние / = 2000 км в зависимости
от скорости.
М17ф снижается при 1= 500 км на 0,07—0,11 (в зависимости
от качества самолета), у мотора М85 при тех же условиях w
снижается на 0,03—0,06 и у мотора МГ31 на 0,06—0,09. Уве-
График 22. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора M85 на
эксплоатацисяном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние I = 5000 км в зависимости
от скорости
График 23. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора М85 на
эксплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние I = 1000 км в зависимости
от скорости.
личение скорости еще нл. 100 км/час, т. е. до 300 км/час, умень-
шает у мотора М17ф на 0,11—0,15, у мотора М85 на
на 0,07—0,09 и у мотора МГ31 на 0,12—0,15. С дальнейшим
увеличением скоро.ти на 200 км/час, т. е. до 500 км/час, коэ-
фьциент полезной мощности в полете уменьшается у М17ф на
0,35—0,45, у М85 на 0,20—0,34 и у МГ31 на 0,56—0,60. Причем
3.0
йа этой скорости у МГ31 при плохих качествах самолетов
коэфициент полезной мощности в полете равен нулю. Иначе
говоря, этот мотор не имеет полезной мощности. Фактор ско-
График 24. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора М8э на
эксплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние I = 1500 км в зависимости
График 25. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора М85 на
эксплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние 1 = 2000 км в зависимости
от скорости.
от скорости.
рости оказывает влияние на величину ''тол.к в основном через
мощность, идущую на преодоление лобового сопротивления,
так как эта мощность находится в кубической зависимости от
График 26. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора МГ31 на
эксплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние I = 500 км в зависимости
от скорости
График 27. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора МГ31 на
эксплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние I = 1000 км в зависимости
от скорости.
скорости. Из графиков коэфициента полезной мощности в по-
лете видно, что более крутые кривые получаются у моторов,
обладающих малой лобовой мощностью (МГ31), и, наоборот, у мо-
торов с большой лобовой мощностью (М85) кривые получаются
более пологими.
Изменение коэфициента полезной мощности в полете в за-
висимости от качеств самолета различно у разных моторов.
На это изменение влияют два фактора: во-первых, мощность,
31
идущая на несение тяжести двигателя, зависящая от удель-
ного веса мотора, во-вторых, мощность, идущая на несение тя-
жести горючего и смазочного, которая зависит от удельных
расходов горючего и смазочного и от расстояния беспосадоч-
ного полета. Увеличение удельного веса двигателя увеличивает
зависимость л от качества самолета вне зависимости от
расстояния беспосадочного полета, наоборот, увеличение удель-
ного расхода горючего влияет на этот коэфициент в зависи-
мости от расстояния беспосадочного полета. Увеличение удель-
ного расхода горючего резко снижает т]иол. N на больших рас-
стояниях и увеличивает зависимость этого коэфициента от
качества самолета. Это лучше всего видно на моторе М85, у
График 28. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора ^Г31 на
эксплоатациопном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние I = 1500 км в зависимости
от скорости.
График 29. Коэфициент полезной
мощности в полете мотора МГ31 на
эксплоатационном режиме при за-
пасе горючего и смазочного на рас-
стояние /= 2000 км в зависимости
от скорости.
которого расход горючего даже несколько завышен. Он имеет
большой удельный расход горючего и смазочного и коэфи-
циент полезной мощности его снижается на больших рас-
стояниях беспосадочного полета больше, чем у всех разобран-
ных нами моторов. Большое влияние оказывают качества
самолета на коэфициент полезной мощности при беспосадочных
полетах на большие расстояния. Объясняется это тем, что
значительная доля мощности затрачивается на несение веса
горючего и смазочного. Не случайно самолеты с большой даль-
ностью обладают высоким качеством. Например, самолет ЦАГИ25,
на котором поставлен мировой рекорд дальности беспосадоч-
ного полета т. Громовым в 1937 г., имеет качество, равное 18.
Качество самолета оказывает меньшее влияние на т]иол. N у мо-
торов, имеющих малый удельный вес и малый удельный рас-
ход горючего и смазочного. Поэтому цпол. n у таких моторов
будет больше, чем у других моторов, при установке на самоле-
те с плохим качеством и при полете на большие расстояния.
Сравнивать коэфициенты полезной мощности в полете у раз-
личных моторов необходимо при совершенно одинаковых усло-
32
виях. Одинаковыми должны быть скорость, качество самолета
и дальность.
Для полной характеристики моторов необходимо подсчитать
n по нескольким скоростям, по нескольким самолетам с
различными качествами и с различной дальностью. Эти под-
счеты дадут нам возможность сказать, при каких условиях
данный мотор имеет большую полезную отдачу по сравнению
с другими моторами и при каких — меньшую.
ПОКАЗАТЕЛЬ ЭКОНОМИЧНОСТИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Выше была приведена формула стоимости эксплоатации
авиадвигателя и формула коэфициента полезной мощности в
полете. Для авиационных двигателей нас должна интересовать
стоимость эксплоатации 1 л. с. ч. выведенной нами полезной
мощности, т. е. должна быть установлена стоимость эксплоа-
тации 1 л. с. ч. не общей мощности двигателя, а только мощ-
ности, могущей быть использованной на полезную работу.
В предыдущих разделах мы разобрали влияние отдельных
технических параметров на полезную мощность дв н ателя в по-
лете, и теперь можно это влияние перенести на стоимость
эксплоатации двигателя.
В формуле стоимости эксплоатации 1 л. с. ч. мы часовую
стоимость эксплоатации двигателя относим ко всей его мощ-
ности. При этом методе определения экономичности двигателя
могут попасть в одну группу моторы, имеющие одинаковую
стоимость эксплоатации i л с. ч. всей мощности, но обладаю-
щие разной полезной мохцностью и, следовательно, дающие
различный экономический эффект. Поэтому относить их в од-
ну группу по признаку стоимости эксплоатации лошадиной
силы всей мощности нельзя. Правильнее будет стоимость ча-
совой эксплоатации двигателя относить не к полной мощности,
а к полезной мощности в полете, получая таким образом стои-
мость эксплоатации 1 л. с. полезной мощности в течение часа.
Выразим это формулой:
Q 8л-с. Г. _2 Г с ‘ I I Т’4^ 1ПП
«пол. N — ---------------------—1UO —
"Цпол. N А/ пол
= г+с+а+р+о 100) (26)
N "Цпол. Л
где Впол. n — стоимость эксплоатации 1 л. с. полезной мощ-
ности двигателя в течение часа в копейках.
Этот показатель можно считать показателем экономичности
авиадвигателя, так как он наиболее полно отражает действи-
тельное экономическое качество двигателя и показывает стои-
мость эксплоатации единицы мощности, идущей на выполне-
ние полезной работы. Коэфициент полезной мощности в полете,
как показали подсчеты, имеет для одного и того же двигателя
33
различные значения. Эти значения зависят от качества само-
лета, от дальности беспосадочного полета и от скорости полета.
Следовательно, и величина 8пОл- n для определенного двигателя
под влиянием этих же факторов будет различна.
Таким образом, впо 1не воз’мжно, что один и тот же дви-
гатель может оказаться экономичным на одном самолете при
определенной дальности и скорости и неэкономичным на дру-
гом самолете с той или другой скоростью и дальностью. По-
График 30. Стоимость
лошадиной силы в час
полезной мощности в по-
лете < в зависимости от
скорости по дальности
при - —.
С, 7
этому при оценке экономичности авиадвигателя необходимо
показатель экономичности, т. е. стоимость эксплоатации лоша-
диной силы полезной мощности в час, подсчитать для несколь-
ких самолетов с различными качествами, скоростями и даль-
ностью. Сравнивать экономичность двигателей между собой
нужно при одинаковых условиях в отношении качества само-
лета, скорости и дальности.
Проследим этот показатель на моторах, взятых нами для
примеров. В табл. 9,10,11 приведены величины моторов
М17ф, М85 ИМГ31.
Из таблиц видно, что самая низкая стоимость полез-
ной мощности в полете получается у мотора М17ф, но
84
Таблица 9
Стоимость одной лошадиной силы в час полезной mouuiojth в полете мотора М17ф на эксплоатационном режиме, копейки
Расстояние беспосадоч- ного полета V 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 600 650
V, 36,03 38,52 41,88 46,60 53,44 64,46 83,96 127,67 305,02 т— — —
Vio 33,76 35,44 37,70 40,81 45,15 51,71 61,95 80,38 120,80 283,66 — —
1 = 500 км V12 32,95 34,37 36 30 38,93 42,59 48,02 56,25 70,27 97,82 177,92 2039,10
1/15 32,19 33,36 34,99 37,22 40,30 44,82 51,50 62,32 82,21 129,72 364,96 —
V18 31,69 32,72 34,17 36,17 38,91 42,92 48,76 58,08 74,27 109,75 235,93 —
'к 41,40 44,72 49,32 55,88 66,17 83,94 120,35 236,31 — — —1
»/10 36,89 38,90 41,65 45,48 50,93 58,72 73,38 100,73 173,47 988,47 — 1—
1 = 1000 км V12 35,40 37,04 39,28 42,39 46,76 53-40 63,76 82,40 122,99 283,66 — —
’/15 34,02 35,34 37,17 39,63 43,23 48,46 56,37 69,71 95,36 165,68 940,65 —
V18 33,16 34,29 35,88 38,09 41,14 45,66 52,31 63,2С 82,86 129,60 351,75 ’т-
Vf 48,65 53,30 59,98 70,13 86,86 120,30 212,39 1584,80 — — — —
V10 40,66 43,12 46,52 51,35 58,41 69,88 89,97 134,88 307,60 — — —
1 = 1500 км V12 38,23 40,15 42,81 46,52 51,84 60,12 73,60 99,59 165,78 699,30 — —
V15 36,08 37,57 39,64 42,53 46,60 52,75 62,25 78,94 113,55 229,43 — —
1/18 34,77 36,02 37,78 40,23 43,65 48,77 56,45 69,33 93,73 158,31 692,63 —
Vt 58,98 65,96 76,50 93,82 126,40 197,83 689,36 — — — —
Vio 45,29 48,37 52,69 58,97 68,48 84,79 116,32 204,20 1362,62 — — —
1, = 2000 км ?/12 41,56 43,84 47,02 51,55 58,16 68,79 87,02 125,85 254,01 — — —
V1S 38,40 40,09 42,46 45,79 50,-55 57,87 69,51 90,98 140,19 372,89 — —
V18 36,53 37,92 39,88 42,63 46,48 52,33 61,27 76,76 107,84 203,21 19440,00 —
о Таблица 10
Стоимость одной лошадиной силы в час полезной мощности ь полете мотора М85 на эксплоатационн~1М режиме, копейки
Расстояние беспосадоч- ного полета Х, у Хч Су Х , 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550 60C 650
V? 60,10 62,30 65,12 68,99 74,44 82,04 94,93 115,94 157,74 273,67 1923,20 —
V10 56,37 57,81 59,74 62,46 66,30 71,60 80,31 93,64 117,27 167,38 336,10 —
1 — 500 км Vic 55,03 56,23 57,88 60,24 63,36 68,21 75,76 87,14 106,66 145,39 254,49 2026,50
V15 53,74 54,77 56,14 58,17 61,10 65,14 71,72 81,48 97,80 128,55 204,85 667,20
Via 52,89 53,79 55,04 56,88 59,57 63,23 69,25 ’8,19 92,67 119,35 181,23 460,91
V, 72,34 75,56 79,74 85,62 94,19 106,75 129,57 172,14 283,80 1495,20 — —
V10 63,41 65,23 67,71 71,22 76,26 33.35 95,40 114,83 152,50 249,70 994,13 —
1 = 1000 км V12 60,42 61,94 63,96 66,85 71,01 76,81 86,52 101,68 129,29 190,97 437,08 —
V15 57,83 58,98 60,61 62,99 66,43 71,23 79,20 91,24 112,20 154,66 280,23 538,91
Vis 56,07 57,16 58,57 60,66 63,71 67,93 74,93 85,29 103,14 137,40 226,10 930,60
Vt 90,85 95,97 102,84 112,82 128,18 152,63 204,00 334,06 1413,30 — — —
V10 72,47 74,86 78,16 82,85 89,76 99,74 117,50 148,43 218,06 491,90 — —
1 = 1500 км V12 67,17 68,96 71,48 75,10 80,39 87,90 100,87 122,08 164,18 278,32 155',90 —
V15 62,58 63,93 65,86 68,67 72,78 78,58 88,36 103,66 131,59 194,15 443.04 —
V18 59,82 60,97 62,58 64,97 68,48 73,39 81,65 94,22 116,27 161,59 300,50 —
V? 122,09 131,51 144,75 165,34 200,58 267,69 479,38 5636,86 — — — —.
Vio 84,55 87,82 92,37 99,03 109,05 124,15 152,92 209,84 382,53 1634,70 — —
Z == 2000 км V12 75,49 77,77 80,98 85,66 92,62 102,72 120,88 152,68 224,75 512.43 — —
V15 68,19 69,80 72,10 75.48 80,49 87,63 99,98 120,02 159,12 260,57 1063,80 —
V1B 63,94 65,26 67,10 69,86 73,93 79,69 89,49 104,85 133,26 195,69 1 444,20 —
Таблица 11
тоимость одной лошадиной силы в час полезной мощности в полете мотора 1У1Г31 на эксплсатационном режиме, копейки
Расстояние беспосадоч- ного полета му 100 150 200 250 300 350 400 450 500 550
»/т 50,94 53,52 57,37 63,10 72,70 89,09 128,79 271,42 — —
V10 47,93 49,72 52,42 56,63 63,45 74,51 98,48 159,55 669,01 —
Z = 500 км V12 46,85 48,38 50,75 54,45 60,45 70,04 90,22 137,50 387,42 —
V15 45,81 47,12 49,17 52,44 57,73 66,08 83,23 120,84 275,53 —
V18 45,15 46,31 48,18 51,18 55,98 63,69 79,17 111,80 227,50 —
Vt 59,57 63,12 68,55 76,89 91,63 119,29 203,11 1153,80 — —
1110 52,98 55,17 58,53 63,81 72,61 87,47 122,82 233,71 — —
1 = ЮОО км V12 50,79 52,59 55,41 59,85 67,18 79,23 106,08 178,07 1082,20 —
V15 48,77 50,25 52,60 56,35 62,51 72,42 93,55 143,87 429,54 —
‘/18 47,53 48,81 50,89 54,25 59,75 68,51 86,77 127,57 303,92 —
W 71,72 76,93 84,97 98,41 123,97 180,52 480,83 — — —
V10 59,23 61,98 66,25 73,11 84,89 105,92 161,95 437,17 —
1 = 1500 км V12 55,61 57,62 61,02 66,45 75,61 91,23 128,75 252,75 — —
>/15 52,15 53,85 56,55 60,91 68,17 80,14 106,81 177,84 999,60 —
Vis 50,16 51,59 53,92 57,71 63,98 74,13 95,97 148,52 457,71 —
>/7 90,07 98,45 112,01 136,60 192,12 370,62 — — — —
’/10 67,14 70,70 76,30 85,54 102,13 134,20 238,91 3350,40 — —
1 = 2000 км 1/12 61,08 63,71 67,88 74,67 86,44 107,47 163,66 430,43 —
V1S 56,02 57,98 61,13 66,26 74,94 89,65 124,43 232,67 —
53,07 54,67 57,30 61,59 68,78 80,65 107,20 177,24 914,50 —
только на небольших скоростях. При увеличении скорости
стоимость полезной мощности резко увеличивается и прибли-
жается к бесконечности. На больших скоростях самую мень-
шую Snox.N относительно других приведенных моторов имеет
мотор М85. На малых же скоростях этот мотор имеет относи-
тельно большую стоимость полезной мощности в полете. На
графиках 30, 31 и 32 наглядно показана зависимость 8пол.м
полезной мощности в полете в зависимости от
С 1
скорости по дальности при —ж — ------
С„ 12
от скорости. Графики сделаны по самолетам с качествами,
равными: 7, 12 и 18 для беспосадочных полетов в 500, 1000,
1500 и 2000 км.
Из графиков видно, что стоимость полезной мощности в по-
лете изменяется различно у всех трех моторов в зависимости
от качества самолета, но общая закономерность остается по-
стоянной; на малых скоростях самую низкую стоимость полез-
ной мощности имеет М17ф, затем идет МГ31 и самую высокую
имеет М85. С увеличением скорости картина меняется. Так,
при качсетве самолетов, равном 7, начиная со скорости 310 —
315 км/час, в зависимости от дальности, стоимость полезной
мощности в полете мотора М85 становится ниже, чем у мотора
МГ31. Начиная со скорости 355 км/час при /=2000 км, со ско-
рости 395 км/час при / = 1500 км, со скорости 415 км/час при
38
/=1000 км и со скорости 432 км/час при/= 500 км, стоимость
полезной мощности в полете мотора М85 ниже, чем у мото-
ра М17ф.
При качестве самолетов, равном 12, начиная со скорости
335 км/час и выше, при всех взятых нами расстояниях бес-
посадочного полета стоимость полезной мощности в полете
мотора М85 ниже, чем у МГ31. При этом же качестве 8пол.т мо-
тора М85 ниже, чем у мотора М17ф, начиная со скорости:
496 км/час при I = 2000 км, 500 км/час при I = 1500 км, 505 км/час
График 32. Стоимость лошадиной силы в час
полезной мощности в полете в зависимости от
Сх 1
скорости по дальности при —=
18
при / = 1000 км и 509 км/час при / = 500 км. При каче-
стве самолетов, равном 18, стоимость полезной мощности в
полете мотора М85 ниже, чем у мотора МГ31 на скорости
346 км/час, и ниже, чем у М17ф на скорости 547— 560км/час.
Но это приемущество в части стоимости эксплоатации мотора
М85 сказывается на больших скоростях, когда абсолютное зна-
чение стоимости полезной мощности в полете сильно возрастает
у всех приведенных моторов. На основании приведенных таб-
лиц и графиков стоимости одной лошадиной силы полезной
мощности в полете можно сказать, при каких условиях выгод-
нее применять тот или иной тип двигателя.
30
ВЛИЯНИЕ ВЬкОТНЗСТИ НА ЭКЗНОН’ДЧНО .ТЬ АВ ИА-
ДВИГАТЕЛЯ
Высотность авиадвигателей мы отдельно не рассматривали,
так как ее влияние на экономичность авиадвигателя автомати-
чески сказывается на некоторых рассмотренных и учтенных
выше показателях. Прежде всего высотность мотора влияет на
величину мощности, затрачиваемой на преодоление лобового
сопротивления двигателя. Величина этой мощности находится
в прямой зависимости от плотности воздуха (р), а так как р
изменяется с изменением высоты, то мощность, идущая на
преодоление лобового сопротивления двигателя, также будет
изменяться с изменением высоты полета.
Если на двух различных самолетах установлены моторы
одного и того же типа, причем один самолет летит у земли,
а другой — на высоте 4300 м с одинаковой скоростью, то мощ-
ность, идущая на преодоление лобового сопротивления двига-
теля на втором самолете за счет меньшей плотности воздуха
на этой высоте на одну четверть, будет меньше также на
одну четверть. Если мотор высотный, т. е. с подъемом на
высоту 4300 м, не теряет мощности, то и относительная вели-
чина сопр также уменьшится. На высоте в 6850 м плотность
воздуха меньше, чем у земли, в два раза, следовательно, и
N<conP. при прочих равных условиях уменьшится в два раза.
Поэтому будет правильнее считать NСопР не у земли, а на
расчетной высоте мотора, и тогда преимущество высотного мо-
тора скажется на показателе отдачи двигателя, т. е. на т;иол№
а через него и на показателе стоимости полезной мощности,
т. е. на Snon n. Если этот показатель будет подсчитываться при
выборе мотора для определенного типа самолета, назначение
которого диктует определенную высоту, то нужно подсчитывать
мощность, идущую на преодоление лобового сопротивления
двигателя на требуемой высоте. В данном случае преимущест-
во высотного мотора скажется еще сильнее, так как мощность
у невысотного мотора с подъемом на высоту понижается. Пре-
имущество высотного двигателя сказывается в том, что появ-
ляется возможность повысить скорость полета самолета без
увеличения мощности двигателя.
Высотные двигатели, кроме преимуществ, имеют и отрица-
тельные стороны: большой расход горючего, большой вес дви-
гателя и большую сложность, а следовательно, и большую
стоимость обслуживания, ремонта и самого двигателя.
Все эти факторы также учтены в наших показателях: уве-
личение веса двигателя — в показателе полезной отдачи дви-
гателя, большая стоимость—в показателе стоимости эксплоа-
тации, а большой расход горючего — в том и другом одновре-
менно.
Таким образом, стоимость эксплоатации 1 л. с. ч. полезной
мощности в полете (Swa-n) выступает как унифицированный
показатель экономичности авиадвигателя.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Выше были разобраны факторы, влияющие на экономич-
ность авиадвигателя, дана методика их учета при помощи ря-
да показателей и разработан также общий показатель экономич-
ности авиадвигателя. Произведенное исследование показало,
что для полной экономической оценки авиадвигателя необхо-
димо производить расчеты, учитывая следующие показатели:
1. Стоимость экшлоатации 1 л. с. ч. (S л. с.ч.) как показа-
тель, характеризующий стоимость эксплоатации двигателя.
При более полной характеристике необходимо приводить
стоимость часовой эксплоатации двигателя (S ч.а.д) с указа-
нием числового значения и удельного веса отдельных статей
расходов, вызванных эксплоатацией двигателя.
2. Коэфициент полезной мощности в полете (т;пол w) как по-
казатель полезной отдачи двигателя в полете. Для более пол-
ной экономической оценки отдельных качеств мотора необхо-
димо приводить мощность, идущую на самообслуживание дви-
гателя (NcaMoos), с указанием: мощности, идущей на преодоление
лобового сопротивления двигателя (Nconp.), мощности, идущей,
на несение тяжести двигателя (Nmaw. м), и мощности, идущей
на несение тяжести запаса горючего и смазочного (Nma„. г. с.),
подсчитывая процент, который берет от общей мощности каж-
дый вид самообслуживания.
3. Стоимость эксплоатации одной лошадиной силы полезной
мощности в полете в час (8пол.м) как показатель, резюмирую-
щий все предыдущие показатели. Этот показатель является
критерием экономичности авиационного двигателя.
БИБЛИОГРАФИЯ
Б. Т. Горогценко, Анализ мощности мотора с учетом его лба.
„ТВФ“ № 4, 1936.
Б. Т. ГорощенЕо, Скорость полета, Оборонгиз, 1938.
В. С. Пыш нов, Аэродинамика самолета, ОНТИ, 1937.
И. Г. Орлов, 0 моторных установках при высоких скоростях полета,
„ТВФ" № 1, 1937.
И. Е. Ковинский и Л. Г. Шереметьев, Оценка и выбор мотора
для скоростного самолета, изд. Военно-воздушной академии, 1938.
Н. В. Марьямов, Экспериментальное исследование и расчет авиа-
ционных радиаторов, „Труды ЦАГИ“, вып. 367, 1938.
Е. А. Овруцкий, Экономически наивыгоднейши.: режимы летпой
эксплоатации самолето-моторного парка, „Труды Отдела технико-экономиче-
ских исследовании НИИ ГВФ*, Редиздат Аэрофлота, 1939.
Оглавление
Введение ......................................................... 3
Показатель стоимости эксплоатации авиационного двигателя.......... 4
Показатель отдачи мощности на полезную работу..................... 6
1. Мощность, затрачиваемая иа преодоление лобового сопротивления
авиационного двигателя в полете ................................. 6
2. Мощность, затрачиваемая на несение веса мотора в полете .... 13
3. Мощность, затрачиваемая на несение горючего и смазочного в полете 20
Показатель экономичности авиационного двигателя.................. 33
Влияние высотности на экономичность авиадвигателя................ 40
Заключение....................................................... 41
Библиография ................................................... 42