Текст
НАУЧНО-ИСС Е ДОЕ >ТЕЛЬСКИ Й ИНСТИТУТ ГВФ
КАЯ
С. II. ФЕЙГЕЛЬСОН
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ
УСТРОЙСТВА САМОЛЕТОВ
РЕДАКЦИОННО-ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ОТДЕЛ Т ^.'ОФЛОТА
Месива
19 4 6
НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ГВФ
Экз. №
С. и. ФЕЙГЕЛЬСОН
^6
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ
УСТРОЙСТВА САМОЛЕТОВ
С-47, В-25, В-24 и A-20-G
ОПЕЧАТКИ
Страница Строка иг 1 Напечатано Следует читать
9-ая 9—8-ая снизу четырех частей касторо- вого масла и четырех частей диэтилфтал ата касторового масла и ди- этилфталата
27-я 6-ая снизу через влаги влаги через
206-я 12-ая снизу Трехматовый Трехатомиый
Из кя «£
РЕДАКЦИОННО-ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ОТДЕЛ АЭРОФЛОТА _
МОСКВА 1946
ПРЕДИСЛОВИЕ
Одним из факторов, препятствующих регулярной и безопасной
аэронавигации в течение круглого года и круглых суток, являет-
ся обледенение самолетов в полете.
Усилия, направленные к разрешению проблемы защиты само-
летов против обледенения, начинают давать реальный результат.
!К настоящему времени созданы конструкции различных антиобле-
денительных устройств, которыми, как правило, оснащаются сов-
ременные средние и тяжелые самолеты, совершающие полеты
при любых метеорологических условиях. Еще несовершенные, эти
устройства все же в значительной степени повышают безопас-
ность полетов в условиях обледенения.
В издаваемой работе приводится обобщенный материал по по-
лучившим наибольшее распространение антиобледенительным уст-
ройствам американских самолетов. В ней дано подробное описа-
ние этих устройств и отражен опыт, а также особенности их экс-
плоатации. Работа, пополняя небогатую литературу по этому но-
вому виду самолетного оборудования, будет полезна как соприка-
сающемуся с ним инженерно-техническому и летному составу
ГВФ и ВВС, так и совершенствующим его работникам авиацион-
ной промышленности.
Начальник НИИ ГВФ
генерал-лейтенант авиации ПЕТРОВ.
а . * ’ *
2
ГЛАВА ПЕРВАЯ
ВВЕДЕНИЕ
СРЕДСТВА ЗАЩИТЫ ПРОТИВ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Необходимость регулярности и безопасности воздушных сооб-
щений заставила в первую очередь заняться разрешением проб-
лемы преодоления затруднений самолетовождения при неблаго-
приятных атмосферных условиях.
Из-за низкой облачности, тумана, снегопада, скрывающих зем-
ные ориентиры, пилоты часто сбивались с трассы, совершали по-
садку не по месту назначения и нередко при этом терпели аварию.
За сравнительно короткий срок техническое совершенство ма-
териальной части самолетомоторного парка достигло такого уров-
ня, при котором полет мог быть выполнен без видимых ориенти-
ров с помощью средств радиосвязи >и специальных аэронавига-
ционных приборов.
Но это обеспечение слепого полета оказалось недостаточным
для вождения самолетов в облаках, дожде и тумане при темпе-
ратуре окружающей среды 0°С и ниже, так как обнаружился но-
вый фактор, резко понижающий безопасность полета,—обледене-
ние самолета.
Возникшая для авиации проблема борьбы с обледенением са-
молетов при ближайшем рассмотрении представила собой ком-
плекс мало или совсем не изученных вопросов.
Естественно, что в первую очередь обратились к практичес-
кому разрешению проблемы—к изысканию средств защиты против
обледенения.
Конструктивные решения, хотя и несвободные от серьезных
недостатков, определились сравнительно скоро, и в настоящее
время применяются антиобледенительные устройства для всех ча-
стей самолета, обледенение которых может отразиться на безо-
пасности полета.
Поотив обледенения плоскостей крыла и оперения известны
три способа защиты.
По одному из них лед устраняется с защищаемой поверхности
механически. При доугом способе—теомическом—это достигается
использованием тепла выхлопных газов или электронагрева.
В третьем антифоизном—способ" в качестве активного средства
употребляется жидкость — антифриз, замерзающая лишь при низ.
ких температурах.
Иногда для защиты крыла и оперения применяются специаль-
ные защитные смазки.
Для карбюраторов и окон кабин экипажа применяются как
термический, так и антифризный антиобледенители.
3
Для винтов внедрился только один тип антиобледенительного
устройства—антифризный.
В издаваемой работе рассматриваются наиболее отработанные
и проверенные антиобледенительные устройства, которыми обору-
дованы американские самолеты Дуглас С-47, iHopT-Америкен В-25.
«Либерейтор» В-24 и Дуглас A-20-G.
На этих самолетах и их модификациях антиобледенительными
устройствами оборудованы: плоскости крыла и оперения, винты,
стекла пилотских кабин и карбюраторы. На самолетах В-25 и
В-24, кроме того, имеются антиобледенители окон бомбардира.
Все различные агрегаты самолетов оборудованы антиобледени-
телями, отличающимися по принципу действия и конструкции.
Одинаковые части перечисленных самолетов оборудованы одно-
типными антиобледенительными устройствами, что позволило объе-
динить их описание.
Особенности, присущие антиобледенителям только некоторых
самолетов, в книге выделены. Это дает 'возможность достаточно
полного изучения антиобледенителей каждого .рассматриваемого
самолета.
При составлении книги использовались данные фирм, отечест-
венные материалы, инструкции ВВС США и опыт эксплоатации
антиобледенительных устройств на наших воздушных линиях.
ХАРАКТЕРИСТИКА ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Опасность обледенения возникает во время прохождения само-
летом слоев атмосферы, насыщенных видимой влагой (облачно-
стью, туманом, дождем) при температуре окружающей среды О' С
и ниже.
На первый взгляд кажется странным, что вода сохраняется в
жидком состоянии при температуре ниже точки ее замерзания.
Однако такое переохлаждение часто встречается в атмосфере.
Так как переохлаждение воды есть состояние неустойчивое,
то, соприкасаясь с самолетом, водяные капли переходят в твер-
дую форму, нормальную для воды при низких температурах. В
местах удара капли примерзают к самолету.
Характер отложений льда на самолете не всегда одинаков.
Объясняется это тем, что вся капля не всегда мгновенно замер-
зает при ударе. Превращение части капли в лед сопровождается
, выделением ее скрытой теплоты плавления, которая повышает
температуру оставшейся жидкой части капли.
При низких температурах большая часть выделяющейся скры-
той теплоты идет на внутрикапельный теплообмен, сопровождаю-
щийся мгновенным замерзанием .всей капли. Образующийся при
этом лед в виде изморози представляет белое непрозрачное на-
слоение, состоящее из смерзшихся кристаллов льда с воздушными
порами между ними. Изморозь обычно образуется на передних
кромках частей самолета, обтекаемых встречным потоком. Сила
сцепления изморози с поверхностью отложения зависит от атмос-
ферных условий и колеблется в значительных пределах. Отложе-
4
ляя изморози на передних кромках бывают различной формы и
имеют резко выраженную шероховатую поверхность.
Более опасным является обледенение, возникающее при тем-
пературах в пределах от 0° до минус 8°С во время полета в густой
облачности или полосе дождя, выпадающего из верхнего, более
теплого слоя воздуха в нижний, более холодный слой. Содержание
воды в 1 м3 воздуха в таком случае может достигать 1—2 г. Вслед-
ствие сравнительно небольшего переохлаждения такого типа осад-
ков насыщающие их капли при 'встрече с частями самолета за-
мерзают не сразу. Часть переохлажденной капли некоторое время
остается в жидком виде и сплавляет образующийся лед в одну
сплошную аморфную корку.
Отложение аморфного льда происходит быстро и распростра-
няется по хорде на значительную глубину. Толщина его на перед-
них кромках, по линии встречи с воздушным потоком, может до-
стигнуть 5—8 см. Аморфный лед прочно связывается с поверхно-
стью, на которой он откладывается.
Аморфный лед бывает прозрачный или непрозрачный, матовый.
Поверхность его может быть гладкой или волнистой. Встречаются
образования аморфного льда с содержанием различного рода
осадков—мокрого снега, крупы и др. В этом случае поверхность
льда имеет неровную шероховатую поверхность.
К опасному виду обледенения следует отнести также смешан-
ное отложение льда, состоящее из аморфного льда и различных
форм изморози. Смешанное отложение льда имеет шероховатую
поверхность, часто располагается грядами вдоль (по' размаху) пе-
редней кромки, сильно снижая подъемный эффект несущих по-
верхностей и увеличивая их сопротивление. Сила сцепления сме-
шанного льда с поверхностью отложения приближается к силе
сцепления с ней аморфного льда.
Переход в полете из холодной зоны атмосферы в более теплую
с 'высокой относительной влажностью, а также встреча самолета
с сильно переохлажденной взвешенной влагой в атмосфере часто
сопровождается отложениями льда нежно-кристаллического строе-
ния—инея. Иней обычно (откладывается на передних кромках в
небольшом количестве узкой полосой и слабо связывается с по-
верхностью отложения.
На рис. 1 приведены наиболее характерные схемы отложения
льда на крыльевом (профиле.
Рис. I. Схемы отложений льда на крыльевом профиле.
I—изморозь; II—прозрачный лед; ///—смешанный лед; IV—иней.
На рис. 2—5 приведены снимки отложений льда, соответствую-
щих схемам рис. 1.
Снимки относятся к разным самолетам, обледенение которых
произошло во время исследовательских полетов в условиях обле-
денения, проведенных нами в НИИ ГВФ.
Рис. 2. Обледенение передней кромки центроплана. Тип отложения—
изморозь.
Рис. За. Обледенение крыла. Тип отложения — аморфный лед.
Прозрачный лед на передних кромках крыла и стоек.
—прозрачный лед на крыле; 2—прозрачный лед па стойках; 3—
прорезь в стойке, просматривающаяся сквозь лед.
Рис. 36. Обледенение крыла. Тип отложения — аморфный лед. Матовый
лед на поверхности крыла.
1—передняя кромка крыла; 2—матовый лед с включениями и шерохова
той поверхностью.
Любой вид обледенения снижает безопасность полетов. Даже
иней, отложившись на стеклах пилотской кабины, ухудшает пило-
ту обзор. Наиболее опасного обледенения можно ожидать при
полете в среде, насыщенной взвешенной влагой в диапазоне тем-
ператур от 0 до минус 8°С, который назовем опасным диапазоном.
Рис. 4. Обледенение крыла: Тип отложения—смешанный лед.
I—передняя кромка крыла; 2—нижняя поверхность крыла; 3—
тип смешанного льда.
7
Обледенение частей самолета зависит от условий полета.
Чем больше скорость полета, тем выше интенсивность от-
ложений льда. Если обледенение произошло1 во время подъема,
то при обратном спуске в этой же зоне оно может протекать
значительно интенсивней. Последнее объясняется тем, что само-
лет, сохранивший пониженную температуру верхних 'Слоев атмо-
сферы, вызывает повышенную конденсацию окружающей его
влаги.
Рис. 5. Обледенение крыльевой фары. Тнп отложения—иней.
Резкое изменение высоты может уменьшить обледенение или
вовсе вывести самолет из опасной зоны. Последнее обстоятельст-
во следует учитывать при выборе режима полета в условиях обле-
денения—при наборе высоты следует развить максимальную мощ-
ность и добиться наибольшей скороподъемности, а при спуске вы-
брать режим наиболее крутого планирования. Следует иметь в ви-
ду, что на планировании уменьшается подогрев воздуха, посту-
пающего в карбюраторы, и условия их защиты против обледене-
ния ухудшаются.
_____________ГЛАВА ВТОРАЯ ______________
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО КРЫЛА
И ОПЕРЕНИЯ
[ПРИНЦИПЫ ДЕЙСТВИЯ и СХЕМЫ УСТРОЙСТВА
Крылья и оперение рассматриваемых самолетов, за исключе-
нием A-20-G, оборудованы механическим антиобледенительным
устройствам американской фирмы Гудрич (Goodrich).
Устройство фирмы Гудрич является первой по времени кон-
струкцией, обеспечивающей безопасный полет в условиях обле-
денения.
Приступив к разрешению проблемы борьбы с обледенением са-
молетов в полете, американские исследователи в первую очередь
занялись изысканием смазок, уменьшающих степень прилипания
льда к поверхности самолета. Ожидалось, что благодаря слабому
сцеплению льда с нанесенным слоем смазки, встречный поток воз-
духа будет сносить образующийся на поверхности лед.
Было исследовано большое число самых разнообразных ве-
ществ. Минимальное сцепление наблюдалось при применении тон-
кого термоизолирующего слоя резины, пропитанного маслом, со-
хранявшимся в жидком виде при низких температурах. Однако
и оставшаяся сила сцепления оказалась достаточней, чтобы вос-
препятствовать встречному потоку сносить лед с поверхности ре-
зинового слоя.
В 1929—30 гг. американские исследователи Вильям С. Гир
н Меррит Скотт испытали в специальной аэрохолодильной трубе
несколько способов преодоления оставшейся силы сцепления льда
с резиновой поверхностью.
Наилучшие результаты были получены при испытании изгото-
вленного фирмой Гудрич резинового покрытия, пропитанного мас-
ляной смесью, получившей известность под маркой GA-52. Смесь
состоит из равных по объему частей соснового масла, четырех
частей касторового масла и четырех частей диэтилфталата.
Резиновое покрытие, которое мы в дальнейшем будем назы-
вать протектором, имело внутреннюю продольную камеру, куда
периодически подавался сжатый воздух. При подаче в камеру
сжатого воздуха протектор деформировался и его внешняя по-
верхность выпучивалась. Пропитанная смесью GA-52 поверхность
протектора уже не препятствовала встречному потоку сносить с
нее отложившийся лед.
На основе полученных Меррит Скотт и С. Гир результатов
фирма Гудрич конструктивно разработала, освоила в производ-
стве и широко внедрила в эксплоатацию антиобледенительное
устройство для крыла и оперения. Это устройство до последнего
времени, несмотря на ряд принципиально слабых мест, остается
наиболее распространенным средством защиты крыла и оперения
против обледенения.
Описываемое устройство, в случаях обледенения только перед
них кромок несущих поверхностей, в достаточной мере обеспечи-
вает безопасный полет. В случаях сильного, быстро протекающе-
го обледенения, когда отложения льда распространяются по всей
поверхности несущих плоскостей, антиобледенительное устройство
может оказаться недостаточным для обеспечения длительного бе-
зопасного полета. В этом случае немедленно должно быть при-
нято решение о выходе из зоны обледенения вверх или вниз.
Если решение принято своевременно, антиобледенительное уст-
ройство при нормальном его действии обеспечивает безопасный
выход из зоны обледенения.
Рис. 6. Самолет В-25, оснащенный антиобледенителем типа Гудрич.
1—'протекторы крыла; 2—протекторы хвостового оперения.
Следует отметить, что вздутие протекторов вызывает наруше-
ние аэродинамических качеств крыла и оперения. Это ограничи-
вает включение протекторов при некоторых режимах полета.
Антиобледенительное устройство- крыла и оперения не следует
включать: на взлете, при посадке, на всех критических режимах
полета и на скоростях, превышающих 350 км/час по прибору.
Превышение этой скорости вызывает уже заметное вздутие про-
текторов и сопровождается нарушением аэродинамических ка-
честв несущих поверхностей.
Действие антиобледенителей крыла и оперения основано на
работе резиновых протекторов, которые смонтированы на перед-
них кромках крыла и оперения (рис. 6).
Ю
Внутри протекторы имеют продольные камеры, куда попере-
менно поступает сжатый воздух. На разных самолетах и в раз-*
ных местах крыла и оперения протекторы имеют различное число
камер.
Протекторы консольной части крыла имеют обычно 3—4 ка-
меры, центральной части—от 3 до 7 камер, а протекторы хвосто-
вого оперения—2 камеры, разделенные перегородкой, идущей
вдоль по синусоиде.
а—обледеневший протектор; антиоб-
леденительное устройство не вклю-
чено; б—антиобледенительное устрой-
ство включено; сжатый воздух по-
ступил в среднюю камеру; в—анти-
обледенительное устройство включе-
но; сжатый воздух выпущен из
срехгй камеры и поступил в боко-
вые камеры; встречный поток обо-
значен стрелками.
1—обшивка передней кромки кры-
ла; 2—3-камерный протектор; 3—
средняя камера протектора; 4—бо-
ковые камеры протектора; 5—отло-
жившийся на протекторе лед.
Рис. 7. Схема действия трехкамер-
ого протектора антиобледенитель-
ного устройства крыла.
Схема действия трехкамерного протектора показана на рис. 7.
Под действием поступающего сжатого воздуха средняя камера
вздувается (рис. 7, б) и ломает лед, отложившийся на внешней
поверхности протектора (рис. 7, а); встречный поток, проникая
под края надломленного льда, сбрасывает его с поверхности. За-
тем сжатый воздух выпускается из средней камеры, и она опа-
дает. В то же время новая порция сжатого воздуха подается в
обе крайние .камеры,, которые вздуваются и в том же порядке
освобождают соответствующие части поверхности протектора от
отложившегося на них льда (рис. 7. в).
У протекторов, имеющих четыре и больше камер, принцип
действия сохраняется тот же. При этом сжатым воздухом одно-
временно заполняются попарно нечетные камеры протектора, на-
пример, первая и третья, а затем четные, например, вторая и чет-
вертая.
Камеры протекторов оперения ввиду сравнительно небольшой
поверхности протекторов заполняются одновременно. Этого до-
статочно для эффективного удаления отложившегося на них льда.
Процесс заполнения и .выпуска сжатого воздуха в камерах
протекторов производится периодически. Весь цикл длится 40 се-
кунд. Из них 8 секунд камеры сообщаются с источником сжатого
воздуха и находятся во вздутом состоянии, а в течение 32 се-
кунд воздух из камер отсасывается, и они прилегают к обшивке
передних кромок защищаемых поверхностей.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОГО УСТРОЙСТВА
КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА В-25
На рис. 8 представлена принципиальная схема антиобледени-
тельного устройства крыла и оперения самолета В-25, которую
мы берем за основу как наиболее развитую и полную. Принци-
пиальные схемы антиобледенительных устройств крыла и опере-
ния самолетов С-47 и В-24 приводятся ниже.
Самолет В-25 имеет следующие протекторы: центропланные 1,
дофарные крыльевые 2, концевые .крыльевые 3, стабилизаторные 4
и .килевые 5.
Все камеры протекторов разбиты на 5 групп. Камеры каж-
дой группы заполняются сжатым воздухом одновременно.
В 1-ю группу входят: центральная камера дсфарных крылье-
вых протекторов, первые и третьи (считая сверху) камеры цен-
тропланных протекторов;
во 2-ю группу—первая и третья камеры дофарных крыльевых
протекторов и вторая и четвертая камеры центропланных про-
текторов;
в 3-ю группу—вторая и четвертая камеры дофарных крылье-
вых протекторов и центральные камеры концевых крыльевых про-
текторов;
в 4-ю группу—боковые камеры концевых крыльевых протек-
торов;
в 5-ю группу—камеры протекторов хвостового оперения.
Источником сжатого воздуха, поступающего' периодически в
группы камер протекторов, являются вакуумные помпы 6. Они
устанавливаются на коробке приводов вспомогательных агрегатов
каждого из моторов.
Вакуумпомпы на стороне всасывания питают аэронавигацион-
ные приборы, а на стороне нагнетания обеспечивают сжатым воз-
духом протекторы. Сторона всасывания, кроме того, в нерабочем
состоянии протекторов обеспечивает их плотное прилегание к по-
верхности крыла путем отсасывания воздуха из камер.
Из вакуумпомп сжатый воздух поступает в основные воздухо-
фильтры-сепараторы 7, установленные по одному на каждую пом-
пу. Сепараторы очищают воздух от увлеченного ими из помп
масла. Масло, накопившись в достаточном количестве, стекает из
^люто™^03 чеРез заДнюю крышку корпуса нагнетателя обратно
12
Очищенный в основных сепараторах воздух подходит к огра-
ничительным клапанам 8, которые стравливают давление, если
оно превышает 0,65 кг/см2. Как правило, ограничительные кла-
паны редко участвуют в работе. Давление воздуха в системе ре-
гулируется редукционным клапаном 13, вмонтированным в допол-
нительный сепаратор 12. Назначение ограничительных клапанов—
предотвратить давление, при котором возможен разрыв протек-
торов или перегрев помп, если почему-либо отказал редукцион-
ный клапан дополнительного сепаратора.
Вслед за ограничительными клапанами стоят обратные кла-
паны 9, которые препятствуют перекачке воздуха из одной пом-
пы в другую, когда помпы создают различное давление. В случае
остановки одной из помп обратные клапаны препятствуют страв-
ливанию давления, создаваемого работающей помпой, через не-
герметичный корпус отказавшей помпы.
Кроме того, обратные клапаны позволяют использовать посто-
ронний источник сжатого воздуха, в чем встречается необходи-
мость при наземном опробовании протекторов.
Для подключения наземного источника сжатого воздуха в ма-
гистрали, идущей от вакуумпомпы левого мотора, поставлен трех-
ходовой кран 10.
Далее воздушная линия левей вакуумпом'пы встречается с
воздушной линией правей вакуумпомпы и соединяется с ней про-
ходным тройником. Отсюда обе линии идут обшей воздушной ма-
гистралью к установленному в штурманском отсеке распредели-
тельному клапану 11. Клапан осуществляет распределение воз-
духа в системе для положений антиобледенительного устройства
«Off» (выключено) и «Оп» (включено). На рис. 9 представлена
схема циркуляции воздуха в системе, когда устройство находит-
ся в положении «ОН».
В этом случае сжатый воздух, поступивший в распределитель-
ный клапан, перепускается им непосредственно в маслоотстой-
ник 15. Из маслоотстсйника воздух выходит в атмосферу.
В то же время специальными каналами распределительный
клапан сообщает, как это показано стрелками, все группы камер
протекторов с линией всасывания вакуумных помп.
Разрежение, создающееся в камерах при отсасывании из них
«воздуха, обеспечивает плотное прилегание протекторов к поверх-
ности защищаемой плоскости. Это предупреждает нарушение
аэродинамики несущих поверхностей из-за вспучивания протекто-
ров ст местного разрежения, которое создает над ними воз-
душный поток.
На рис. 10 показана циркуляция воздуха в системе при поло-
жении устройства «Оп» (включено), когда воздух нагнетается
только в первую группу камер.
положении «Оп» воздух из распределительного клапана
1пяете«Л^еГСЯ в дополнительный сепаратор 12, в котором очи-
щ ется ст сохранившихся в нем остатков масла.
Редукционный клапан 13, вмонтированный в сепаратор, уста-
14
Рис. 0. Циркуляция воздуха в системе при неработающем антиобледенительном устройстве.
Устройство в положении »Oif“ (выключено). Обозначение элементов схемы см. на рис. (
15
16
навливает величину требуемого рабочего давления воздуха, цир-
кулирующего в системе.
Нормальная регулировка редукционного клапана 0,5 кг/см2
(7,5 фунт/кв. дюйм).
Зоздух очищенный от следов масла, со строго установившим-
ся рабочим давлением из дополнительного сепаратора снова воз-
вращается в распределительный клапан.
И Распределительный клапан за период в 40 секунд последова-
т 1 >нс подает сжатый воздух к одной из пяти групп камер .про-
текторов. В течение 8 секунд он сообщает камеры этой группы
с магистралью, а камеры остальных четырех групп—с атмосфе-
рой через отсасывающий насадок 16.
В неработающих камерах создается дополнительное разреже-
ние, вследствие чего ускоряется выход воздуха из капер. Внеш-
няя* поверхность протекторов у этих камер присасывается к их
внутренней поверхности, а через нее—к поверхности носовых ча-
стей защищаемых плоскостей.
На рис. 8—10 камеры, одновременно заполняемые сжатым
воздухом, обозначены одинаковыми цифрами. Те же цифры по-
казывают: порядок заполнения камер в течение цикла, трубопро-
воды к камерам и соответственные выводы распределительного
клапана.
Аварийный кран 21 установлен на линии всасывания между
распределительным клапаном и вводом в вакуумную сеть. Он
служит для отсоединения антиобледенительного устройства из
этой сети в тех случаях, когда состояние устройства может от-
разиться на работе аэронавигационных -приборов.
Так, например, если при неработающем антиобледенительном
устройстве произойдет прокол или разрыв камер протекторов, то,
сообщая линию всасывания непосредственно с атмосферой, он
уменьшает разрежение в вакуумной системе и понижает надеж-
ность работы аэронавигационных приборов. Это предотвращается
отключением системы с помощью аварийного крана. Прокол к«-
<мер в полете не отражается на режиме всасывающей магистра-
ли, так как -во время работы устройства распределительный кла-
пан изолирует ее от антиобледенительной системы.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОГО УСТРОЙСТВА
КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА С-47
Антиобледенительное устройство крыла и оперения самолета
С-47 (рис. 11) в отличие от самолета В-25 не имеет маслоотстой-
ника, и отфильтрованное в дополнительном сепараторе масло вы-
пускается непосредственно в атмосферу как при функционирую-
щем устройстве, так и при его выключении. При положении «ОП»
воздух из камер протекторов также выходит непосредственно' в
атмосферу через распределительный .клапан.
На самолете С-47 центроплан не имеет протекторов. Камеры
остальных протекторов разбиты на 5 групп:
к первой группе камер относятся центральные камеры конце-
”ых крыльевых протекторов; ~ ‘
пан, 13—манометр; 14—спускной кран;
15—Т-обргзный рычаг распределительного
клапана; 16—тросики управления; 17—
электропроводка.
ко второй__боковые камеры концевых крыльевых протекторов;
к третьей__центральные камеры дофарных крыльевых протек-
торов;
к четвертей—боковые камеры дофарных протекторов крыла;
к пятой—камеры протекторов хвостового оперения.
Циркуляция воздуха в системе при положениях «Off» (вы-
ключено) и «Оп» (включено) происходит так же, как на само-
лете В-25 (рис. 9, 10).
Ограничительные клапаны 7 показаны на схеме условно, так
как на большинстве самолетов они не установлены.
При рассмотрении рис. 9, 10 применительно к самолету С-47
следует иметь в виду общую схему устройства самолета С-47
(рис. 11) и ее отличие от схемы самолета В-25.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОГО
УСТРОЙСТВА КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА В.21
На рис. 12 приведена принципиальная схема антиобледени-
тельного устройства крыла и оперения самолета В-24. Она от-
личается от антиобледенительного устройства самолета В-25 в
основном только большими габаритами.
Протекторы крыла В-24—7-, 5-, 4- и 3-камерные в отличие от
4- и 3-камерных протекторов крыла самолета В-25.
На самолете В-24 смонтированы следующие протекторы: цен-
тропланные /, междумоторные 2, средние крыльевые 3, концевые
крыльевые 4, стабилизаторные 5 и килевые 6.
Вакуумные помпы 7, установленные на двух левых моторах,
обеспечивают систему сжатым воздухом. Основные сепараторы 8
очищают воздух от масла, захваченного ими в помпах. За основ-
ными сепараторами установлены ограничительные клапаны 9,
стравливающие давление в системе, если оно превышает
0,65 кг/см2, и обратные клапаны 10, предупреждающие перекач-
ку воздуха из одной вакуумной помпы в другую, если создавае-
мое ими давление различно.
В магистрали ст вакуумной помпы первого мотора за обрат-
ным клапаном установлен кран 11 для подключения наземного
источника сжатого воздуха.
На самолете В-24 функции распределительного клапана вы-
полняют два отдельных агрегата: собственно распределительный
клапан 12, периодически с циклом 40 секунд распределяющий
воздух по группам камер, и кран управления 13, который в за-
висимости от того, вкчючено или выключено устройство, напра-
вляет воздух либо в распределительный клапан, либо на выхлоп.
Между краном и распределительным клапаном поставлен допол-
нительный сепаратор 14 с вмонтированным в него редукционным
клапаном 15. Редукционный клапан устанавливает в системе ра-
бочее давление, равное 0,5 кг/см2.
„Кран связан тросиками 16 с ручкой управления, смонтирован-
ной на приборной д >оке. Ручкой осуществляется выключение и
включение всего устройства. Распределительный клапан работает
J9
от электромотора, который связан электропроводкой 17 с выклю-
чателем, вмонтированным в кран управления.
Камеры протекторов, как и на самолете В-25, сообщаются с
вакуумом, создаваемым вакуумными помпами, но с тем отли-
чием что'воздух из них отсасывается помпами, как в положении
«Off» и в положении «Оп».
В последнем случае вакуумпомпы, нагнетая воздух в одну из
групп камер протекторов, одновременно отсасывают воздух из
остальных 4 групп. Этим достигается ускорение вздутия и опа-
дания камер во время работы антиобледенительного устройства
•и обеспечивается лучшее прилегание опавших камер к передним
кромкам защищаемых поверхностей.
Следующей особенностью схемы антиобледенительной систе-
мы В-24 является замкнутая циркуляция части вырабатываемого
вакуумпомпами воздуха. Как видно на рис. 12, линии нагнетания
и отсасывания сообщаются между собой через трубопроводы кра-
на управления, дополнительного сепаратора и дренажа. В ре-
зультате в атмосферу выбрасывается только часть отработанного
воздуха. Другая же часть, отсасываемая вакуумными помпами,
возвращается в систему. Циркуляция воздуха в системе для по-
ложений «OfГ» и «Оп» показана на рис. 82 и 83.
Для обеспечения независимости работы аэронавигационных
приборов в схему включен четырехходовой кран 18, который изо-
лирует вакуумную линию одной из вакуумпомп от магистрали
антиобледенителей. При отказе одной из вакуумпомп этот кран
позволяет переключить линию отсасывания второй, функциони-
рующей вакуумпомпы на обеспечение работы одних лишь гиро-
приборов.
Таким образом, четырехходовой кран позволяет переключить
линию жаждой из помп либо на антиобледенительную, либо на
приборную 'Магистрали. Давление в системе отражается маномет-
ром 21. Как и на самолетах В-25 и С-47, камеры протекторов
крыла и оперения самолета В-24 разбиты на следующие пять
групп:
1-я группа—2-я, 4-я и 6-я камеры (считая сверху) центро-
планных протекторов и средние камеры концевых крыльевых про-
текторов;
2-я группа—1-я, 3-я, 5-я и 7-я камеры центропланных про-
текторов и боковые камеры концевых крыльевых протекторов;
Зя группа — 1-я, 3-я и 5-я камеры междумоторных протек-
торов и средние камеры средних крыльевых протекторов;
4-я группа — 2-я и 4-я камеры междумоторных протекторов
и боковые камеры средних крыльевых протекторов;
5я группа—камеры стабилизаторных и килевых протек-
торов. • г
УПРАВЛЕНИЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫМ УСТРОЙСТВОМ
КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ
Управление антиобледенительным устройством крыла и опере-
ния Дистанционное, тросовое.
21
Оно осуществляется ручкой управления, которая на самолете
В-25 смонтирована на крайней левой стороне приборной доски
пилота; на самолете С-47—за спинкой правого пилотского си-
денья, а на самолете В-24—на приборной доске второго пилота.
На самолетах В-25 и С-47 от рычагов г'’чки управления от-
ходят тросы к рычагу распределительного клапана, а на само-
лете В-24—к рычагу крана управления. Для включения или вы-
ключения устройства соответственно следует повернуть ручку уп-
равления в .положение «Оп» или «Off».
Рис. 13. Ручка управления антиобледенителем крыла и оперения
самолета В-25.
На рис. 13 и 14 показана установка ручки управления на са-
молетах В-25 и С-47. ,
Ниже приводится описание агрегатов, входящих в схему анти-
обледенительного устройства крыла и оперения.
Агрегаты, общие для самолетов В-25, В-24 и С-47, описаны
без разграничения. Отличительные признаки или особенности аг-
регатов,' относящихся только к определенному типу самолетэв,
описаны дополнительно с указанием типа самолета, на котором
они установлены.
ПРОТЕКТОРЫ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ
Описание протекторов
Основным агрегатом антиобледенительного устройства крыла
прг7пГеННЯ являю^ся протекторы, которые монтируются на их
т™1ДгИХ КрС'МКах- На рис- 15 показан протектор в рабочем (взду-
.М) 'Состоянии на консольной части крыла самолета В-25
22
Протекторы изготовлены из морозостойкой, эластичной рези-
ны, легко деформирующейся -под действием подаваемого в каме-
ры сжатого воздуха. Они крепятся к защищаемой поверхности
винтами, что позволяет осуществлять их монтаж и демонтаж в
аэродромных условиях.
Рис. 14. Ручка управления
антиобледенителем крыла и
оперения самолета С-47.
Рис. 15. Протектор в рабочем (взду-
том) состоянии иа консольной части
крыла самолета В-25.
Протекторы, различаясь между собой числом камер и габа-
ритами, определяемыми местоположением их по размаху защи-
Рис. 16. Трехкамериый крыльевой протектор. Тыловая сто-
рона.
I—камера протектора; 2—боковые края протектора;
3—ниппели.
шаемой поверхности, у всех рассматриваемых самолетов кон-
структивно однотипны.
На рис. 16 и 17 'показан трехкамерный крыльевой протектор
8 заделка в нем ниппеля, а на рис. 18—его поперечное сечение.
Наружная часть протектора представляет собой резиновую по-
лосу 1, внешняя поверхность которой имеет электропроводную
пренитграфитовую облицовку 2, защищающую резину против раз-
рушающего действия солнечных лучей и атмосферного электри-
чества. Камеры протектора 3, изготовленные из прорезиненной тка-
ни, позволяющей им под действием сжатого воздуха деформи-
роваться до определенных пределов, наклеены на тыловой по-
верхности резиновой полосы 1 и завулканизированы.
Рис. 17. Заделка ниппе-
ля в протекторе.
1—ниппель; 2—внутрен-.
няя поверхность тыло-
вой части протектора;
3—резиновая фасонная
шайба.
В продольных кромках 4 протектора завулканизированы про-
волочные ленты 5, предохраняющие края от разрыва при натя-
жении протектора.
Кроме того, край протектора имеет резиновую полосу 6, на-
виваемую в дальнейшем «шлейф», которая предназначена скрыть
детали крепления края протектора и обеспечить плавный пере-
ход от протектора к обшивке защищаемой части.
Помимо указанных деталей в протектор завулканизированы
резиновые 7 и шелковые 8 ленты, которые обеспечивают плав-
ность переходов и прочность соединений всех основных элемен-
тов протектора. Протекторы последних выпусков для сравнива-
ния толщины на участке 11 имеют гофрированную подкладку 12.
В каждую камеру протектора завулканизирована ниппельная
трубка, соединяющаяся коротким дюритовым шлангом с концом
соответствующего трубопровода воздушной магистрали,
е а
8
X
8
’О
25
На рис. 19 и 20 показаны детали соединения протектора с
трубопроводом в крыле самолета. Отверстия в обшивке передней
Рис. 19. Соединение трубопроводов с протектором на самолете С-47.
1—разъем трубопроводов крыла; 2—дюритовый шланг; 3—затяжной хо-
мутик; 4—трубопровод к ниппелям протектора; 5—профиль крепления
трубопроводов; 6—соединение дюритового шланга с ниппелем протек-
тора; 7—проволочная затяжка; 8—протектор; 9—ниппель протектора;
10—обшивка передней кромки.
кромки крыла разделаны так, чтсбы резиновое кольцо плотно
прилегало к обшивке, а дюритэвсе соединение можно было выве-
сти наружу при монтаже или демонтаже протекторов.
Рис. 20. Дюритовое соедине-
ние трехкамерного протектора
с трубопроводом и расположе.
ние его в носке консоли кры.
ла самолета В.25.
1—конец трубопровода; 2—хо-
мутик; 3—дюритовый шланг;
4 — соединение люритового
шланга с ниппелем протекто-
ра; 5—боковая камера протек-
тора; 6—средняя камера про-
тектора.
На самолетах В-25 дюритовые шланги приходится значитель*
но изгибать (рис. 20), чтсбы разместить их в носовых частях
консолей крыла.
26
трещины.
Рис. 21. Двухкамерный протектор
стабилизатора.
1—синусоидальный шов, разъединя-
ющий камеры протектора; 2—дюри-
товый ввод протектора
Для уменьшения изгиба шланги армированы специальной пру-
жинистой проволокой. Несмотря на это, в местах перегибов шлан
гов нее же часто наблюдаются
Протекторы оперения не-
сколько отличаются от про-
текторов крыла. Вместо 3 и
более камер они имеют 2 ка-
меры, разделенные синусои-
дальным швом, с общим вво-
дом воздуха для одновремен-
ного вздутия обеих камер. На
рис. 21 показан конец стаби-
лизаторного протектора с вво-
дом в камеры. Ввод является
продолжением камер и выпол-
нен в виде дюритового шлан-
га. Встречаются конструкции
протекторов хвостового опере,
ния, у которых ввод выполнен
в виде ниппеля, как и в
крыльевых протекторах.
Протекторы в натянутом
состоянии своими краями кре-
пятся винтами к защищаемой
поверхности через заделанные
в ней гайкопистоны. Разъем-
ный тип крепления позволяет
производить монтаж и демон-
таж протекторов в полевых
условиях.
На рис. 22 показаны
характер и детали резъем-
ного соединения бокового
края протектора с обшив-
кой передней кромки за-
щищаемой поверхности. Гайкопистоны 3, которые закрепляются
с наружной стороны обшивки 1 специальным инструментом, уста-
навливаются обычно с шагом около 50 мм. Гайкопистоны по кон-
струкции своей головки бывают 2 типов: с потайной головкой
(рис. 22, е) для более толстой обшивки и с наружной головкой
(рис. 22, <?) для более тонкой обшивки. Кроме того, гайкопистоны
выпускаются со сквозными отверстиями (рис. 22, д) и с отверстия
ми, заглушенными снизу (рис. 22).
Установка гайкопистонов с отверстием, закрытым снизу, вы-
звана необходимостью предохранить затекание через влаги пис-
тоны внутрь несущих поверхностей. Кроме того, через них не
происходит выравнивание перепада давления, существующего над
передними кромками несущих поверхностей и под ними, что на-
людается, если установлены сквозные пистоны.
Чтобы гайкопистон, установленный в обшивке, не провэрачи-
2?
вался, на тыловой стороне его головки имеется шип (рис. 22, з),
который входит в соответствующее гнездо просверленного под
гайкопистон отверстия.
Край .протектора прижимается к обшивке винтами 4 через
дюралевую обтекаемую ленту 6, обеспечивающую плавный пере-
ход от края протектора к обшивке.
На одних 'машинах шлейф края протектора с целью плавного
перехода к обшивке наклеивается поверх обтекаемой дюралевой
ленты (рис. 22, а), а на других укороченный шлейф (рис. 22, б)
заводится под обтекаемую ленту (рис. 22, в).
Протекторы крепят к обшивке стандартными стальными вин-
тами 4 с потайной головкой.
Когда протекторов на самолете нет, отверстия гайкопистонов
следует заглушать шпилечными винтами 9, не имеющими, как
это видно на рис. 22, е, шляпок, что позволяет посадить их за-
подлицо с обшивкой.
Заделка концевых краев протекторов на обшивке носовых ча-
стей крыла и оперения показана .на рис. 23.
Уход за протекторами
Протекторы крыла и оперения, выполняемые фирмой Гудрич
из натурального каучука, подвергаются быстрому разрушению от
окисляющего действия кислорода воздуха, солнечных лучей и раз-
рядов атмосферного электричества.
От действия кислорода воздуха и солнечных лучей на поверх-
ности протекторов появляются трещины. Электрические разряды
образуют сквозные пробоины в виде проколов.
Вследствие натяжения протекторов трещины и разрывы, если
они расположены параллельно размаху, 'могут достигнуть значи-
тельной величины и вызвать нарушение аэродинамики самолета.
Чтобы предотвратить образование крупных разрывов, ремонт
которых в полевых условиях не может быть надежно выполнен,
протекторы должны систематически осматриваться, а при обна-
ружении повреждений—немедленно ремонтироваться.
Срок службы протекторов зависит также от чистоты их внеш-
ней поверхности. Моторное масло, вредно влияющее на резину,
при обнаружении должно немедленно удаляться с поверхности.
7ля смывки моторного масла допускается применять бензин, но
с условием его немедленного удаления с поверхности, не дожи-
даясь испарения. Следы бензина с обмываемой поверхности еле
дует удалять сухой тканью.
Осушение применяемых смывок до их испарения обязателоно
для всех случаев применения смывок, растворяющих резину.
Для защиты протекторов от атмосферных влияний их внеш-
нюю поверхность следует покрывать специальной американской
^мазкой пренит графит (Prenit Graphit) или отечественной смаз-
ои аэрографит Ф-6. Марка американской смазки А-56-В значит-
я спецификации фирмы Гудрич под № 029476.
1 Предохраняя протекторы от действия кислорода воздуха и
солнечных лучей, эти смазки, одновременно сообщают поверхно-
стям протекторов электропроводность, устраняя тем самым воз*
можность локализации на них атмосферного электричества.
Рис. 23. Заделка концевых краев протекторов крыла м
оперения.
1—консоли крыла н стабилизатора; 2—поотекторы консолей;
3—обтекатель стабилизатора; 4—концевой край прожектора;
5—гайкопистон; 6—проюл жая дюралевая лента; 7—дюра-
левая манжета; 8—крепежный винт.
Электропроводность поверхности протекторов следует перио-
дически проверять. Проверка производится либо американским
прибором—деталь № 39В3458, либо отечественными приборами—
электрометром Ф 7 или электрометром Ф-8.
30
Датчики приборов прикладываются к середине и концам по-
верхности по осевой линии и на краях протектора. Если оммет-
оь! американского прибора и электрометра Ф-7 показывают со-
противление защитного слоя выше 15 000 см или стрелка инди-
катора прибора электрометра Ф-8 отклоняется .меньше трех де-
лений защитную смазку на поверхности протекторов следует рос-
стансвить.
По последним сведениям, фирма Гудрич приступила к выпу-
ску нового типа протекторов, у которых срок службы внешнего
защитного слоя равен сроку службы самих протекторов.
Это однако, не исключает необходимости периодической про-
верки и возобновления защитного слоя, так как в процессе экс-
плоатации наблюдается изнашивание защитного слоя у протек-
торов и старого и нового типов. Кроме того, чисто механические
повреждения требуют периодического возобновления защитного
слоя.
Срок службы протекторов зависит от длительности их пребы-
вания на открытом воздухе. В большинстве случаев летом обле-
денение для самолета не опасно. Оно .может иметь место только
на значительной высоте, и с переходом в низшие теплые слои
воздуха, легко освободить самолет от отложившегося на нем
льда, не используя при этом антиобледенительных устройств. По-
этому во всех случаях летней эксплоатации, когда нет особых
причин для оснащения самолета антиобледенителями, протекторы
крыла и оперения на лето следует демонтировать.
При наземном обслуживании самолетов на протекторы не сле-
дует складывать инструмент, волочить по ним шланги при за-
правке баков горючим и смазочным, а также использовать пе-
редние кромки крыла и оперения в качестве опорной поверхно-
сти для стремянок, если последние не имеют резиновых губча-
тых подкладок в месте их касания к протекторам.
Помимо повреждений, вызываемых несоблюдением правил об-
служивания, возможны повреждения протекторов предметами,
увлеченными воздушной струей ст винтов.
Скопление статического электричества на поверхности протек-
торов, кроме возможного разрушения их при электрическом раз-
ряде на крыло, представляет еще пожарную опасность, если этот
пазряд происходит через .металлические детали шлангов во вре-
мя заправки самолетов горючим. Для устранения этой опасности
перед заправкой бензиновых баков следует разрядить протекто-
ры металлизированной щеткой, как показано на рис. 24. Для
предупреждения порезов протекторов при обметании их щеткой
она должна быть выполнена из мягких .металлизированных нитей.
Ремонт протекторов
Обнаруженные повреждения поверхности протекторов должны
немедленно устраняться.
Особое внимание следует уделять ремонту трещин или по-
резов вдоль протектора, так как они подвергаются значительным
31
растягивающим усилиям, возникающим при заполнении камер
сжатым воздухом ,
Холодная клейка резиновых частей протекторов удовлетвори-
тельна лишь при ремонте небольших повреждений в виде тре
щин и сквозных прорезов, не превышающих 25—30 мм.
Рис. 24. Нейтрализация статического электричества,
скопившегося на поверхности протектора.
1—протектор крыла; 2—металлизированная щетка;
3—заземление; 4—пеэнновая изоляция.
Когда повреждения по длине превышают 25—30 мм требует-
ся вулканизация. В этом случае, а также во всех случаях, когда
качество полевого ремонта сомнительно, протекторы должны
быть демонтированы и направлены в соответствующие ремонтные
части для капитального ремонта. Следует иметь в виду, что при
демонтаже поврежденного протектора с одной плоскости, нужно
одновременно демонтировать и симметричный ему протектор дру-
гой плоскости с целью сохранения аэродинамической симметрии.
Для полевого ремонта следует использовать ремонтную ап-
течку антиобледенителя, выпускаемую фирмой Гудрич под мар-
кой 04-В с надписью «В. F. Goodrich. De-icer repair kit». На
рис. 25 показана ремонтная аптечка и входящие в нее материалы
и инструменты.
Наклейку заплат на поврежденный участок следует произво-
дить клеем № 1 Cement, вложенным в аптечку. Этот клей может
быть заменен отечественным резиновым клеем № 4508.
Часто клей № 4508 выпускается в виде клеевой резины (в су-
хом виде). Приготовление из нее жидкого клея производится сле-
дующим образом: требуемое количество клеевой резины следует
нарезать меткими кусками, взять четырехкратное по весу коли-
32
• • 1’ Г I
:тво бензина и 'все это поместить на Р часов в плотно закрн*
вающийся сосуд. Время от времени клей следует перемешивать,.
После того как края заправленных кускрв резины расплывутг
ся в )су ц следует добавить еще ‘ одну весовую часть бензина
и тщательно перемешать содержимое деревянной мешалкой. Пе-
• < мешивание следует производить до момента полного растворе-
ния в бензине всей заправленной резины.
Рис. 25. Материалы и инструмент для полевого ремонта протекторов.
" 1—клей резиновый № 1 Cem.-nt; 2 —смазка пренит-графит марки А-36-В;
. 3—бензол; 4—листовая резина для заплат; 5—накрахмаленная лредо-
хранителоная ткань; 6—рабочая поверхность; 7—прорезиш иная ткань
Для заплат; 8—фанерная планка, обклеенная крупнозернистой наждачной
бумагой; 9—стандартные заплаты; 10—железная тйетка; 11—ролик; 12—
шаблон с вырезами.
Для склейки обычно применяется клей, состоящий из одной,
весовой части клеевой резины и восьми или десяти вессвых ча-
стей бензина, т. е. с .концентрацией 1 : 8 или 1 : 10. Для получе-
ния клея требуемой концентрации в изготовленный клей перед
применением следует добавить еще три—пять весовых частей
бензина и тщательно перемешать. Клеевую резину следует раст-
- рять в авиационном бензине, не оставляющем жирных пятен
..ри опробовании его на белой бумаге.
Для заделки повреждений служат стандартные заплаты, влсг
женные в аптечку В то« случае, когда величина стандартной
33
заплаты недостаточна, используется вложенная в аптечку листо-
вая резина или 'прорезиненная ткань. Первая применяется для
ремонта повреждений, направленных по растягивающим протек-
тор силам (по хорде), а вторая—им перпендикулярно (по раз-
маху).
Израсходованный запас заплат, вложенных в аптечку фирмы
Гудрич, может быть пополнен: для мелких заплат—листовой ре-
зиной толщиной 0,5 мм, для более крупных заплат—листовой ре-
зиной и прорезиненной тканью толщиной в 1 мм.
Электропроводность потертых участков и наложенных заплат
восстанавливается находящейся в аптечке американской смазкой
А-56-В или отечественной — аэрографит Ф-6.
А. Восстановление потертых и покрытых тре-
щинами участков поверхности. Для восстановления
потертого или покрытого трещинами участка поверхности про-
тектора его следует предварительно промыть мыльной водой, за-
тем осушить и наложить слой смазки пренит-графит или аэро-
графит Ф-6.
Если участок сильно потерт или имеет значительные трещины,
смазку следует наложить в два слоя с перерывом между смазы-
ваниями в 15—20 минут. Желательно защитную смазку наносить
пульверизатором.
Достаточность нанесенного слоя следует проверить электро-
метром и убедиться, что электросопротивление слоя не превы-
шает 15 000 ом.
Б. Наложение заплаты на поврежденный уча-
сток. При полевом ремонте протектора на ремонтируемый уча-
сток следует наложить шаблон 12 (рис. 25), выбрав отверстие
шаблона так, чтобы оно было несколько большим, чем габарит
накладываемой заплаты.
Назначение шаблона—предохранить от повреждений поверх-
ность протектора.
Перед наклейкой заплаты следует промыть мыльней водой
участок поверхности протектора, ограниченный отверстием шаб-
лона, смыть с участка бензолом или бензином старый слой за-
щитной смазки и удалить с него металлической щеткой внешний
черный слой поверхности. Затем обрабатываемый участок следует
зашероховатить крупнозернистый наждачной бумагой и промыть
его бензолом или бензином; удалить с заготовленной заплаты на-
клеенную на ее рабочую поверхность накрахмаленную ткань, по-
крыть эту поверхность и обработанный участок протектора соем
клея «№ | Cement» или отечественным резиновым клеем № 4508.
Спустя 10—15 минут после нанесения первого слоя на обоаба-
тываемый участок протектора нанести 2 й слой того же клея.
После просушки второго слоя на ремонтируемый участок на-
клеить подготовленную заплату и прикатать ее роликом, начи-
ная с середины заплаты. На рис. 26 и 27 показаны сперации по
наложению заплаты на поверхность снятого с самолета протек-
тора. После наклейки заплаты на отремонтированный участок
следует нанести два слоя аэрографитной смазки.
В том случае, когда протектор в месте расположения камеры
имеет сквозное повреждение, заплаты следует накладывать как
иа внешней, так и на тыловой стороне протектора.
Рис. 26. Ремонт протектора. Подготовка ремонтируемого протектора к
наложению мелкой заплаты.
1—протектор стабилизатора; 2—заплата; 3—шаблон, наложенный на под-
лежащий ремонту участок протектооа; 4—обработка ремонтируемого
участка железной щеткой.
Рис. 27. Наложение крупной заплаты на тыловую
поверхность протектора.
1—ремонтируемый протектор; 2—лигтозая заплаточная
резина; 3—прорезиненная ткань; 4—накладываемая
заплата; 5—ролик.
В. Сращивание поврежденного участка. Сра-
шивание сквозных повреждений, поевэсхотящих m длине 25—
30 .мм, в полевых условиях допускается лишь >в крайнем случае.
35
Для сращивания следует демонтировать часть прЬтёк^орй,-1 в
которую входит повреждённый участок,'1'заложить срйЩивйемке
края один на другой и прорезать наложенные друг на друга слои
так, чтобы сращиваемые края имели одинаковый контур. Проре-
зая сращиваемые края, нужно следить за тем, чтобы не повре-
дить металл обшивки передней кромки, на которой смонтирован
ремонтируемый 'протектор. Зачистив и зашероховатив на ширине
50—75 1мм тыловую поверхность сращиваемых краев, покрыть их
вместе с рабочей поверхностью подготовленной заплаты из про-
резиненной ткани тремя слоями резинового клея, выдерживая
10—15 минут каждый слой до нанесения следующего. Клей при-
менять, как было указано выше.
Подготовленную заплату уложить клеем наружу на обшивку
передней кромки так, чтобы ее средняя часть оказалась под ли-
нией сращивания, затем наложить сращиваемые края заподлицо
на заплату и обкатать оклеиваемые части роликом. После на-
клейки заплаты на тыловую сторону сращиваемого протектора,
обработать его внешнюю поверхность и подклейку по линии сра-
щивания. Затем в той же последовательности на подготовленный
участок наклеить .заплату из листовой резины толщиной в 0,75—
1 мм.
Если лротектбр имеет поперечное повреждение, пересекающее
его воздушные камеры, переход от одной камеры к другой дол-
жен быть изолирован резиновыми лентами, показанными в раз-
резе на рис. 18. В противном случае воздух, подаваемый в воз-
душные камеры, будет иметь утечку и система питания протек-
торов воздухом нарушится.
Демонтаж, летнее хранение и монтаж протекторов
В большинстве случаев на летний сезон протекторы могут
быть демонтированы с самолета и вновь установлены с наступ-
лением осенне-зимнего сезона.
Ниже приводится описание демонтажа протекторов, условий,
их летнего хранения и порядок монтажа на передние кромки за-
щищаемых плоскостей.
Подготовка к демонтажу. Перед демонтажем про-
текторов с передних кромок крыла и оперения следует:
1- Тщательно смыть мыльным раствором масло и грязь с по-
верхности протекторов. При отсутствии мыльного раствора допу-
скается применение бессвинцовистого бензина, но с условием,
чтобы поверхность после этого была насухо вытерта тканью. Про-
тирать поверхность следует осторожно, чтобы сохранить защит-
ный пренит-графитовый слой.
2. Внимательно осмотреть поверхности протекторов; благода-
ря натяжению на них хорошо заметны мелкие повреждения, тре-
щины и небольшие дыры.
3. Для Заглушки отверстий в .обшивке заготовить резиновые
уплотнители (рис. 28) или металлические накладки и пистоны
Для их крепления.
36
4. Заготовить бирки с указанием типа, (серийного номера са-
молета и участка крыла или оперения, с которого снят про-
тектор.
5. Заготовить картонные короб-
ки или фанерные ящики для уклад-
ки протекторов.
6. Ручку управления устрой-
ством, находящуюся на приборной
доске,’ повернуть в положение «Off»
и законтрить ее в этом положении.
(7. Отъединить тросики у концов
Т-образного рычага распределитель-
ного клапана, идущие к нему от
ручки управления устройством, пе-
ревязать их и закрепить.
8. Убедиться, что Т-образный ры-
чаг находится в положении «Off»
Рис. 28. Герметизация отвер-
стия в передней кромке и
концов трубопровода.
/—обшивка передней кромки;
2—'резиновая заглушка; 3—ко-
нец трубопровода, подходя-
щего к протектору; 4—герме-
тизация выходного отверстия
трубопровода.
(выключено) и законтрить его в
этом положении.
На самолетах В-25 камеоы про-
текторов сообщаются через распре-
делительный клапан не только с ли-
нией давления, но и с линией разре-
жения, от которой работают аэоо-
навш анионные приборы. Поэтому на самолете В-25 дополнительно
к перечисленным операциям следует закрыть и законтрить ава-
рийный кран (рис. 29), которым выключается из вакуумной маги-
страли воздушная сеть антиобледенителей. Кран находится на
трубопроводе между распределительным клапаном и вводом в ва-
куумную магистраль.
На самолетах В-25 более ранних серий, где аварийный кран
не установлен, для отъединени явоздушной магистрали антиоб-
леденителей от вакуумной магистрали следует:
а) отъединить от тройника отсасывающей магистрали трубо-
провод, идущий от распределительного клапана; тройник нахо-
дится в левом заднем углу штурманского отсека;
б) герметически заглушить пробкой открывшийся вывод трой-
ника;
в) для предупреждения загрязнения заглушить отъединенный
конец трубопровода.
Демонтаж протекторов. 1. Вывернуть винты и уда-
лить манжеты у концевых краев протекторов 1 (рис. 30, а).
2- Отклеить шлейфы продольных краев протекторов. Если
«плейф не отклеивается от дюралевой ленты, под край протек-
тора следует подать бензол (рис. 30, б) и после отклейки сей-
час же насухо удалить следы растворителя.
3. Вывернуть винты крепления протекторов из гайкопистонов,
заделанных в обшивке, и снять дюралевые ленты, прикрывающие
Продельные края протекторов (рис. 30, е); ленты и участки, с
которых они сняты, должны быть «помечены.
37
Рис. 29. Положение аварийного крана в воздухопро-
воде самолета В-25.
1—нормальнее 'положение ручки крана; 2—аваоийное
положение ручки крана; 3— трубопрезод к вакуумной
магистрали; 4—трубопровод ст распределител-ного
клапана; 5—контровка крана в аварийном положении.
4. Конец трубопровода, присоединенного к протектору, из-
(влечь через отверстие в обшивке передней кромки и отъединить
(рис. 30, г) ст него ниппель протектора.
5. Заглушить концы трубопровода изоляционной лентой, вве-
сти их обратно в переднюю кромку и заглушить пробкой отвер-
стие передней кромки (рис. 28).
6. Ввернуть шпилечные винты (рис. 22, е), заглушающие от-
верстия гайкопистэнов.
7. Снять резиновые ленты, наклеенные на стыках обшивки кры-
ла, смыть растворителем следы резинового клея и закрасить
стыки.
Консервация и летнее хранение протекторов
1. Для предохранения камер от зассрения заглушить резино-
выми пробками или изоляционной лентой ниппели протектора.
2. Отремонтировать поврежденные протекторы и изъять не-
годные.
3. Проверить электропроводность внешнего слоя протекторов
и, если сопротивление превышает 15 000 ом, покрыть соответ-
ствующие участки аэрографитней смазкой.
4. Обернуть изоляционной лентой выступающие наружу кон-
цы проволочной ленты.
5. Покрыть тальком тыловую поверхность снятых протекторов.
6. Свернуть протекторы в рулоны (рис. 30, д). Для этого
предварительно нужно заложить шлейф па тыловую сторону про-
ных краев протектора;
а—разборка ниппельного
соединения; д—укладка
снятого протектора.
тектора, не допуская образования складок. Свернутый в’ рулон
протектор обернуть бумагой.
7. Навесить на каждый снятый протектор соответствующую
бирку.
8. Уложить протекторы некомплектно в заготовленную тару
с учетом, чтобы во время хранения к ним не проникал свет. На
ящике надписать, откуда снят данный комплект, и, в случае, если
комплект неполный, указать, какие протекторы отсутствуют.
9. Хранить в прохладном месте.
10. Не допускать хранения протекторов совместно с химика-
лиями, бутылями с кислотами, маслами и горючим.
Под готовка к монтажу. 1. Удалить пластины и ре-
зиновые пробки, заглушающие отверстия для трубопроводов .в об-
шивке передних кромок плоскостей.
2. Вывести концы трубопроводов наружу и освободить их от
ленточной обмотки.
3. Вывернуть винты из гайкопистонов.
4. Обмыть передние кромки мыльной водой.
Рис. 31. Наклейка пре-
дохранительных! лент
на стыки листов и за-
клепочные швы.
5. Удалить краску на стыках крыла и наклеить на стыках об-
шивки и заклепочных швах киперные ленты (рис. 31).
Пр и наличии американского клея фирмы Гудрич № 1 и № 8
наклейку следует вести следующим порядком:
а) промыть бензолом место обклейки поверхности обшивки;
б) нанести слой клея Гудрич № 8 и дать (полностью испа-
риться его растворителю;
<в) нанести следующий слой клея, состоящего из 50% клея
№ 1 и 50% клея № 8, и дать растворителю испариться;
г) покрыть сверху одним слоем клея № 1;
д) покрыть двумя слоями того же клея резиновую ленту, дав
клею просохнуть после первого и после второго покрытий;
е) наложить ленту на подготовленную поверхность и произ-
водить склейку, выжимая воздух из-под наклеиваемой ленты.
При отсутствии американского клея можно применить отече-
ственный клей: вместо клея № 8 применяется отечественный, сов-
40
преновый клей № 4; вместо клея № 1—отечественный кле<)
№ '4508, являющийся обычным резиновым клееМ, изгЬт^влейныМ,
из натурального каучука.
При отсутствии совпренового клея № 4 приклейку киперной
ленты к металлической обшивке можно выполнить эмалитом пер-
вого покрытия.
6. Чтобы обшивка не изнашивалась, наклеить на нее изоля-
ционные .центы в местах касания дюралевых лент, прикрываю-
щих продольные верхние и нижние края протекторов. Порядок
наклейки аналогичен описанному в предыдущем пункте.
7. Надеть на ниппели протекторов дюритовые шланги и гер-
метично закрепить их проволокой.
8. Тщательно очистить и покрыть тальком поверхности перед-
них кромок, подлежащие обтяжке протекторами.
9. Расконтрить установленную на приборной доске пилота
ручку включения антиобледенительного устройства крыла и опе-
рения и соединить отходящие от ручки тросики с концами Т-об-
разного рычага воздушного распределительного клапана.
На самолетах В-25 более ранних серий, где аварийный кран
отсутствует, а камеры протекторов сообщаются через воздушный
распределительный клапан не только с линией нагнетания, но и
с линией разрежения, дополнительно к перечисленным операциям
следует:
а) удалить заглушку тройника вакуумного трубопровода, ко-
торый находится в заднем углу штурманского отделения;
б) удалить изоляционную ленту с конца трубопровода, иду-
щего от распределительного клапана к тройнику вакуумной ма-'
гистрали;
в) конец трубопровода, освобожденный от изоляционный лен-
ты, подсоединить к открытому отверстию тройника.
На самолетах В-25 более поздних серий включить аварийный
кран, как показано на рис. 29, и законтрить.
'Монтаж протекторов. Монтаж протекторов на перед-
них кромках плоскостей следует производить в следующем по-
рядке:
1. Соединить с ниппелями протекторов выведенные наружу
дюритовые шланги концов трубопровода. Тип соединения пока-
зан на рис. 19 и 20.
2. Винты приспособления, имеющие развитую головку, ввер-
нуть (через один) в гайкспистоны верхней и нижней поверхно-
стей. Надеть на винты верхней поверхности передней кромки со-
ответствующий край протектора и продольную дюралевую ленту
(рис. 32).
3. Ввернуть в промежуточные свободные гайкопистоны по-
стоянные винты крепления. Винты крепления следует ввертывать
так, чтобы край ленты вдавился в резину края протектора. Вин-
ты сильно затягивать необязательно, так как натяжение протек-
тора не дает им вывертываться.
4. Нанизать другой боковой край протектора на соответствую-
щие винты приспособления нижней поверхности передней кромки
41 .
(рис. 33), надеть дюралевые ленты и закрепить этот край по-
стоянными винтами (рис. 34).
Применяемый при этом инструмент показан на рис. 35.
Рис. 32. Монтаж края протектора.
а—край протектора; б—шлейф; в—винт-приспособле-
ние; г—гайкопистои.
5. Немедленно после монтажа протекторов произвести предва-
рительное опробование их работы при давлении в системе не выше
0,35 кг/см2; опробование необходимо п"я того, чтобы сообщить
Рис. 33. Натяжка нижнего края
протектора.
а—край протектора; б—крючок;
в—направляющая.
Рис. 34. Установка постоянных вин-
тов крепления.
протекторам правильную посадку и освободить от повышенного
напряжения эластичные полосы, подвергающиеся при монтаже
значительному растяжению.
42
6. Приклеить шлейфы к поверхности дюралевых лент. Поря-
док клейки аналогичен описанному в п. 5 предыдущей главы.
7. Закрасить обшивку у краев протекторов, чтобы воспрепят-
ствовать затеканию масла под шлейф.
Примечание На ряде самолетов шлейф вместе с (Краем протектора
заводится под дюралевую ленту, как показано на рис. 22.
При установке протекторов, не бывших в употреблении, пе-
ред монтажей следует выполнить следующие операции:
1. В краях протекторов пробить просечкой отверстия диам.
3,5 мм в соответствии с расположением гайкопистонов. При этом
нужно строго следить за тем, чтобы отверстия располагались ка-
сательно к завулканизированной в краях протектора проволочной
ленте.
Рис. 85. Инструмент, применяемый
при монтаже протектора.
а—крючок; б—направляющая.
2. Покрыть защищаемую поверхность передней кромки и ты-
ловую поверхность накладываемого протектора слоем талька,
смешанного с бензином. После полного испарения бензина на
окрашенной шоверхности остается тонкий равномерный слой таль-
ка, предупреждающий протектор от изнашивания во время ра-
боты устройства.
В остальном подготовка к монтажу и монтаж новых протек-
торов производится вышеописанным способом.
Опробование системы
Опробовать систему можно от постороннего источника сжатого
воздуха и от вакуумных помп при работающих моторах. В первом
случае давление сжатого воздуха должно быть отрегулировано
на 0,65 кг/см2.
Чтобы подключить посторонний источник следует удалить за-
глушку в кране ввода в воздушную магистраль этого источника
и присоединить посторонний источник к крану.
На самолетах С-47 кран включения постороннего источника
сжатого воздуха расположен в правой мотогондоле за обратным
клапаном (рис. 36), а на самолетах В-25 (рис. 37) кран нахо-
дится в воздухопроводе от левой вакуумпомпы, между обратным
и распределительными клапанами на входе в переднюю кромку
центроплана. Для включения ручку крана следует поставить в
положение «Down» (вниз). На самолетах В-24 этот кран нахо-
дится в первой мотогондоле, вблизи лонжерона крыла.
43
Опробование системы следует вести в следующем порядке:
1. Повернуть ручку управления системы в положение «Оп»
Рис. 36. Положение крана подключения наземного
источника сжатого воздуха в правой мотогондоле
самолета С-47.
/—трубопровод от распределительного клапана; 2—
кран подключения наземного источника сжатого воз-
духа; 3—трубопровод к обратному клапану.
Рис. 37. Кран подключения наземного источника сжатого
воздуха и обратный клапан самолета В-25.
J обратный клапан; 2—кран подключения; 3—
пробка крана.
(включено), открыть кран магистрали постороннего источника
сжатого воздуха и наблюдать по манометру давление в воздуш-
ной магистрали антиобледенительной системы. . Л *
В течение периода, который длится 40 секунд, манометр дол-
жен показывать переменное давление, которое пять раз в тече-
ние цикла достигает максимума в 0,5 кг/см2. Если давление по
манометру превосходит 0,6 кг/см2, систему надо немедленно вы-
ключить—закрыть кран включения постороннего источника сжа-
того воздуха и повернуть ручку управления всей системы в по- ’
ложение «Off» (выключено).
2. Если давление в системе превышает максимум, его следует
снизить до требуемого в 0,5 кг/см2. Регулировку давления про-
изводят редукционным клапаном, вмонтированным в дополни-
тельный сепаратор.
3. Наблюдать пульсацию протекторов при включенной системе.
В течение цикла (40 секунд) каждая группа камер должна
находиться в заполненном (вздутом) состоянии 8 секунд.
, ВАКУУМНЫЕ ПОМПЫ
На самолетах С-47, В-24 и В-25 сжатие и разрежение возду-
ха, циркулирующего в антиобледенительной системе, производят
вакуумные помпы ротативного типа фирмы Песко.
Каждый из указанных самолетов обычно оснащен двумя ва-
куумными помпами с расчетом по одной помпе на мотор. На са-
молете В-24 помпы установлены на моторах левого крыла.
Вакуумные помпы в основном предназначены создавать раз-
режение, требующееся для работы ряда аэронавигационных при-
боров. По этому .признаку они и получили наименование вакуумг
ных.
Сторона выхлопа ранних серий вакуумных помп не имела
применения, и нагнетаемый ими воздух без использования выбра-
сывался в атмосферу. С появлением антиобледенительных уст-
ройств системы Гудрич начал использоваться и выхлоп вакуум-
ных помп.
Фирма Песко в настоящее время выпускает несколько типов
вакуумных помп, которые различаются между собой назначе-
нием, величиной и производительностью.
Одни помпы предназначены только для аэронавигационных
приборов с производительностью до 120 см3 за оборот, а другие •
одновременно обеспечивают и аэронавигационные приборы и ра-
боту антиобледенителей. Их производительность значительно
превосходит производительность первых и достигает 350 см3 в
один оборот.
На рассматриваемых самолетах установлены помпы: В-7, В-12,
в-13 модель ЗР-207 или В-8 модель ЗР-211- Все помпы этих ти-
пов имеют непосредственный привод от моторов.
45
Одинаковые по принципу своего действия и сходные кон-
структивно помпы В-7, В-8, В-12 и В-13 различаются между со-
бой производительностью и конструкцией деталей, главным обра-
зом, габаритами фланцев и муфт сцепления с мотором.
Рис. 38. Внешний вид вакуумных помп фирмы Песко.
а—вакуумная помпа Песко модель ЗР-207, типы В-3, В-7, В-12,
В-13; б—вакуумная помпа Песко модель ЗР-211, типы В-4, В-8.
На рис. 38 представлен внешний вид моделей помп ЗР-207 и
"ЗР->211. Их основные характеристики следующие:
Модель ЗР-207, типы В-7, В-12 и В-13.
П роизводительность:
235 см3 за один оборот;
220 л/мин—при 1500 об/мин, 100 мм рт. ст. разрежения на
стороне всасывания и 25 мм рт. ст. давления на стероне выхлопа;
280 л/мин—при 2250 об/мин, 100 мм рт. ст. разрежения на
стороне всасывания и 400 мм рт. ст. давления на стороне выхлопа.
Расход .масла от 75 до 150 см3/час при 3750 об/мин и 175°С
температуры воздуха на выходе из помпы.
Модель ЗР-211, тип В-8. 1
П роизводительность:
360 см3 за один оборот;
475 л/мин при 2259 об/мин, 100 мм рт. ст. разрежения на сто-
роне всасывания и 350 мм рт. ст. давления на стороне выхлопа.
Расход масла от 75 до 190 ом3/час при 3750 об/мин и 165°С
температуры воздуха на выходе.
Максимальное разрежение, создаваемое помпами обеих моде-
лей,—250 мм рт. ст.
Максимум оборотов, при котором напряженность элементов
еще допускает длительную работу помпы, составляет 4500 об/мин.
Все помпы этих типов одинаково работают при любом напра-
влении их вращения.
46
На графике рис. 69 'приведены основные характеристики помп
серии ЗР-207; в зависимости от числа оборотов показаны произ-
водительность, соответствующий расход масла, температура вы-
ходящего из помп воздуха и 'потребляемая помпой мощность. Ха-
рактеристики даны для значения разрежения воздуха на входе
в 100 мм рт. ст. и значений давлений да выходе в 125, 400 и
600 мм рт. ст.
Рис. 39. Основные ха-
рактеристики помп
ЗР-207 (типы В-7, В-12,
В-13) при разных режи-
мах разрежения воздуха
на входе в помпу и да-
вления воздуха на вы-
ходе из помпы. 1
I — производительность
помпы; 2~ нагрев воз-
духа в помпе; 3—расход
масла в помпе; 4—по-
треиляемая ним.Юа мощ-
ность.
________Разрешение на Входе 100 мм рт ст.
Давление на Выходе 400мм рт ст.
-------Разрешение но Входе 100мм рт ст
Давление на Выходе 500мм рт ст.
На графике (рис. 40' ‘Приведены аналогичные характеристи
ки для серии помп ЗР211 при свободном выхлопе и np:t задан-
ных клапанами значений разпежения на всасывании в
250 ‘мм рт. ст. Там же приведена кривая давлении на
воздуха из помпы. _______
Эти кривые характеризуют помпы серии ЗР-211 как вакуумные.
47
г , , з .... л ... , , . ( :
На,-графике |(РЯС‘ 41) ‘Приведены характеристики для цом»>
выходе в 400 и 500 мм рт. ст. Эти кривые
серии 211 как нагнетательные.
характеризуют помпы.
Принцип действия вакуумных помп
Все вакуумные помпы Песко лопастные, ротативного типа, ра-
ботают по одному принципу, ехема которого приведена на рис. 42.
В корпусе 1 помпы запрессован стальной цилиндр 2, в кото-
ром вращается эксцентрично расположенный ротор 3. В пазах,
идущих параллельно оси, ротор несет подвижные взаимно пер-,
пендикулярные пластины 4, которые рассекают внутренний объем
между ротором и цилиндром на четыре камеры разной емкости.
48
На рисунке (можно проследить циркуляцию воздуха, возни-
кающую в помпе при вращении ротора.
При перемещении пластины из вертикального в горизонталь-
ное положение (направление показано на рисунке стрелками)
емкость камер справа от пластины будет увеличиваться и заме-
щаться воздухом, поступающим извне под действием атмосфер-
ного давления.
Рис. 41. Основные характеристики помп ЗР-211 (типы
В-4, В.8) при свободном входе воздуха в помпу и
разных режимах давления воздуха иа выходе.
i—производительность помпы; 2—нагрев воздуха в
помпе; 3—расход масла; 4—-потребляемая мощность.
В то же время объем камер слева от рассматриваемой пла-
стины уменьшается и находящийся в них воздух выталкивается
наружу
49
Так как яри вращении ротора объем камер (справа и слева)
меняется непрерывно, то в процессе работы помпы в нее будет
непрерывно поступать воздух через правое, впускное отверстие 6
и выталкиваться через левое, выходное отверстие 5.
Рис. 42. Принципиальная схема ва-
куумной помпы Песко.
1—корпус; 2—внутренний цилиндр;
3—ротор; 4—пластины; 5—выходное
отверстие; б—входное отверстие.
Уровень разрежения и давления в воздушных магистралях,
сообщающихся с вакуумпомпами, устанавливается редукционны-
ми клапанами, отрегулированными в соответствии с назначением
вырабатываемого помпами воздуха.
Описание вакуумных помп
Конструктивная однотипность помп моделей 207 и 211 позво-
ляет объединить их описание с указанием лишь основных раз-
личий.
На рис. 43 приведена конструктивная схема вакуумной пом-
пы серии 207, а на рис. 44, 45 и 46—детали помп серий 207 и 211.
Алюминиевый корпус 1 (рис. 43), отлитый заодно с устано-
вочным фланцем 21, имеет входной и выходной выводы 22 с резь-
бой Бриггса под переходную арматуру, масляные каналы 23 и
ряд крепежных и сливных отверстий.
'Маслопитание помпы осуществляется через одно из двух вход-
ных отверстий 24 масляных каналов корпуса или через одно из
четырех входных отверстий каналов 25 во фланце корпуса.
Мотор в месте привода помпы обычно имеет отверстие, через
которое масло мотора поступает в одно из четырех отверстий в
установочном фланце. Наличие четырех фланцевых отверстий,
расположенных симметрично, позволяет наиболее удобно распо-
лагать помпу на моторе. Входные отверстия 24 в корпусе помпы
используются в том случае, когда масло в помпу приходится по-
давать по специальному трубопроводу. Обычно эти отверстия
имеют аЛ" резьбу Бриггса и заглушаются пробками. Нижнее от-
верстие корпуса 'помпы, также заглушенное пробкой, использует-
ся при набивке шейки помпы консистентной смазкой.
ц<роме отверстий для масла, фланец помпы имеет четыре от-
верстия 26 под шпильки крепления к мотору. Различия в устано-
вочных фланцах и расположении отверстий в них ограничивают
взаимозаменяемость помп.
Рис. 43. Конструктивная схема вакуумной помпы Песко.
1—корпус; 2—внутренний цилиндр; 3—шпилька; 4—ротор; 5—передний
подшипник; 6—задний подшипник; 7, 8—лопатки ротора; 9—крышка кор-
пуса; 10—прокладка; 13—калиброванная игла; 15—калиброванное коль-
цо; 16—контровочная штилька; 18—муфта сцепления; 20—контровочное
кольцо; 21—фланец корпуса; 22—вывод; 23—канал для масла; 24—ввод
Для магла; 25—ввод для масла во флалце; 26’—крепежное отверстие;
27—передняя сеj ротора; 29— корпус муфты сцепления; 30—обойма муфты.
Детали 11, 12, 14, 17, 19 и 28 на рисунке не показаны.
В корпусе помпы впрессован закаленный стальной цилиндр 2,
имеющий ряд входных и выходных окон. Цилиндр контрится в
корпусе шпилькой 3.
Внутри цилиндра эксцентрично его оси помещается стальной
акаленный ротор 4, на концах оси которого сидят шариковые
одшипники 5 и 6. Ротор имеет четыре прореза, в них переме-
щаются стальные фасонные пластины. Выступающие наружу ча-
ти пластин образуют четыре лспатки 7 и 8, которые своими за-
кругленными краями касаются внутренней поверхности стально-
51
В помпах с большими нагрузками лопатки выполнены в виде
сквозных пластин. Это потребовало специальной профилировки
внутреннего диаметра цилиндров 2. В противном случае эксцен-
Рис. 44. Детали вакуумной помпы серий 207 и 211.
1—корпус помпы; 2—стальной внутренний цилиндр; 3—стопорная шпиль-
ка; 4—ротор; 5—передний шариковый подшипник; 6—задний шарико-
вый подшипник; 7—пластина; 8—пластина; 9—крышка помпы; 10—про-
кладочное кольцо; 11—'винты крепления крышки; 12— установочная
шпилька; 13—калиброванная игла; 14—шплинт; 15—калиброванное коль-
цо; 16—контровочная шпилька; 17—прокладка; 18—муфта сцепления.
тричное расположение ротора не позволило бы обеспечить касд
ние краев пластин к внутренней поверхности цилиндра, что зна
чительно понизило бы производительность помп.
Рлс. 45. Детали вакуумной помпы серин 211.
1—18—см. рис. 44; 19—шайбы; 20—контровочное кольцо.
Помпы с небольшими нагрузками, предназначенные для и*
служивания только аэронавигационных приборов, имеют 4 о'
52
дельные, не связанные ’Между собой лопатки, которые при вра-
щении ротора разгоняются центробежной силой.
Передняя ось 27 ротора сидит в шейке корпуса, задняя—в вы-
точке крышки 9, крышка через прокладку 10 крепится к корпусу
винтами И (рис. 44).
Для точности посадки крышка помпы имеет установочную
шпильку 12, которая входит в соответствующее гнездо в заднем
терце корпуса. В центре крышки корпуса посажена калиброван-
ная игла 13, она контрится шплинтом 14.
Рис. 46. Детали муфты сцепления.
1—корпус; 2—переднее упорное кольцо; 3—переходная втулка; 4—
амортизационная пружина; 5—заднее упорное кольцо.
При установке крышки на корпус калиброванная игла входит
в калиброванное кольцо 15, имеющееся в конце задней оси ро-
тора. Кольцо 15 контрится шплинтом 16, который скрыт вадним
шариковым подшипником 5.
Величина зазора между калиброванной иглой 13 и кольцом 15
определяет количество масла, поступающего в помпу. Путь мас-
ла при этом следующий: масло из мотора через одно из отвер-
стий 25 во фланце корпуса поступает в кольцевую полость шей-
ки корпуса. Отсюда по вертикальному каналу в корпусе оно под-
нимается в верхний горизонтальный канал и спускается по вер-
тикальному каналу в крышке к калиброванной игле. Через от-
верстие в игле и зазор между нею и кольцом масло проникает
внутрь помпы и смазывает все ее трущиеся элементы.
Нормальная работа помпы в значительной мере зависит от
качества и обильности смазки ее трущихся поверхностей. Это об-
стоятельство усложняет использование вакуумных помп для анти-
обледенительных систем типа Гудрич; в воздушной магистрали
требуется установка ряда фильтров для предохранения камер
протекторов от заноса масла, вредно влияющего на резину.
Расход масла у переднего подшипника вакуумных помп в
большей степени зависит от плотности посадки соединительной
*’Уфты и местного разрежения, возникающего в месте сцепления
Помпы с мотором.
В помпах последних выпусков достаточное уплотнение дости-
гается соответствующей набивкой узла сцепления, не требующей
замены консистентной смазкой.
:.3
В более ранних выпусках помп, встречающихся и сейчас в
эксплоатации, к передней шейке ротора подается сжатый воздух»
чем ликвидируется отсос масла через шейку.
На схеме рис. 47 показано положение каналов, сообщающих
зоны давления и разрежения помпы с передней шейкой. Один из
этих каналов заглушается специальной пробкой, имеющей над-
пись «Suet». Пробка второго канала, как это видно на схеме, не
препятствует сообщению зоны давления помпы с рассматривае-
мым участком шейки.
И5»»
< '*
3 2 I
Рис 47. Перекрытие канала
всасывания у шейки помпы.
1—корпус помпы;?—передний под-
шчпник; 3—пробка .Suet" пере-
крытия канала всасывания; 4—
втулка; 5—ротор помпы; 6—цилиндр
помпы; 7—пробка на линии давле-
ния; 8 — муфта сцепления.
Наличие двух каналов вызвано тем, что зона давления мо-
жет перемещаться из правой половины помпы в левую, и наобо-
рот, в зависимости от выбранного направления вращения ротора.
Поэтому при установке вакуумных помп следует отметить на-
правление вращения ротора и убедиться, что пробка с надписью
«Suet» закрывает канал на стороне всасывания.
Ротор вакуумных помп сцепляется с ведущим валиком мото-
ра муфтей 18 (рис. 45), которая надевается на переднюю ось ро-
тора и контрится кольцевой пружинкой 20.
Муфты сцепления рассматриваемых помп различаются между
собой конструкцией пружин, смягчающих сцепление.
Муфта сцепления (рис. 46) имеет стальной закаленный кор-
пус 1. В обойму муфты входят: переходная втулка 3 с внутрен-
ним гнездом под хвостовик ротора и наружным упором под пру-
жину; переднее 2 и заднее 5 кольца сцепления, которые своими
шипами входят в соответствующие шпоночные пазы корпуса 1,
и амортизационная пружина 4, смягчающая передачу вращения
от привода мотора к ротору помпы.
Описываемые помпы имеют много сходных элементов, позво-
ляющих в ряде случаев взаимозаменять близкие друг к другу
типы помп. То же относится и к отдельным деталям помп. На
рис. 48—51 приведены габаритные схемы помп. Спецификацион-
ные номера их деталей приведены в табл. 1.
54
/44,5
Рнс. 48. Габаритная схема вакуумной помпы В-7 (3P-207-I). Спецификация деталей приведена в табл.
Рис. 49. Габаритная схема вакуумной помпы В-8 (3-211-1). Спецификация
деталей приведена в табл. 1.
Рис. 50. Габаритная схема вакуумной помпы В-12 (ЗР-207-1А).
Спецификация деталей приведена в табл. 1.
СП
Рис. S1. Габаритная схема вакуумной помпы B-13/3P-62a(207-L'). Спецификация деталей приведена в табл.
58
Таблица 1
Спецификация помп Песко (к рис. 48-51)
№ п/п.
Наименование
Т-пы "ОМП
английское русское ЗР-2ОГ-1 В-7 3P-211-L3P- 07-1А В-8 | В-12 ЗР-625 (2O7-LA) В-13
1 Screw Винт 230-34 211-17 194-21 194-21
2 Dowel Шпилька 172 24 172-24 172-24 172-34
3 Wire Проволока 172-27 172-27 172-27 172-27
4 Cotter pin Шплинт 177-19 177-19 177-19 177-19
5 Screw Винт 191-21 — — —
6 Washer Шайба 194-22 181-22 194-22 194-22
7 Anchor pin Шпилька 172-12 211-9 172-12 172-12
8 Gasket Прокладка 207-13А 211-15А 207-13 207-13
9 Gasket м 207-13 211 15 207-13А 207-13А
10 Bearing Подшипник 172-21 211-20 172-21 172-21
11 Cover Крышка 207-25 211-47 207-25 207-25
12 Sleeve Цилиндр 207 10 211-3 207-10 207-10
13 Kotor Ротор 207-3 211-4С 207-3 207-ЗА
14 Blade Пластина 207-5 211 7-8 207-4 5 207-4-5
15 Pin Шпилька 207-9 211-10 207-9 207-9
16 Metering pin Калиброванная 207-6 207-6 207-6
ИгЛа 207-6
17 Collar Калиброванное
кольцо 207-8 207-8 207-8 207-8
18 Plug Пробка М 40Э-18А М 400-18А М-400-18Х М-4ОО-16А
19 Body assembly Корпус 207-15С 211-42-В 207-15С 207-15F
20 Bearing Подшипник 177-23В 211 18В 177-23В 177-23В
21 Snap ring Пружинное коль- 211-41 202-6
цо 202-6 -—
22 Gasket Прокладка 194-20 211-21 194-20 211-21
23 Coupling Муфта сцепления 194-29-В 211-11D 194-29-В 207-16D
24 assembly Plug Пробка М-400-18 М-400-18 М-400-18 —
25 Wire 1 Проволока 172-27А 1 — 172-27А
59
Монтаж помпы на мотор
Выбор положения помпы на моторе определяется удобством
компоновки и монтажа подходящих к ней трубопроводов.
На рис. 52 показано положение помпы на моторе самолета
С-47В. Перед установкой помпы следует снять защищающую
•фланец деревянную колодку и находящуюся под ней уплотнитель-
ную прокладку. Фланец тщательно очистить. Удаляя деревянную
колодку с фланца, необходимо следить за тем, чтобы не повре-
дить уплотнительной прокладки.
Рнс. 52. Установка вакуумной помпы на моторе са-
молета С-47В.
1—линия всасывания; 2—кпышка помпы; 3—линия
давления; 4—монтажный фланец помпы.
При условии питания помпы маслом через одно из отверстий
ео фланце это отверстие должно быть прочищено. Затем следует
убедиться, что масло без затруднений проходит из канала флан-
ца в каналы корпуса.
Провертыванием от руки проверить свободное вращение ро-
тора и отметить входное и выходное отверстия помпы. При этом
следует убедиться, что отверстия соответствуют направлению вра-
щения приводного валика мотора.
Нанизать на шпильки привода мотора уплотнительную про-
кладку с таким расчетом, чтобы одно из ее отверстий, предназ-
наченное для прохождения масла, совпало с соответствующим
отверстием в моторе. Надеть на шпильки фланец помпы, навер-
нуть на них крепежные гайки и законтрить проволокой.
60
При этом обязательно нужно следить, чтобы одно фланцевое
входное отверстие для масла совпадало с питающим отверстием
в моторе (рис. 53).
Рис. 53. Установка вакуумной помпы на моторе
самолета В-25.
1—вакуумная помпа; 2—фланец вакуумной помпы;
3—прокладка; 4—монтажный фланец привода; 5—
шпилька крепления; 6—моторный валик сцепленкя;
7—соответственные отверстия маслопитания помпы,
прокладки и привода мотора.
Если в приводе мотора выводное отверстие для масла отсут-
ствует, уплотнительную прокладку следует установить так, что-
бы она закрыла соответствующие выводные отверстия во флан-
це. В этом случае питание помпы маслом производится по труб-
ке через один из верхних вводов в корпусе помпы.
Демонтаж помпы с мотора производится в обратном порядке.
Причем отверстие в моторе для (вывода масла к вакуумпомпе
нужно обязательно заглушить.
Уход за вакуумными помпами
Для обеспечения нормальной и безотказной работы вакуум-
ных помп их необходимо подвергать периодическому осмотру,
текущему и капитальному ремонту согласно регламенту.
При периодических осмотрах помпу следует демонтировать,
'промыть, разобрать и проверить зазоры между трущимися дета-
лями. Износившиеся детали заменить или отремонтировать.
Разборка и осмотр. Для того чтобы разобрать помпу,
'следует вывернуть шесть винтов, крепящих крышку, и осторож-
но снять ее. При этом не разрешается заводить инструмент в за-
зор между крышкой и корпусом, так как можно повредить про-
61
кладку. Крышку вместе с ротором легко вынуть из корпуса, если
слегка ударить терцем муфты сцепления о стол. После того как
•ротор вместе с помещенными в нем пластинами вынут, съемка
•крышки не представляет трудностей.
Муфта сцепления свободно сидит на хвостовике ротора. Что-
бы снять ее, следует резко ударить о торец деревянным молот-
ком, завести в зазор между муфтой и подшипником инструмент
и осторожными ударами по нему сдвигать муфту. Пластины из
прорезей ротора удаляются путем их взаимного смещения.
При снятии подшипников ротор следует установить торцом на
опорное кольцо с внутренним диаметром, превышающим на 3—
‘5 мм наружный диаметр подшипника. Затем через латунную или
•алюминиевую пластину, вставленную в прорезь, слегка ударять
то подшипникам. Пластина должна быть длинней прорези на
20—30 мм.
Чтобы удалить калиброванную иглу из крышки помпы, сле-
дует вынуть контрящий ее шплинт.
Калиброванное кольцо легко вынимается после расшплинтов-
ки. Шплинт обнажается после того, как с оси ротора снят зад-
ний подшипник.
Рис. 54. Зазоры между соприкасаю-
щимися деталями помпы.
1—2—ротор — пластина; 3—4 — ци-
линдр—пластина; 5—6—втулкз—под-
шипники; 7—8—ось ротора—под-
шипник; 9—10—отверстие в крыш-
ке—калиброванная шпилька; 10—
17—калиброванное кольцо—калибро-
ванная шпилька; 12—13—торны ро-
тора и лопатск—выточка под них
в корпусе; 15—16—вт'-лка—пэлш-п-
ник; 17—18—ось—подшипник; D—
расстояние между касательными к
калибрам.
Для удаления стального цилиндра, запрессованного в корпус,
помпу следует нагреть до 120°С и при этой температуре произ-
водить съемку цилиндра. Нагрев должен быть равномерным и
62
^ожет быть выполнен в масляной ванне. Перед разборкой сле-
дует вынуть шпильку, которая законтривает цилиндр в корпусе.
Контровочная шпилька заделана в корпусе вблизи верхнего мас-
ляного канала на фланце крепления крышки.
Все детали помпы, кроме переднего подшипника, после раз-
борки должны быть тщательно промыты в соответствующем рас-
творителе и высушены. Передний подшипник промывать не сле-
дует, так как он уплотнен консистентной смазкой, не требующей
замены.
После промывки детали следует внимательно осмотреть и
промерами установить износ трущихся частей. Допуски новых
деталей и их допустимые зазоры в местах соприкосновения
(рис. 54) приведены в табл. 2 и 3. Для проверки размеров зуб-
цов хвостовика муфт сцепления и определения их износа сле-
дует замерить расстояния между касательными и калибрам (диа-
метром 2,19 мм или 0,086"), уложенным ме,хду зубцами, как по-
казано на рис. 54.
Если износ деталей превышает допускаемые пределы, детали
следует восстановить или сменить.
Таблица 2
Допуски новых деталей помп В-7, Р-8, В-12
I М> л/п. 1 Наименование Помпы В-7 и В-12 Помпа В-8
размеры, мм допуски, мм размеры, мм допуски, 1 мм
МИНИМУМ макси- мум минимум макси- мум
1 Прорезь ротора 2,41 2,44 0,03 2,41 2,44 0,03
2 Толщина и ia тины 2,37 2,39 0,^2 2,37 2,39 0.02
3 Шигина ила. Тины 69,69 69.77 0,08 82,39 82.47 0,08
4 Внутренний диам, цилиндра . 69,87 69,92 0,05 82 62 82.63 0,01
5 Вну,ренн й ди м. втулки . . 50,80 50,81 0,01 53,91 53.98 0.01
6 Н рижный диам. но шинника 50,79 50,80 0,01 51.УЗ 53,96 0.03
7 Наружный шам- оси .... 25,3ч 25,40 0,01 25,57 28.58 0,01
8 Внутренний диам. подшипника 2>,39 25,40 0,01 28,56 28,->7 0, 1
9 Вну|ренний Д| м. К1ЫШКИ . . 7,92 7,93 0,01 7,92 7,93 0,01
10 Наружный диам. калиброван- 7,98 0,01
ной иглы 7,97 7,98 0,01 7,97
11 Внутр нинй диам. калиброван- 8,00 0,01
12 НОЮ КО 1ЬЦ- 7.99 8.0G 0,01 7,99
П- m । ц лиадра , . . 76,27 76,30 0,03 101,61 101.67 0.03
13 Длин» ротора 76,18 76,19 0.01 101,57 101,60 и,03
14 15 Длина ил стины 76,18 76.20 0.02 101.52 1> 1,54 0.02
Внутренний диам. нтулки . . 35,00 35.02 0.(2 40,00 40.U1 0,01
16 Наружный диам подшипн 'ка 34,99 35,00 0,01 39.98 39,99 0,* I
17 Нару ж ый Ди м <>< и onio а . 14.99 15,00 0,01 16.99 17,00 0,01
18 Внчр, нннди-м. подшипника 15,00 15,01 0.01 17.(0 Н.01 0,01
19 ХоОсювик 12-усцовшй . . . 1й,06 18,22 0,16 13,Оэ 18,22 0,16
63
Таблица 3
Допустимые зазоры в помпах В-7, В-8, В-12, мм
Помпы В-7 В-12 В-8
3 эХ . 3 S э= »Х . 3
№ соприкасающиеся детали • Я S JQ Я Ч X ЕХ ф X X X ч га га iS X ч х го X «=г ф сх X X -С X го го
зазора \ X ж U Z Ж ж ж S 31
1-2 Ротор-пластина 0,02 0,05 0,08 0,02 0,07 0,10
3-4 Пластина-цилиндр .... 0,10 0,23 0,28 0,15 0,23 О.>7
5-6 Втулка-no нимоника . . . 0,00 0,02 0,06 0,01 0,05 0,06
7-8 Ось-подшипник 0,01 — 0,02 0,01 — 0,02
9-10 Крышка-калибр, игла . . 0,05 0,04 — 0,05 0,04 —
10-11 Игла-кольцо • 0,01 0,02 0,03 0,01 0,02 0,03
12-13 Цилиндр, ротор, пластина 0,04 0,(6 0,17 0,04 0,06 0,17
15-16 Втул ка подшипника . . . 0,00 0,03 0,06 0,00 0,03 0,06
17-18 Ось-подшипиик 1 0,00 0,01 0,02 0,00 1 0,01 0.02
Определив износ деталей, следует установить состояние по-
верхности ребер пластин. Если они недостаточно гладкие или
имеют царапины, их следует отполировать.
Если обнаружится жесткость хода подшипников, их следует
заменить. Жесткость выявляется проворачиванием от руки вну-
тренней обоймы относительно наружной.
Если износ калиброванной иглы и кольца превышает допу-
скаемые пределы, их следует заменить, так как от степени за-
зора между ними зависит расход масла.
Игла и кольцо восстановлению и ремонту не подлежат.
В муфте сцепления следует проверить целость внутренних
пружин. Если одна из них лопнула, то следует заменить весь на-
бор пружин. Новую обойму в муфте закрепляют обжатием краев
корпуса на токарном станке и чеканкой в нескольких местах по
окружности края.
Сборка. После осмотра всех деталей и устранения обнару-
женных дефектов перед сборкой помпы следует еще раз проме-
рить все детали и убедиться, что их зазоры не превосходят до-
пускаемые пределы.
Посадка цилиндра в корпус производится при нагреве до
120°С. При посадке необходимо следить, чтобы соответствующие
отверстия в корпусе и цилиндре под контровочную шпильку совпа-
ли. Когда шпилька войдет на место, отверстие вокруг ее головки
следует расчеканить.
Особо осторожно нужно устанавливать калиброванную иглу в
центральное отверстие крышки и надевать крышку на корпус.
Надо следить, чтобы калиброванная игла вошла в кольцо, а уста-
новочная шпилька—-в соответствующее гнездо фланца корпуса.
После сборки помпы ротор следует провернуть от руки и убе-
диться в легкости его хода. Если ротор не проворачивается, пом-
ну надо разобрать, проверить и вновь собрать.
64
Стендовые испытания вакуумной помпы
Установка для испытаний. Ремонтные базы, в ко-
торых производится разборка, осмотр и капитальный ремонт ва-
куумных помп Песко, должны быть оборудованы специальным
стендом, на котором можно проводить проверочные испытания
отремонтированных помп.
Рис. 55. Установка для стендовых испытаний помп.
I—электромотор; 2—вакуумная помпа; 3—редуктор;
4—трубка Вентури; 5—водяной манометр; 6, 7—ртут-
ные манометры; 6—перекрывной кран на линии вса-
сывания; 9—перекрывной кран на линии нагнетания;
10—сепаратор; 11—перекрывной кран; 12—отстойник;
13—маслины" г--'с 14—мерная тибка; 15 и 16—пе-
рекрывные краны; 17—насос; 16, 19—термометры; 20—
перекрывной кран; 21—манометр.
Типичная схема испытательного стенда для вакуумных помп
правого и левого вращения с числом оборотов .в минуту от 1000
До 4000 приведена на рис. 55.
Стенд оборудован электромотором 1 мощностью в 4 квт. При
Установке мотора учитывается возможность изменения числа его
65
оборотов, чтобы обеспечить требуемые обороты ротора помпы.
Установка мотора постоянного тока не требует специальных пе-
редач для изменения числа его оборотов. В случае применения
мотора переменного тока изменение числа оборотов вакуумной
помпы осуществляется через фрикционную или ременную пере-
дачу со ступенчатым шкивом или специальным редуктором. При
этом следует обеспечить возможность вращения ротора помпы в
1000, 1500, 2500 и 3750 об/мин.
Производительность помпы определяется по величине разре-
жения, возникающего в трубке Вентури 4 во время прохождения
через нее воздуха, всасываемого помпой из атмосферы. Величина
разрежения замеряется водяным манометром 5, имеющим два ко-
лена. Одно колено сообщается с поступающим воздухом на вхо-
де в трубку Вентури, а другое—подключается к наиболее сужен-
ному сечению трубки. Показания манометра предварительно та-
рируются с помощью спирометра.
Рис. 56. Трубка Вентури в сборе.
1—коллектор; 2—диффузор; 3—кольцо с соединительной арматурой; 4—трубо-
провод.
На рис. 56 представлен разрез трубки Вентури с указанием
ее деталей. Величины разрежения (на входе) и давления (на вы-
ходе) воздуха замеряются двумя ртутными манометрами 6 и 7
(рис. 55), установленными у входа и у выхода воздуха из помпы.
Регулировка давления и подбор режима испытания произво-
дится перекрывными кранами 8 и 9, установленными на всасываю-
щем и нагнетающем трубопроводах. Очистка воздуха от увлечен-
ного им в помпе масла происходит в сепараторе (фильтре) 10.
Воздух из сепаратора выпускается наружу, а скопившееся в нем
масло—в отстойник 12 через сливной кран 11.
Дляопределения расхода масла на стенде смонтирован не-
большой^ масляный бачок 13 емкостью в 2 л. Бачок сообщается
с мерной стеклянной трубкой 14, через кетовую перекрывными
кранами 15. 16 регулируется подача масла в помпу.
С6
Приступая к замеру расхода масла, следует открыть кран /5
и заполнить мерную трубку маслом. Как только уровень масла в
трубке сравняется с уровнем масла в бачке, кран 15 следует пе-
рекрыть и ручным насосом 17 или другим источником сжатого
воздуха через редуктор создать в бачке избыточное давление в
3 кг/см2, после чего открыть кран 16.
При закрытом кране 15 к открытом кране 16 масло в систему
соступает только из мерной трубки. Расход масла определяется
временем истечения определенного количества масла из мерной
трубки. Обычно замеряется время расхода из трубки 2 см3 мас-
ла. Часовой расход масла для установившегося режима работы
помпы определяется по уравнению:
<7 — 60 .
где: Q — расход масла за время испытания, см3,
Т— время, в течение которого определяется расход, мин.
Нагрев воздуха в помпе определяется по разности его темпе-
ратур на входе и выходе из помпы. Термометры 18 и 19, заме-
ряющие температуру входящего и выходящего воздуха, следует
устанавливать возможно ближе к помпе.
Обкатка. Прежде чем установить помпу на поверочные ис-
пытания, она должна быть подвергнута обкатке на правом и ле-
вом вращении.
Обкатка производится при полностью открытых кранах 8 и 9
воздушной магистрали и кранах 15 и 16 масляной магистрали.
Трубку Вентури при обкатке следует отъединить. Режимы и вре-
мя обкатки на каждой стороне давления приведены в табл. 4.
Таблица 4
№ И II. Число оборо- ротов к минуту Вр-мя оЛкатки мин.
1 1000 8
2 1500 8
3 225 J 5
4 2500 5
5 3750 4
Если помпа предназначена для определенного типа самолета
и заранее известно направление вращения ее ротора, обкатку
следует производить с вращением в одном известном направле-
нии. Время обкатки в этом случае удваивается.
Проверка производительности помп. Произво-
дительность помп определяется с подсоединенной к ней трубкой
67
Вентури. Режимы .разрежения на всасывании и давление на вы
ходе, а также числа оборотов приведены в табл. 5.
Таблица 5
Типы помп Число оборо- тов в минуту Разрежение на всасывании, мм рт. с г. Давление на выходе, мм рт. ст. Производи- тельность, м8/мин
В-7, В-12 1503 112 46 0.22-0,24
В-7, В-12 2250 115 433 0,28-0,31
В-8 2250 104 443 0.48-0,54
Проверка
помп на расход масла
и нагрев.
табл. 6 приводятся: режим работы помп, при котором следует
В
проверять расход масла, их нагрев и условия, которым они дол-
жны удовлетворять.
Таблица 6
Типы помп Число оборотов в минуту Разреже- ние на вса- сывании, мм рт. ст. Давление на выходе, мм рт. ст. Максималь- но допус- тимый нагрев, °C Расход масла, см8/час
В-7, В-12 В-8 37.50 3750 160 165 469 443 153 143 От 85 до 200 От 80 до 200
Проверка помпы на максимальное разреже-
ние. Проверка помпы на максимальное разрежение производит-
ся при полном перекрытии крана 8 всасывающей магистрали и
полном открытии крана 9 выхлопной магистрали. Максимальное
разрежение для всех рассматриваемых помп должно быть не ни-
же 254 мм рт. ст.
Во избежание перегрева помпы при .испытании на максималь-
ное разрежение всасывающую магистраль следует держать пере-
крытой возможно меньшее время.
Проверка герметичности помпы. Опробование
помпы на герметичность производится в течение 4—5 минут на
режиме 2250 об/мин при разрежении на всасывании 100 мм рт. ст.
и при давлении на выходе 400 мм рт. ст. Во время работы пом-
пы не должно наблюдаться просачивания из нее масла и воздуха.
Если нагрев помпы во время испытаний заметно превышает
допустимые пределы, нужно проверить, не засорены ли масляные
каналы и в достаточной ли мере смазывается помпа. Расход мас-
ла ниже нормы указывает на засорение масляных каналов, кото-
рые следует прочистить.
Если расход масла соответствует норме, причину перегрева
помпы следует искать в неправильности зазоров между деталями.
68
В этом случае помпу следует разобрать и вновь проверить все
зазоры. Если зазор в прорезях ротора велик, следует сменить ло-
патки.
Зазор у торцов лопаток и ротора может быть уменьшен за
счет уменьшения толщины прокладки под крышкой корпуса.
Если расход масла через помпы значительно превышает 190—
200 см3/час, то следует тщательно проверить зазор между калиб-
рованной иглой и кольцом. Если зазор между ними велик, то
игла или кольцо (или то и другое) подлежат замене.
ВОЗДУШНЫЕ ФИЛЬТРЫ, ОГРАНИЧИТЕЛЬНЫЕ И ОБРАТНЫЕ
КЛАПАНЫ
ВОЗДУШНЫЕ ФИЛЬТРЫ (СЕПАРАТОРЫ)
Воздух, проходя вакуумные помпы, увлекает из них значи-
тельное количество (масла, которое разрушительно действует на
резину.
Чтобы масло вместе с циркулирующим воздухом не попало
в камеры протекторов, на линии нагнетания воздушной магист-
рали установлены три воздушных фильтра (сепаратора): два ос-
новных и один дополнительный.
Основные фильтры устанавливают непосредственно за вакуум-
ными помпами, а дополнительный фильтр монтируют обычно вбли-
зи распределительного клапана.
Основные сепараторы
На рассматриваемых самолетах установлены сепараторы .раз-
личных типов (рис. 57, 58, 59).
Рис. 57. Сепаратор Песко ?S -2I8-S
(218-S) самолета В-25.
1—корпус; 2—'входной патрубок;
3—выходной патрубок; 4—патрубок
слива .масла; 5-—штуцер; 6—крон-
штейн; 7—амортизационная проклад-
ка; Л—ниппель под манометр.
Основной сепаратор фирмы Песко (рис. 60), установленный на
самолете В-25, выполнен из листовой латуни или алюминиевого
69
сплава. К его сварному корпусу 1 коробчатой формы приварены
входной 2 и выходной 3 патрубки, рассчитанные на дюритэвое
соединение. Выходной патрубок слива масла 4, накопившегося в
сепараторе, имеет наружную резьбу под переходной штуцер 5
Рис. 58. Сепаратор Песко 3S-648
(218-Т) самолета В-24.
/—корпус; 2—входной патрубок;
3—выходной патрубок; 4—патрубок
слива масла; 5—штуцер; 6— крон-
штейн; 7—амортизационная проклад-
ка; 8—ниппель под манометр.
Рис. 59. Сепаратор Эклмпс
4116982 самолета С-47.
/—корпус; 2—входной патру-
бок; 3—выходной патрубок;
4—патрубок слива масла.
с проходным отверстием малого диаметра. Малый диаметр отвер-
стия вызван необходимостью уменьшить стравливание воздуха
через вывод слива масла.
Фильтрация поступающего воздуха происходит при его встре-
че с имеющей кривизну фильтрующей сеткой, благодаря возник-
новению центробежных сил в частицах масла. Дополнительная
фильтрация осуществляется во время прохождения воздуха через
сетку.
Кронштейн 6 в креплении сепаратора задает ему установочный
угол, равный 20°. При монтаже сепаратора на самолет следует
выдерживать заданный угол установки. .В противном случае в се-
параторе воздух не будет достаточно очищаться от масла.
Для смягчения вибрационных воздействий кронштейн сепарато-
ра в своем установочном фланце имеет амортизирующие проклад-
ки 7. Для присоединения манометра в корпус сепаратора вварен
7о
ниппель 8. За исключением отъединяющегося штуцера слива
масла, сепаратор представляет собой неразъемный агрегат.
Рис. 60. Конструкция основного сепаратора Песко 218-S самолета В-25:
1—корпус; 2— входной патрубок; 3— выходной патрубок; 4—патрубок
слива масла; 5—штуцер; 6—кронштейн; 7—амортизационная прокладка;
8—ниппель йод манометр; 9—сетка; 10—калиброванное проходное от-
верстие.
На самолетах С-47 в качестве основного сепаратора установ-
лен простей по конструкции цилиндрический сепаратор центро-
бежного типа фирмы Эклипс. К алюминиевому корпусу 1 сепара-
Рис. 61. Циркуляция воздуха в сепараторе
Эклипс.
1—корпус; 2—входной патрубок; 3—выходной
штуцер; 4—патрубок слива масла; 5—внут-
ренняя выводная трубка.
тора (рис. 61) приварен входной патрубок 2. Поступающий воз-
дух внутрь корпуса под действием центробежных сил освобож-
дается от насыщающего его масла и выходит из сепаратора че-
рез внутреннюю трубку б. Конструкция выходного штуцера 3 у
сепараторов, установленных на самолетах С-47 поздних серий,
выполнена в виде штуцера, соединяющегося с трубопроводом че-
рез накидную гайку, как показано на рис. 58 и 61. На более ран-
них сериях (рис. 62) выходной патрубок 3 выполнен под дюрито-
Рис. 42. Конструкция основного сепаратора Эклипс само-
лета С-47.
1—’корпус сепаратора; 2—входной патрубок; 3—выходной
патрубок; 4—патрубок слива масла; 5—внутренняя часть
патрубка.
вое соединение. Масло, отложившееся на внутренних стенках кор-
пуса, стекает вниз и выходит из сепаратора через нижний патру-
бок 4. Как и в сепараторе Песко, проходное отверстие масляного
патрубка сепаратора Эклипс имеет небольшой диаметр с целью
минимального стравливания через него воздуха.
На самолетах В-24 установлен сепаратор центробежного типа
фирмы Песко (рис. 58) модель 3S-648 (218-Т). Сепаратор этой
модификации, в общих чертах сходный с вышеописанными, отли-
чается своей формой и большей емкостью. Фильтрующим элемен-
там этого сепаратора является спиральный отражатель, вмонтиро-
ванный внутри корпуса. При установке сепаратора следует обес-
72
лечить (относительно вертикали) установочный угол, равный 20°.
Конструкция сепаратора (приведена на рис. 63.
Уход за сепараторами. .Все рассмотренные сепарато-
ры—неразъемного типа. Во время регламентированных осмотров
сепараторы следует промывать, проверять проходное отверстие
штуцера слива масла и герметичность агрегата в целом.
Рис. 63. Конструкция основного сепаратора Песко 218-Т.
I—корпус; 2—входной патрубок; 3—выходной патрубок; 4—
патрубок слива масла; 5—штуцер; 6—кронштейн; 7—аморти-
зационная прокладка; 8—ниппель под манометр; 9—дефлектор'.
Сепараторы проверяются сжатым воздухом под давлением в
0,7 кг/см2.
ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЙ ВОЗДУШНЫЙ -ФИЛЬТР—СЕПАРАТОР
Дополнительный сепаратор обычно устанавливается вблизи
распределительного клапана. Назначение сепаратора—отделить
остатки масла, сохранившегося в циркулирующем воздухе после
его фильтрации в основных сепараторах.
На всех рассматриваемых самолетах в качестве дополнитель-
ного сепаратора применяется один и тот же тип центробежного
сепаратора фирмы Эклипс. ,Его общий вид и схема приведены на
Рис. 64, 65.
В дополнительный сепаратор вмонтирован редукционный кла-
пан, устанавливающий рабочее давление в системе. Обычно кла-
пан отрегулирован на давление 0,5 кг/см2.
Сепаратор состоит из литого алюминиевого корпуса J
(рис. .65) с входным 2 и выходным 3 отверстиями, имеющими
внутреннюю резьбу Бриггса под переходную арматуру. Корпус
73
имеет также выводное отверстие 4 к манометру. У выходного от-
верстия корпуса расположен редукционный клапан. Внутрь кор-
пуса входит второй литой цилиндрический корпус 5, несущий
крышку с выходным отверстием 6. Внутренний цилиндр 5 набит
фильтрующей медной стружкой 7.
Рис. 64. Центробежный, дополни-
тельный сепаратор Эклипс.
Сжатый воздух, поступаю-
щий в корпус через отвер-
стие 2, благодаря центробеж-
ному эффекту освобождается
от масла, дополнительно очи
щается набивкой внутреннего
цилиндра и через отверстие 6
выходит в магистраль.
Отфильтрованное масло сте-
кает вниз и продувается через
редукционный клапан наружу.
Редукционный клапан со-
стоит из седла 8, тарелки 9,
пружины 10, регулировочного
винта 11, контргайки 12 и
крышки 13.
Для регулировки клапана
следует снять крышку 13 и
поворачивать регулировочный
винт до получения давления в
0,5 ат. При поворачивании
винта в направлении хода ча-
совой стрелки пружина сжи-
мается и давление в системе повышается. Обратное вращение
вннта сопровождается соответственно понижением давления.
Крепление сепаратора осуществляется через фланец 14, отли-
тый заодно с корпусом.
ОГРАНИЧИТЕЛЬНЫЕ КЛАПАНЫ
На самолетах В-24 и В-25 за основными сепараторами, в не-
посредственной близости от них. устанавливаются ограничитель-
ные клапаны. Их назначение—предупреждать перегрев вакуум-
ных помп от чрезмерной нагрузки и разрыв протекторов в случае
поступления в их камеры сжатого воздуха с завышенным давле-
нием.
Ограничительные клапаны в работе обычно не участвуют, так
как они отрегулированы на давление 0,65 кг/см2, в то время как
рабочее давление в системе равно 0,5 кг/см2.
Ограничительные клапаны вступают в работу тогда, когда из-
за неисправности редукционного клапана повышается давление
воздуха в системе.
На самолетах В-25 и В-24 установлены ограничительные кла-
паны фирмы Песко 3V-217G и 3V-21-7H (рис. 66 и 67). Клапаны,
сходные по конструкции и одинаковые по принципу действия, раз-
личаются между собой габаритами.
74
Литой корпус 1 клапана (рис. 66) имеет: входной 2 и выход-
ной 3 патрубки под дюритовое соединение; гнездо 4 под упорную
головку 5; отверстие 6 для выхода стравливаемого воздуха; от-
верстия 7 под болты крепления и гнездо 8 для манометра, кото-
рое обычно заглушается пробкой и используется лишь во время
поверочных испытаний клапана.
Рис. 65'. Схема центробежного сепаратора Эклипс:
/—корпус; 2—входное отверстие; 3—выходное отверстие для
масла и стравливаемого воздуха; 4—отверстие для подклю-
чения манометра; 5—внутренний цилиндр; 6—выходное отвер-
стие для отфильтрованного воздуха; 7—набивка; 8—седло
клапана; 9—тарелка клапана; 10—пружина; 11—регулировоч-
ный винт; 12—контргайка; 13—крышка; 14—фланец.
Клапан регулируется (рис. 67) прижимной пружиной 4; если
требуется повысить давление, под пружину подкладываются
шайбы 5, а если давление нужно понизить, то шайбы удаляются.
Упругость пружины клапана должна соответствовать ее по-
ездке на 30 мм при нагрузке на пружину не менее в 1,5 кг.
Клапан подвергается нормальному периодическому осмотру по
регламенту. После осмотра и ремонта клапан следует проверить.
Проверку можно произвести на стенде для испытаний вакуумных
помп. Для этого испытуемый клапан устанавливается на выход-
ной магистрали за сепаратором. Включив помпу в работу с режи-
75
мом 3750 об/мин и разрежением на всасывании в 100 мм рт. ст.,
следует повысить давление в системе до начала стравливания .
воздуха клапаном; давление не должно
превышать 600 мм рт. ст., а устойчивый
режим работы системы без стравлива-
ния воздуха через клапан должен наб-
людаться при давлении 500—530 мм
рт. ст.
Рис 66. Редукционный клапан Песко, типа ’V-217-6. Рис. 67. Детали клапана
I—корпус; 2—входной патрубок; 3—выходной пгтру- Песко 3v-2I7 G
бок; 4— гнездо; 5—упорная головка; 6—дренажные от-/—корпус; 2—седло; 3—клапан;
верстия; 7—крепежные отверстия; 8—гнездо для ма- 4—прижимная пружина; 5—
нометра. шайба; 6—упорная головка.
ОБРАТНЫЕ КЛАПАНЫ
Обратный клапан обычной створчатой конструкции препятст-
вует перекачке воздуха из одной вакуумной помпы в другую в
тех случаях, когда они создают различное давление или одна
из помп вышла из строя.
Если при наземном опробовании системы используется посто-
ронний источник сжатого воздуха, то обратные клапаны лрепят-
7б
ствуют стравливанию воздуха через вакуумные помпы в атмо-
сферу.
На рис. 68, 69 и 70 показаны общий вид клапана, его схема
и характер соединения с трубопроводом воздушной магистрали.
Рис. 68. Обратный клапан Эклипс.
Обратные клапаны, выполненные из алюминиевого сплава, вы-
пускаются фирмой Эклипс в нескольких модификациях. Клапаны
конструктивно однотипны и ® основном различаются лишь своими
габаритами, установленными соответственно диаметру трубопро-
вода, под который они рассчитаны.
Рис. 69. Схема обратного клапана Эклипс.
I—верхняя часть корпуса; 2—прокладка; 3—кронштейн клапана;
4— ннжняя часть корпуса; 5—диск клапана; 6—клапанная пружина;
7—клапанная резиновая шзйба; 6—винт крепления.
Фирменное обозначение клапана—557.'Модификации этого кла-
пана рассчитаны на соединение с трубопроводами диаметром V2.
5/s, 7/а и 1" и соответственно обозначаются: 557-1; 557-2; 557-3;
557-4.
Уход за обратным клапаном. При разборке кла-
пана все его детали, за исключением резиновой клапанной шай-
бы, должны быть тщательно промыты и осушены сжатым воз-
духом.
77
Если резиновая шайба имеет признаки износа или поврежде-
ний, ее следует сменить. Клапанная пружина также подлежит за-
мене, если она ослабла или погнута. Прощелаченная бумажная
прокладка между верхней и нижней частями корпуса должна за-
меняться во всех случаях разборки обратного клапана.
Рис. 70. Соединение клапана Эклипс с трубопроводом:
/—трубопровод; 2—дюритовая муфта; 3—хомутик; 4—
клапан.
При обратном монтаже клапана его следмет установить в со-
ответствии с надписью на корпусе: «This side up», что означает
«это сторона вверх». Направление циркулирующего воздуха, со-
ответственно которому должен быть поставлен клапан, указано
на его корпусе стрелкой.
Проверка клапана. Диск клапана <в холостом положе-
нии независимо от положения клапана должен плотно закрывать
проходное отверстие у гнезда и легко отходить от него.
Для проверки герметичности ограничительного клапана к од-
ному из его концов следует .подсоединить вакуумпомпу или ка-
кой-нибудь другой отсасывающий агрегат так, чтобы движение
воздуха через клапан было противоположно указанному стрелкой
направлению. На участке трубопровода между помпсй и прове-
ряемым клапаном следует поставить вакуумметр. 'Как только пом-
па начнет работать, клапан немедленно закроется и 'манометр по-
кажет создаваемое помпой разрежение. Затем свободный коней
клапана следует герметически заглушить и, включив помпу, сно-
ва зафиксировать наблюдаемое в этом случае разрежение. Если
данное разрежение превышает ранее замеренное больше, чем на
14 .мм рт. ст. или же 0,02 кг/мм2, клапан следует перебрать, чтобы
обеспечить требуемую герметичность.
РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫЕ КЛАПАНЫ
Распределительный клапан антиобледенительной системы кры-
ла и оперения является одним из наиболее ответственных агрега-
тов устройства. Он выпускается фирмой Эклипс в нескольких мо-
78
дификациях, определяющихся количеством распределяемого ими
воздуха. Принципиально сходные, модификации различаются меж-
ду собой габаритами, компоновкой деталей и конструктивным
оформлением.
На самолетах В-25 и С-47 распределительный клапан пред-
ставляет собой единый агрегат. Он выполняет все функции, свя-
занные с распределением воздуха в антиобледенительной системе.
На самолете В-24 распределительный клапан состоит из двух
отдельных агрегатов, связанных между собой трубопроводом и
электропроводом.
Распределительный клапан выполняет общие для всех моди-
фикации функции, а именно: '
а) Воспринимает сжатый воздух, вырабатываемый вакуумпом-
пами и отфильтрованный от следов масла.
б) Открывает и закрывает доступ сжатого воздуха в воздуш-
ную магистраль антиобледенительной системы крыла и оперения.
в) При включенном устройстве клапан направляет поступаю-
щий в него сжатый воздух по очереди в каждую из пяти групп
камер протекторов. В то же время он сообщает с атмосферой или
с отсасывающей магистралью вакуумных помп остальные четыре
группы камер протекторов.
г) Клапан устанавливает цикл обращения воздуха в камерах
длительностью в 40 секунд.
При выключении устройства распределительный клапан пере-
пускает поступающий в него воздух мимо воздушной магистрали
антиобледенительной системы. В то же время он сообщает все
пять групп камер либо непосредственно с атмосферой, либо с от-
сасывающей магистралью вакуумных помп.
РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КЛАПАН САМОЛЕТОВ В-25 н С-47
На самолетах В-25 и С-47 установлен распределительный кла-
пан модели № 571.
Клапан (рис. 71) состоит из четырех, соединенных винтами,
агрегатов: распределителя 1, электропереключателя 2, электромо-
тора 3 и редуктора 4. Через свои выводы клапан соединяется с
трубопроводами магистралей переходной арматурой, которая
укреплена на резьбе Бриггса в приливах корпуса. Выводы, отме-
ченные на корпусе цифрами «1, 2, 3, 4, 5», сообщают клапан с со-
ответствующими трубопроводами пяти групп камер пээтектлосв.
Через выводы с надписями на корпусе: «PUMP», «ТО SEP»,
«FROM SEP», «OFF OUTLET», «VENTLINE» клапан соответст-
венно сообщается с магистралями, идущими от вакуумных помп
к сепаратору, от сепаратора в атмосферу и в вакуумную маги-
страль, если клапан к ней подсоединен.
Распределитель
Распределитель, показанный в общем разрезе клапана на
Рис. 72, собран в отлитом из алюминиевого сплава корпусе /.
Внутри корпуса сидят сердечник 2 и золотник 3, полости кото-
рых сообщаются внутренними каналами 4 корпуса.
7Q
Рис. 71. Распределительный клапан
фирмы Эклипс—571, установленный
на самолетах С-47 и В-25.
1—распределитель; 2— электропере-
ключатель; 3—электромотор; 4—ре-
дуктор.
Сердечник 2 распределите-
ля состоит из стальной гильзы
и впрессованного в гильзу дю-
ралевого стержня. Сердечник
имеет перепускной канал 5 и
пять сквозных каналов 6 с вхо-
дом у концов внутренних ка-
налов 4 и выходом у “ВЫВОДОВ
корпуса к пяти группам камер
протекторов.
Стержень сердечника име-
ет две продольных фрезеро-
ванных канавки 7 с выходны-
ми отверстиями в торце. Пять
отверстий 8 на боковой по-
верхности стальной гильзы
сердечника при его соответ
ствующем положении сооб-
щают полости канавок 7 с вы-
водами корпуса к пяти груп-
пам камер.
Сердечник может быть по-
вернут с помощью привинчен-
ного к нему ведущего стерж-
ня 5; на наружном конце
стержня сидит рычаг с отхо-
дящими от него тросами
управления распределитель-
ным клапаном.
Золотник 3 распределителя
вращается в стальном цилинд-
ре, впрессованном в корпус распределителя. Цилиндр имеет пять
симметрично расположенных одинаковых окон, выходящих против
внутренних камер корпуса. Золотник имеет две разной величины
камеры 10 и 11. Входное отверстие меньшей камеры 10 располо-
жено в торце золотника, обращенного к редуктору. Выходное от-
верстие, выполненное в виде окна, равного по размерам экну ци-
линдра, находится на боковой поверхности золотника. Два вход-
ных отверстия большей камеры также расположены на боковой
поверхности золотника, а выходное—на противоположном торце
золотника.
Редуктор
Редуктор заключен в литом корпусе 12. Одна сторона
корпуса является передней крышкой электромотора. Другая
его сторона открыта и сообщается с входом в золотниковую
камеру 10. На боковой поверхности корпуса размещено входное
отверстие с надписью «FROM SEP». Через это отверстие в кла-
пан поступает сжатый воздух, предварительно отфильтрованный
в дополнительном сепараторе.
81
В корпус редуктора впрессован шариковый подшипник 13 под
переднюю ось электромотора, а в гнездах 14 помещены электро-
щетки. Конец вала 15 электромотора входит в редуктор. Он име-
ет червячную резьбу и сцепляется с пластмассой шестерней 16,
посаженной на втором червячном валике 17. Валик, в свою оче-
редь, сцепляется со второй (шестерней 18, жестко сидящей на ва-
лике 19, который вращает золотник клапана. Передаточное число
редуктора 1 :1000.
Второй червячный валик сидит на своих концах в бронзовых
втулках. Втулки впрессованы в гнезда корпуса редуктора. Упор-
ные стальные шлифованные шайбы и дюралевые пробки, постав-
ленные в гнезда, ограничивают в требуемых пределах вдоль своей
оси перемещение червячного валика вдоль его оси.
Электромотор и электропереключатель
Электромотор и электропереключатель, смонтированные заодно
с корпусом распределителя, включены в бортевую электросеть само-
лета. Электромотор во время работы потребляет около 25 вт.
Включение и выключение мотора осуществляется через электро-
переключатель. Одна сторона контактов 20 электропереключателя
жестко связана с ведущим стержнем 9 сердечника 2. Встречная
пара контактов 21 заделана в корпусе переключателя. Корпус пе-
реключателя закрывается крышкой.
Принцип действия распределительного клапана
Действие распределительного клапана для положений «Оп»
(включено) и «Off» (выключено) и соответствующие положения
сердечника клапана представлены на рис. 73 и 74. При повороте
сердечника в положение «Оп» (рис. 73) встречные контакты элек-
тропереключателя замыкаются. Электромотор вступает в рабэту
и через редуктор вращает золотник распределителя. Золотник со-
вершает один оборот за 40 секунд. Воздух от вакуумпомп, обозна-
ченный на рис. 73 сплошной линией, поступает в отверстие 1 корпу-
са. Затем сн направляется каналом 2 сердечника через вывод 3
к дополнительному сепаратору. Возвращаясь из сепаратора, сжа-
тый воздух, обозначенный штриховым пунктиром, входит в корпус
редуктора через вывод 4. Из редуктора, пройдя входное отверстие
5 вращающегося золотника, воздух попадает в меньшую его
камеру и выходит оттуда через окно 6 в один из внутренних ка-
налов 7 корпуса, поступая поочередно в течение 8 секунд в каж-
дый из них. Из канала Kopnvca соответствующим каналом сердеч-
ника, в данном случае каналом 8, воздух направляется через
один из пяти выводов корпуса в трубопровод соответствующей
группы камер протектор эв. В то же время обозначенный точеч-
ным пунктиром воздух из других четырех групп камер протекто-
ров по своим трубопроводам поступает в распределительный кла-
пан.
Пройдя четыре других канала сердечника, воздух направляет-
ся соответствующими внутренними каналами корпуса через два
окна 9 в большую камеру золотника. Из золотника через окно в
заднем его торце воздух выходит в выхлопной трубопровод и за-
тем в атмосферу.
-Рис. 73, Циркуляция воздуха через распределительный клапан модели 571 при
положении «Оп» (включено)
!—вывод в линию давления вакуумных помп; 2—канал сердечника; 3—вывод
к сепаратору; 4—вход воздуха от сепаратора; 5—входное окно меньшей каме-
ры золотника; 6—выходное окно меньшей камеры золотника; 7—канал рас-
пределителя; 8—канал сердечника; 9—-входное окно большей камеры золотни-
ка; 10—выходное окно большей камеры, золотника; 11—фрезерованные канав-
ки; 12—дренажный вывод.
Следует заметить, что в положении «Оп» отверстия канавок 11
сердечника закрыты внутренней поверхностью корпуса. Следова-
тельно, в этом случае циркуляция воздуха через вывод 12 отсут-
ствует. 83
При повороте сердечника в положение «Off» контакты пере-
ключателя размыкаются и прекращается вращение золотника.
Поступающий в отверстие / (рис. 74) воздух, изображенный сплош-
ной линией, направляется каналом 2 сердечника через вывод 13
в атмосферу. При этом проходное отверстие вывода 3 закрывает-
ся телом сердечника.
Рнс. 74. Циркуляция воздуха через распределительный клапан модели
571 при положении «O>f> (выключено)-
1—12 см. рис. 73; /3—выход в атмосферу; 14—выходное отверстие в
гильзе сердечника.
В то же время занимаемое сердечником положение таково,
что его сквозные отверстия 8 закрываются внутренней поверхно-
стью корпуса, а отверстия 14 устанавливаются против соответ-
ствующих выводов к магистралям пяти групп камер протекторов.
При этом циркуляция воздуха через золотник и внутренние ка-
налы корпуса прекращается. Все пять выводов, а следовательно,
и все камеры протекторов через продольные канавки 11 и вы-
вод 12 на самолете В-25 сообщаются с вакуумной магистралью,
а на самолете С-47—с атмосферой.
На рис. 75 схематически представлена циркуляция воздуха че-
рез распределительный клапан и камеры протекторов на самолете
В-25. Схемы даны для сердечника в положении «выключено» м
84
X
CL
для пяти положений золотника при установке сердечника в поло-
жение «включено».
(Камеры протекторов крыла на схемах обозначены прямоуголь-
никами. Цифрами обозначены группы, к которым относятся ка
меры.
На схеме клапана внутренние каналы корпуса, сердечник с со-
ответствующими сечениями и золотник показаны условно.
По схеме положения «выключено» видно, что сжатый воздух,
поступающий из вакуумпомп, проходит в верхнее отверстие сер-
дечника и в распределительный клапан не возвращается.
Схема / соответствует положению сердечника и золотника,
когда они направляют воздух в первую группу протекторов (по-
ложение «включено»).
Схемы II— V аналогичны схеме / и отражают циркуляцию
воздуха в системе при заполнении 2—5-й групп камер.
Схемы устройства С-47 отличаются лишь тем, что при положе-
нии «выключено» распределительный клапан направляет воздух
из камер протекторов непосредственно в атмосферу, а не в ваку-
умную магистраль. Кроме того, здесь иная разбивка протекторов
на группы и соответствует указанной на стр. 17—18.
Управление распределительными клапанами самолетов
В-25 и С-47
Управление распределительным клапаном является в то же
время управлением всем антиобледенительным устройством дан-
ного самолета. Оно осуществляется ручкой управления, которая
на самолете В-25 смонтирована на левой стороне приборной дос-
ки (рис. 13), а на самолете С-47—за спинкой сиденья правого
пилота (рис. 14).
От рычагов ручки управления отходят два троса, которые свя-
зывают ее с Т-образным рычагом ведущего стержня распредели-
тельного клапана. Для включения распределительного клапана
рукоятку управления следует повернуть в положение «Оп», для
выключения—в положение «Off». На рис. <76 показана схема тро-
совой проводки от ручки управления к распределительному кла-
пану.
РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫЙ КЛАПАН САМОЛЕТА В-24
Устройство по распределению воздуха в антиобледенительной
системе крыла и оперения самолета В-24 состоит из собственно
распределительного клапана фирмы Эклипс (тип 573) и крана
управления той же фирмы. Их общий вид представлен на рис.
77 и 78.
Функции собственно распределительного клапана ограничива-
ются распределением по заданному циклу воздуха по камерам
протекторов.
Распределительный клапан модификации 573 состоит из четы-
яб
рех, соединенных винтами,агрегатов: двух распределителей 1, ре-
дуктора 2, электромотора J.
Рис. 76. Схема тросовой проводки от ручки управления до распредели,
тельного клапана самолета С-47.
1—ручка управления; 2—тросовая проводка; 3—распределительный кла-
пан; 4—детали ручки управления и тросовой проводки; 5—трубопровод
к манометру; 6—трубопровод к протекторам оперения.
Корпус каждого распределителя (рис. 79) имеет пять выходя-
щих наружу, радиально расположенных выводов 4 с внутренней
резьбой Бриггса и крышку 5 с таким же выводом.
Внутри корпуса распределителя находятся впрессованный ци-
линдр 6 и вращающийся двухкамерный золотник 7. Выводы 4 ле-
вого распределителя соединяются с трубопроводами, идущими к
группам камер протекторов левого крыла. Соответствующие вы-
воды правого распределителя относятся к группам камер правого
крыла.
Отверстия в крышках 5 соединяются с трубопроводом, иду-
щим к вакуумной магистрали. Корпус редуктора 2 имеет крыш-
ку S с выводом, через который сжатый воздух из сепаратора по-
ступает в распределительный клапан.
Редуктор, заключенный в корпусе, состоит из: червяка 9, яв-
ляющегося продолжением оси мотора; соответствующей червяку
червячной шестерни 10, сидящей на червячном валике 11. Валик
сцеплен с шестерней 12. Эта шестерня сидит на оси 13, которая
-67
Рнс. 77. Распределительный клапан фирмы Эклнпс
типа 573, установлен на самолете В-24.
/—распределители клапана; 2—редуктор; 3—электро-
мотор.
через хвостовики на концах сцепляется с золотниками правого
и левого распределителей. Общий привод вращения золотников
Рис. 78. Кран управления фир-
мы Эклипс, установлен на са-
молете В-24.
I—корпус переключателя; 2—
корпус крана; 3 — ведущий
стержень.
распределителей обеспечивает синхронность работы протекторов
правого и левого крыла.
Электромотор 3 так же, как и в клапане модификации 571
обеспечивает через редуктор полный оборот золотников в течение
40 секунд.
Рис. 79. Конструкция распределительного клапана Эклипс типа 573.
*—распределители клапана; 2—редуктор; 3—электромотор; 4—вывод распреде-
лителя; 5—боковая крышка; 6—стальной цилиндр; 7—золотник; 8—концевая
крышка; 9—червяк; 10 —червячная шестерня; 11—второй валик; 12—вторая
червячная шестерня; 13—ведущий валик.
Кран управления (рис. 80) включает в себя электропереклю-
чатель / и четырехходовой перекрывной кран 2. Они соединены
между собой винтами.
so
91
Электропереключатель 1 состоит из литого корпуса, внутри
которого смонтированы подвижной 4 и неподвижный 5 контакты.
Кроме того, корпус имеет: выводы с внутренней резьбой Бриггса,
через которые кран сообщается с вакуумной магистралью; флан-
цевый вывод 7 для электропроводки и проходное отверстие для
ведущего стержня 3. Этот стержень несет подвижной контакт 4.
Корпус крана 2 имеет: вывод (PUMP) 9, в который посту-
пает воздух от вакуумных помп; вывод 10 к дополнительному се-
паратору (DE-ICER) и выхлопной вывод 11 (OUTLET). Все три
вывода выполнены с внутренней резьбой Бриггса.
Сердечник крана 8 сообщает: сквозным отверстием 12—выводы
9 и 10; боковой полостью 13—выводы 9 и 11, а боковой полостью
14—выводы 6 и 10.
'Управление распределительным устройст-
вом есть в то же время управление всей антиобледенительной
системой крыла и оперения. Управление, как и на самолетах С-47
и В-25, осуществляется тросами. Управление достигается поворо-
том на 90° рычага, надетого на ведущий стержень 3 сердечника.
Все остальные операции выполняются автоматически. .
На рис. 81 показаны схема монтажа и взаимное положение
агрегатов распределительного устройства самолета В-24.
Циркуляция воздуха через распределительное устройство при
выключении и включении антиобледенительной системы схемати-
чески представлена на рис. 82 и 83.
На этих схемах магистрали сжатого воздуха изображены
сплошными жирными линиями. Отсасывающие магистрали пока-
заны двумя тонкими линиями со слабой штриховкой между ними.
Участки магистрали, где воздух при данном положении устрой-
ства не циркулирует, даны тонкими линиями.
Когда система выключена, сердечник четырехходового крана
управления занимает положение, приведенное на рис. 80. Воздух,
поступивший из вакуумных помп через вывод 9. сообщается по-
лостью 13 и выводом 11 с выхлопным трубопроводом. В то же
время вывод 6 крана, соединенный с отсасывающей магистралью
вакуумных помп, полостью 14 сообщается через вывод 10 с тру-
бопроводом, идущим к сепаратору, а от него—с входом в распре-
делительный клапан.
Так как входное отверстие через меньшую камеру золотника
сообщается с одной из пяти групп камер протекторов каждого
крыла, описанное положение сердечника крана обеспечивает от-
сос воздуха из этих групп. Воздух из остальных групп камер, как
это видно на схеме (рис. 82), отсасывается специальным трубо-
проводом непосредственно в вакуумную магистраль. Таким обра-
зом, при выключенной системе из всех групп камер протекторов
обеспечивается отсос воздуха. Это препятствует вспучиванию про-
текторов под действием разрежения в обтекающем их потоке.
'Когда система включена (рис. 83), сердечник повернут на 90°
относительно положения, показанного на рис. 80. В этом случае
выводы 6 и 11 изолируются, а магистраль, идущая от помпы к
91
(выводу 9, через сквозное отверстие 12 сообщается выводом 10
с трубопроводом к сепаратору. Дальнейший путь сжатого воздуха
Рис. 81. Монтажная схема агрегатов распределительного устройства
самолета В-24.
1—5—выводы распределительного клапана и трубопроводы к пяти соответ-
ствующим группам камер протекторов; 6—распределительный клапан, 7—до-
полнительный сепаратор; 8—четырехходовой кран управления; 9—Т-образный
рычаг и тяга к ручке управления; 10—трубопровод поступающего сжатого воз-
духа; 11—трубопровод отсасывающей магистрали; 12—трубопроводы к протек-
торам правого крыла; 13—трубопроводы к протекторам левого крыла; 14—
трубопровод к протекторам оперения; 15—вывод за борт самолета.
в одну из групп камер протекторов и одновременный отсос воз-
духа из остальных групп с достаточной ясностью обозначен на
схеме (рис. 83).
92
Ряс. 83. Схема циркуляции воздуха в антиобледенительной системе крыла и
опереиия самолета В-24. Положение «включено».
Обозначения см. рис. 82.
94
УХОД ЗА РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНЫМИ КЛАПАНАМИ
Распределительный клапан любой модификации, как и край
управления, не реже одного раза в год должен демонтироваться
с самолета и подвергаться тщательному осмотру. Износившиеся
детали следует отремонтировать или же заменить.
Наиболее целесообразно демонтаж агрегатов распределитель-
ного устройства приурочить к окончанию зимнего сезона и произ-
вести его одновременно с демонтажем протекторов на летнее хра-
нение.
Разборка иосмотр. Чтобы вынуть сердечник 5 (рис. 72)
распределительного клапана типа 571 (самолеты В-25 и С-47),
нужно сначала снять рычаг с оси ведущего стержня 9, вывернуть
винты и снять крышку корпуса электропереключателя. Затем вы-
вернуть гайку 22 и снять закрепляющую бакелитовую шайбу с
сидящими на ней контактами 20. После этого снять крышку с
противоположного конца корпуса. По выполнении перечисленных
операций сердечник без труда удаляется из корпуса со стороны
крышки. Если нет явных признаков повреждений ведущего стерж-
ня 9, снимать его с сердечника не следует.
Для того чтобы снять корпус вместе с мотором и вынуть зо-
лотник, следует вывернуть пять винтов у крышки, противополож-
ной мотору, и снять ее. Как правило, отделять от электромотора 3
(рис. 71) корпус редуктора 4 и разбирать его не следует. В том
случае, когда эти части требуют ремонта, а отдельные детали—
замены, указанную работу следует производить осторожно, что-
бы не повредить зубцов сцепляющихся деталей. Разборку сле-
дует производить следующим образом.
Отделить мотор вместе с редуктором от клапана (рис. 72).
Через открывшийся вход в редуктор вывернуть винт в червячной
шестерне, сидящей на поперечном червячном валике 17. Убедить-
ся в том, что шестерня свободно проворачивается на валике.
У мотора вывернуть щетки и два крепежных винта 24 на его
Днище. Отделить мотор от корпуса редуктора.
Для дальнейшей разборки редуктора следует вывернуть из его
корпуса регулировочные упорные винты и вынуть упорные шай-
бы. Червячный винт 17, через отверстие под упорные винты, про-
двинуть до ссвпадения выемки в валике со второй шестерней,
сидящей на валике 19.
При этом валик 19 легко удаляется, за ним легко вынимаются
из корпуса редуктора червячный валик 17 и сидящая на нем ше-
стерня 18.
Все разобранные детали перед осмотром и проверкой их со-
стояния должны быть тщательно промыты в бензине и осушены
продувкой сжатым воздухом.
Детали, уплотненные консистентной смазкой, не следует про-
мывать в бензине или в другом растворителе.
При промере валов и отверстий деталей клапанов типов 571
и 573 размеры и допускаемые зазоры с сопряженной частью дол-
жны находиться в пределах, указанных в табл. 7. Поврежденные
и износившиеся детали следует заменить.
95
Таблица 7
Размеры и допускаемые зазоры сопряженных деталей распределительных
клапанов моделей 571 и 573, мм |
С с Z Наименование Клапан Ла 571 Клапан 573 Допускаемые зазоры
макс. МИНИН. макс. МИНИН.
1 Ось якоря, НД 7,10 6,98 7,00 6,98 0,01С—0.005Т
2 Подшипник оси. НД .... 7,00 6,99 7,00 6,99
3 Подшипник оси, ВД .... 23,99 23,98 23,99 23,98 0,02С-0,00
4 Гнездо в корпусе под подши- пник, ВД 24,00 23,9 24,00 23,99
5 Ось червячной шестерни. НД 7,92 7,91 7,92 7,91 0.05С-0.025С
6 Втулка под ось, ВД .... 7,96 7.95 7,96 7,95
7 Гнездо в корпусе редуктора под втулку, ВД 24,00 23,99 24,00 23,99 0.02С-0,00
8 Золотник, НД ... - ... 36,47 36,44 £6,47 36,44 0.08С-0.04С
9 Цилин пр под золотник, ВД . Тб, 53 36,51 36,53 36,51
10 Ведущий стержень, НД . . . 7,92 7,84 — — 0»17С—0,05С
и_ Втулка под стержень, ВД. . 8,02 7.97 — 1
12 Сердечник, НД 14,38 44,37 — — 0,1С 0.05С
13 Гнезао в корпусе под серде- чник, ВД 44,47 44,44 —
Обозначения: НД—наружный диаметр,
ВД—внутренний диаметр,
С—свободная посадка.
Т—тугая посадка.
Аналогичные данные допусков и зазоров сопряженных деталей
четырехходового крана типа 577 приведены в табл. 8.
Таблица 8
|№ п/п
Размеры и допустимые зазоры сопряженных деталей крана управления
____ 577, мм
Наименование Размер Допускаемый зазор
макс. мииим. макс. МИНИН.
Пробка крана, Д 80,92 80,91 0,05 0,02
Гнездо под пробку, ВД 80,96 80,95 — —
Ведущий стержень, НД 12,70 12,61 0,08 0,02
Подшипник под стержень, ВД . . 12,75 12,72 — —
96
Если шариковые подшипники ослабли или туго вращаются, их
следует заменить новыми. Так как подшипники уплотнены кон-
систентной смазкой, их не следует промывать в растворителе, а
ограничиться лишь покрытием смазкой AN-G-3. Ее отечественный
заменитель: аэрофлот-70, ГОИ-54.
Если при электропроверке обмоток индуктора и электромото-
ра будет обнаружено короткое замыкание или обрыв, неподдаю-
щиеся надежному восстановлению, корпус мотора с вмонтирован-
ным в него индуктором следует сменить.
Якорь электромотора следует очистить от грязи, промыть бен-
зином замасленные участки и осушить сжатым воздухом. Электро-
проверкой следует убедиться в том, что якорь не заземлен, не
закорочен, не разорвана его цепь. При наличии хотя бы одного
из указанных дефектов якорь должен быть заменен. При удовле-
творительном состоянии якоря его коллектор следует отшлифо-
вать самой мелкой стеклянной бумагой № 0000. Не следует при-
менять грубой стеклянной и наждачной бумаги, так как медные
опилки вызовут короткое замыкание пластин коллектора. Для
предупреждения увеличенного износа поверхность коллектора по-
сле шлифовки должна быть тщательно очищена от следов стек-
лянной пыли.
При сильном и неравномерном износе пластин коллектора сле-
дует проверить концентричность их по отношению к оси вала.
Эксцентричность не должна превышать 0,1 мм.
Если эксцентричность коллектора и вала превышает указан-
ную величину, на концы вала якоря следует надеть подшипники
и обработать коллектор на токарном станке в соответствии
с предъявленным требованием. Минимальный допускаемый диа-
метр, до которого может быть обоаботан коллектор, равен 21,5 мм.
Если электрощетки мотора стерлись .настолько, что их длина
приближается к 10 мм, они должны быть заменены. Подлежат
замене шестерни и червячные оси редуктора, если зубцы их за-
метно заострились. Во время осмотра необходимо проверить со-
стояние всех электропроводов и сменить изношенные. Сменить
все прокладки.
После осмотра, проверки и замены детали, подлежащие обрат-
ной сборке, должны быть смазаны; шариковые подшипники смазы-
ваются тонким слоем консистентной смазки ANG-3 (отечествен-
ные заменители^ аэрофлот-70, ГОИ-54); детали редуктора, а так-
же клапаны и отверстия под ними смазываются смазкой AAF
№ 582 (SAE № 10).
Сборка. При установке гнезд щеток мотора для обеспече-
ния их центровки следует пользоваться направляющим стержнем,
пропущенным через мотор и устанавливаемые гнезда.
При установке шариковых подшипников уплотненная консис-
тентной смазкой сторона должна быть обращена к якорю.
Для предварительной установки зазора между концами чер-
вячного валика и упорными шайбами следует завернуть до отказа
Упорные регулировочные пробки. Затем одну из них отвернуть на
Угол в 60—90° и в этом положении законтрить.
97
Окончательная выборка зазора производится при стендовых
проверочных испытаниях клапана.
Перед установкой крышки выключателя следует проверить по-
воротом ведущего стержня сердечника соответствие замыкания и
размыкания контактов электрэпереключателя положению сердеч-
ника при «Off» и «Оп» и убедиться электропроверкой в надеж-
ности контактов.
ПРОВЕРОЧНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
Схема испытательной установки для проверки отремонтирован-
ного распределительного клапана типа 571 приведена на рис. 84.
Роль групп камер протекторов в этой схеме выполняют маномет-
Рис. 84. Схема испытательной установки для проверочных
испытаний распределительного клапана.
Детали схемы (цифры в кружках): 1—распределительный
кла-пан; 2—сепаратор; 3—аккумулятор; 4—вольтметр; 5—
рт.тиые м номегры; 6—чрубмровод от источника сжатого
воздуха; 7—трубопровод к сепаратору; S—трубоппозод от
сепаратора к распределительному клапану; 9—вывозы к ма-
нометрам; 10—вывод в атмосферу; 11—электровыключатель;
12—эл ектронровод.
1—5—выводы распределительного клапана.
ры. Для клапанов других 'модификаций схема аналогична. Эле-
менты схемы соответствуют принципиальной схеме антиобледе-
нительного устройства и дополнительных пояснений не требуют.
Во время испытаний проверяется цикл обращения золотника.
Цикл должен длиться 35—40 секунд и сопровождаться попеоемен-
ным заполнением камер воздухом; на стенде это отражается по-
казанием манометров.
93
Затем проверяется зазор червячного валика в редукторе. Он
устанавливается регулировочными винтами. Правильный зазор
соответствует .минимуму силы тока в цепи электромотора.
Нагрев корпуса клапана после непрерывной работы в течение
30 минут не должен превышать 80°С. Если мотор нагревается
выше указанной температуры, в то время как зазор в редукторе
удовлетворяет условию минимума силы тока, клапан следует ра-
зобрать, осмотреть, собрать и снова испытать.
Во время испытаний клапана следует прослушать работу ре-
дуктора. Она должна протекать равномерно, без рывков и шума.
Для проверки герметичности клапана следует отъединить
подходящие к нему трубопроводы. Затем, заглушив все открыв-
шиеся отверстия, кроме вывода «FROM SEP» (от сепаратора)
пробками, повернуть сердечник в среднее положение между
«Off» и «Оп». Тщательно вытерев клапан у крышек от следов
«масла, подключить сжатый воздух с давлением 0,7 кг/см2 к сво-
бодному отверстию «FROM SEP» (от сепаратора). Если воздух
не просачивается через прокладки, герметичность клапана счи-
тается достаточной.
Разборка, осмотр, сборка и испытания распределительных кла-
панов других модификаций производятся аналогично вышеопи-
санному.
Общая регулировка клапана после его монтажа на самолет
производится тендерами, установленными в тросовой проводке,
которая связывает ручку управления устройством с ведущим
стержнем распределительного клапана.
Требуется, чтобы при переводе ручки в положение «Off» и
«Оп», рычаг стержня занял соответственно те же положения.
КРАН ВВОДА ПОСТОРОННЕГО ИСТОЧНИКА СЖАТОГО
ВОЗДУХА
Для подключения постороннего источника сжатого «воздуха
при наземных опробованиях антиобледенительной системы в воз-
духопроводе установлен специальный кран. На самолетах В 25
и его модификациях кран типа 710-10-100 монтирован на стойке
мотора левой мотогондолы.
На самолете В-24 кран установлен у мотора № 1.
На самолете С-47 кран стоит в правей мотогондоле. Кран имеет
специальный вывод, который обычно заглушен пробкой. При поль-
зовании наземным источником сжатого воздуха пробку следует
Удалить и к открывшемуся отверстию подсоединить трубопревщ
°т наземного источника воздуха. Затем повернуть ручку крапа
в положение «Оп». На самолете В-25 воздух наземного источника
п ’идет к распределительному клапану по левой части трубопро-
вода, а на С-47—по правой части трубопровода.
При отключении наземного источника сжатого воздуха сле-
дует не забывать повернуть ручку в положение «Off», отъеди-
нить трубопровод от крана и заглушить вывод пробкой.
99
МАСЛООТСТОЙНИК
Маслоотстойник состоит из
о 3 пинты.
бачка с ручным сливом
емкостью
Маслоотстойник помещается
в кабине штурмана на
дополнительным сепаратором. Доступ к нему
фюзеляжа у бомболюка.
В месте слива имеется обозначение «Слив
полу
под
возможен «низу
антиобледенительной системы» (de-icer oil pump drain).
Слив 1маслоотстойника следует производить через
10 часов пользования им в полете.
каждые
МАНОМЕТР
Манометр, указывающий давление в воздушной
во время работы антиобледенительного устройства,
магистрали
расположен
в кабине штурмана.
Манометр, шкала которого градуирована от 0 до 20 фунт/кв.
дюйм, что в метрической системе соответствует 0—1,2 кг/см2, мо-
жет быть заменен советским манометром с градуировкой до 1 ат.
ГЛАВА ТРЕТЬЯ
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ВИНТОВ
ТИП И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОГО
УСТРОЙСТВА ВИНТОВ
Обледенение винтов протекает значительно интенсивней, чем
обледенение других частей самолета, и часто является единствен-
ной причиной, ограничивающей полет. В то время -как ледяная кор-
ка на передних кромках несущих поверхностей еще незначитель-
на и на полет не влияет, лопасти винтов обледеневают настолько,
что становится заметно уменьшение тяги винтов. При этом нерав-
номерный отрыв кусков льда от лопастей нарушает весовую и
аэродинамическую балансировку винтов и вызывает опасную
тряску и вибрацию всей винтомоторной группы.
Антиобледенительное устройство винтов на рассматриваемых
самолетах принципиально отличается от антиобледенительного
устройства крыла и оперения.
Центробежная сила, возникающая при вращении винта, стре-
мится сама по себе удалить откладывающийся на лопастях лед.
Отложения типа инея и др. из-за слабого сцепления с поверх-
ностью вообще не удерживаются на лопастях винтов.
Прозрачный лед, сцепление которого с поверхностью отложе-
ния значительно, удерживается лишь на центральной части вин-
тов, примерно на 2/з длины лопастей от корня.
Удалению льда способствуют нагрев от трения о воздух кон-
цов лопастей, имеющих большую окружную скорость, м вибрация.
Таким образом, задача по защите винтов против обледенения
свелась к отысканию средств, уменьшающих силы сцепления меж-
ду льдом и поверхностью обледеневающих участков. Уменьшение
Силы сцепления должно быть таково, чтобы центробежная сила
оказалась достаточной для сброса отложившегося льда.
Первая защитная конструкция, примененная американцами,
представляла собой листовую резину, пропитанную постепенно
выделяющимся наружу пихтовым маслом. Резина наклеиваласо
на передние кромки лопастей и на коки винтов. Пихтовое масло,
Уменьшающее сцепление, обеспечивало сброс центробежной силой
льда с защищенных поверхностей.
Эта конструкция оказалась ненадежной. Истощение ограничен-
ного запаса пихтового масла, впитанного резиной, и невозмож-
ность восстановить этот запас в 'полете часто оставляли винты не-
защищенными во время обледенения. ’ '
101
Естественным развитием описанной конструкции является ши-
роко применяемая сейчас конструкция антиобледенительного
устройства винтов, которая установлена на самолетах В-25, С-47,
В-24, A-20G и других американских машинах. Она была предло-
жена американским инженером И. Р. Меткаф и разработана
и испытана фирмой Гудрич (The В. F. Goodrich С°) совместно
с транспортной компанией TWA (Transcontinental and Western
Air) под руководством бюро коммерческой авиации (Bureau of
Air Commerce).
Рис. 85a. Конструктивная схема антиобледенителя винтов.
1—разбрызгивающее кольцо; 2—втулка винта.; 3—заливная
трубка; 4—выводная трубка; 5—лопасти винта; 6—струя
антифриза.
На рис. 85 приведена конструктивная схема оборудования вин-
та антиобледенительным устройством. Оно состоит из разбрызги-
вающего кольца 1 желобчатого сечения, смонтированного на зад-
ней части втулки винта 2. В желоб кольца из магистрали по
трубке 3 поступает специальная жидкость. К кольцу присоедине-
ны выводные трубки 4, сообщающиеся с желобом. Жидкость, по-
ступающая в разбрызгивающее кольцо через трубки 4, выгоняет-
ся центробежной силой к определенным точкам передних кромок
лопастей винтов. Жидкость, поступившая струей на передние
кромки лопастей, растекается по ним под действием встречного
потока воздуха, обтекающего лопасти, и центробежной силы. Ра-
стекаясь, жидкость покрывает защитной пленкой поверхности ло-
пастей, подвергающихся обледенению.
Жесткое крепление выводной трубки 4, принятое в антиобле-
денителях рассматриваемых самолетов, обеспечивает правильное
омывание передней кромки лопасти только при одном режиме.
102
трубки 4 выбирают обычно для ре-
Положение выходного конца
жима крейсерской скорости.
Поворот лопастей, проис-
ходящий во время изменения
шага винта, ухудшает распре-
деление жидкости на их по-
верхностях. Ухудшение вызы-
вается изменением положения
передней кромки каждой ло-
пасти относительно соответ-
ствующей точки истечения
жидкости.
В последнее время начи-
нает внедряться усовершен-
ствованная конструкция выво-
да жидкости на лопасти вин-
тов, предложенная фирмой
Гудрич. Эта конструкция поз-
воляет сохранить постоянство
положения точки истечения
жидкости относительно1 перед-
ней кромки соответствующей
лопасти.
Конструкция состоит из ман-
жеты, которая монтируется у
корня каждой лопасти. Ман-
жета имеет желобчатое сече-
ние и выходное отверстие для
истечения жидкости. Манжета
жестко связана с лопастью и
при изменении ее шага пово-
рачивается вместе с ней.
Жидкость заливается в же-
лобок манжеты через такую
же трубку, как и применяе-
мая в обычной конструкции.
Через отверстие в манжете
жидкость выходит на лопасть,
под действием центробежной
силы. На рис. 856 показана
схема подачи жидкости на ло-
пасти через выводную манже-
Рис. 856. Схема подачи жидкости
на лопасти через питающую
манжету.
1—втулка винта, 2— выводная ман-
жета; 3—выводная трубка; 4—раз-
брызгивающее кольцо; 5—заливная
трубка; 6—лопасть винта; 7—выход
жидкости на лопасть
Точки вывода жидкости на передние кромки лопастей выбра-
ны с таким расчетом, чтобы жидкосто растекалась возможно
дальше по их передней кромке.
На некоторых самолетах передние кромки лопастей не имеют
Дополнительных покрытий, и жидкость растекается непосредствен-
но по телу лопасти. В других случаях на передние кромки лопа-
стей наклеиваются специальные резиновые протекторы, направ-
103
ляюшие жидкость вдоль лопасти по передней кромке. На рис. 86
представлена лопасть винта самолета В-25 с протектором на пе-
редней кромке.
Рис. 86. Лопасть винта самолета В-25 с резино-
вым протектором на передней кромке.
1—лопасть винта; 2—резиновый протектор; 3—
конец 'выводной трубки; 4—разбрызгивающее
кольцо; 5—питающая магистраль
ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ и ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА УСТРОЙСТВА
В качестве жидкости для антиобледенительной системы винтов
применяются антифризы—жидкости, замерзающие при температу-
рах значительно более низких, чем те, при которых наблюдается
обледенение самолета и его частей в полете.
Переохлажденные частицы влаги, находящиеся в атмосфере,
попав на поверхность, смоченную антифризом, растворяются в
нем. Эти частицы влаги вместе с антифризом образуют, хотя и
более низкой концентрации, но все же незамерзающий раствор,
который сдувается с защищаемой поверхности встречным потоком.
Если подача антифриза на лопасти запаздывает и лед успел об-
разоваться на их поверхностях, действие антиобледенительной
жидкости менее эффективно.
Применение вместо масла антифриза с непрерывной его пода-
чей на защищаемые поверхности винтов позволило предупреж-
дать их обледенение во все время полета и расходовать жидкость
только при полетах в условиях обледенения.
104
На рис. 87 представлена принципиальная схема антиобледени-
тельного устройства для винтов самолетов В-25, С-47 и A-20G.
На рис. 88 представлены принципиальные схемы антиобледени-
телей самолета В-24.
Рис. 87. Принципиальная схема антиобледенителей винтов самолетов
В-25, С-47 и A-20-G.
1—расходный бак; 2—перекрызной кран; 3—гидрофильтр; 4—гидропомпа;
5—магистраль; 6—обратный клапан; 7—разбрызгивающее кольцо; 8—вы-
водная трубка; 9—дренаж; 10—заливная горловина; 11—реостат; 12—
источник электроэнергии; 13—заземление.
Антиобледенительные устройства указанных самолетов одно-
типны и различаются между собой только в деталях.
Антиобледенительное устройство винтов самолетов В-25, С-47,
В-24 и A-20G состоит: из расходного бака /; перекрывного крана
2, установленного на алюминиевом трубопроводе, идущем от бачка;
многодискового фильтра 3, очищающего поступающий в маги-
страль антифриз; гидрэпомпы с электроприводом 4, расположен-
ной вблизи бака; отходящих от помпы к винтам магистралей 5;
обратных клапанов 6—по одному в каждой мотогондоле; разбрыз-
гивающих колец 7, установленных на задней стороне втулки вин-
тов, и трубок 8, выводящих антифриз на передние кромки лопа-
сти винтов. Бачки снабжены дренажной трубкой 9, сообщающей
бак с атмосферой и заливной горловиной 10, имеющей на неко-
торых типах самолетов заливную и сливную трубки. Антиобледе-
нительное устройство винтов самолета В-25 отличается тем, что
его расходный бак служит одновременно баком и для антиобледе-
нителя окна бомбардира. Бак емкостью в 10 ам. галл. (38 л)
расположен в правой мотогондоле (рис. 89).
105
На рис. 90 и 91 представлены отдельные монтажные элементы
антиобледенителя винтов самолета С-47. В схеме этого антиобле-
денителя отсутствуют противосливные клапаны. Бак в самолете
С-47 емкостью в 4 ам. галл. (15 л) установлен на перегородке за
левым пилотским местом (рис. 90).
Рнс. 88. Принципиальная схема антиобледенителей винтов самолета В-24.
Обозначения см. ,рис. 87.
На самолете A-20G расходный бачок емкостью в '3,3 ам. галл.
(12,5 л) помещается в левом верхнем углу заднего бомбоотсека.
Компоновочная схема антиобледенительного устройста винтов
этого самолета представлена на рис. 92.
Антиобледенительное устройство самолета В-24 отличается тем,
что его расходный бак, как и на самолете В-25, обслуживает так-
же и антиобледенитель окна бомбардира.
На самолетах ранних серий установлен бак емкостью в 6 ам.
галл. (23 л). Он размещен в нише переднего колеса шасси. На
самолетах более поздних серий установлен бак с увеличенной
емкостью до 21 ам. галл. (80 л). Он помещен над центропланом
между люками для спасательных лодок.
Антиобледенитель винтов самолета В-24 обслуживается двумя
помпами, включенными в магистраль согласно схеме рис. 88. На
самолетах более ранних серий одна помпа обслуживает правые
винты, а другая—левые.
106
УПРАВЛЕНИЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫМ УСТРОЙСТВОМ
Управление антиобледенителем винтов на самолете С-47 до-
стигается двумя агрегатами: электровыключателем, который смон-
тирован на левом электрощитке в пилотской кабине, и регулиоо-
вечным реостатом, изменяющим число оборотов электромотора
Рис. 89. Компоновка элементов антиобледенителя винтов на самолете В-25.
1—расходный бак; 2—перекрывной кран; 3—фильтр; 4—гидропомпа; 5—гидпо-
магистрали к винтам; 6—противосливные клапаны; 7—разбрызгивающие коль-
ца; 8—выводные трубки; 9—дренажная трубка; 10—заливиая горловина со
сливными трубками; //—реостат управления; 12—вывод в магистраль анти-
обледенителя окна бомбардира.
гидропомпы, а следовательно, и ее производительность, которая
лежит в пределах от 2 до 12 л/час. Реостат укреплен на противо-
пожарной перегородке за первым пилотом (рис. 93).
На самолетах В-24, В-25 и A-20-G включение, выключение и ре-
гулировка производительности помпы производится только одним
реостатом (рис. 94). На ручке реостата показано соответствую-
щее направление вращения помпы.
При своевременном включении устройства, т. е. до начала об-
леденения винтов, достаточно расходовать 3,0—3,5 л/час анти-
фриза на один винт. Если же наблюдается перебой в работе вин-
тов, что указывает на образование льда на лопастях, подачу ан-
107
тифриза следует увеличить вплоть до полного включения реостата
на максимальную производительность гидропомпы.
Ряс. 90. Компоновка элементов антиобледенителя винтов в
фюзеляже самолета С-47.
/—дренажная трубка; 2—расходный бак; 3—крепежные леп-
ты; 4. 5—верхний и нижний кронштейны; 6—заливная гор-
ловина; 7—трубка ст бака к крану; 8—перехрывной кран;
9—переходная арматура; 10—фильтр; 11—ниппель; 12—арма-
тура; 13—гидропомпа; 14—винт крепления помпы; 15—18—
трубопроводы от гидропомпы к разбрызгивающим кольцам.
На ряде самолетов применяются реостаты, у которых крайнее
левое положение ручки соответствует состоянию «Off» (выклю-
чено). Включение питающей помпы достигается поворачиванием
ручки по направлению вращения часовой стрелки, как это имеет
место на самолете С-47. По мере поворачивания происходит уве-
личение производительности помпы. Указатель на реостате имеет
два обозначения: в левом <крайнем положении—«Off», в правом—
«Fast» (максимальная производительность).
Однако такой порядок управления подачей антифриза в ма-
гистраль имеет существенный недостаток. Он не всегда обеспе-
чивает готовность устройства к работе. Между тем процесс об-
леденения винтов требует скорейшего заполнения магистрали ан-
тифризом и выхода его на лопасти.
108
В ряде случаев в первый момент включения необходимо бы-
стро подать на лспасти винтов наибольшее количество антифри-
за для растворения корочки льда, образовавшегося из-за запоз-
дания включения устройства.
Рис. 91. Компоновка элементов антиобледенителя
винтов.
1—питающая магистраль; 2—кронштейн крепле-
ния заливной трубки; 3—разбрызгивающее коль,
но; 4—трубка кольца; 5—выводная трубка и ее
кронштейн; 6—картер мотора.
Такая же необходимость может встретиться, если проходные
отверстия агрегатов устройства загрязнены и требуют промывки.
Чтобы в начальный момент можно было использовать всю
мощность и производительность помп, порядок их включения в
работу реостатом изменен. Крайнее левое положение ручки рео-
стата попрежнему соответствует положению «Off». Затем по ходу
ручки вправо помпа включается на свою максимальную произво-
дительность. Это обозначено на трафарете реостата надписью
«Fast» (быстро). Дальнейшее поворачивание ручки реостата по
направлению часовой стрелки сопровождается уменьшением про-
изводительности помпы. Минимальная производительность, соот-
ветствующая крайнему правому положению ручки, обозначена на
реостате надписью «Slow» (медленно).
Пользуясь антиобледенителем, следует внимательно ознако-
миться с типом установленного реостата. Если поставлен реосгаг,
аналогичный приведенному на рис. 94, следует твердо помнить,
что выключение устройства достигается лишь при повороте руч‘
109
ки доотказа в положение «Off». Недсвсрачивание ручки до-
отказа вызовет быструю потерю наличного антифриза.
Рис. 92. Компоновочная схема антиобледенителя винтов самолета A-20-G.
/—гидропомпа Эклипс; Г—трубопровод левей магистрали; 3—расходный бак;
4—мерная рейка; 5—дренаж; 6—зализная горловина; 7—трубопровод правой
магистрали; 8—фильтр; 9 —перекрывной кран; 10—противооливной клапан;
//—разбрызгивающее кольцо; 12—выводная трубка.
Реостаты управления антиобледенителями винтов установле-
ны: на самолете В-25—на электоощитке в пилотской кабине, на
самолете В 24—на приборной доске второго пилота слева, на са-
молете A-20-G—на нижнем электрощитке в кабине пилота.
ГИДРОПОМПЫ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЕЙ ВИНТОВ,
КАРБЮРАТОРОВ И ОКОН
На рассматриваемых американских самолетах встречаются
разнообразные типы маломощных гидропомп. Они служат для
110
подачи антиобледенительной жидкости к агрегатам, защищаемым
против обледенения. На разных сериях однотипных самолетов
для одного и того же защищаемого агрегата можно встретить
помпы различных фирм.
Так, например, на само-
летах С-47 в антиобледени-
тельном устройстве для винтов
встречаются как шестеренча-
тые помпы фирмы Эклипс, так
и ротативные помпы фирм
Велдон или Адель. В анти-
обледенительных устройствах
карбюраторов можно встре-
тить помпы фирмы Адель или
же фирмы Велдон.
(Каждая из рассматривае-
мых ниже помп собрана вме-
сте с приводящим ее в дви-
жение электромотором и от-
личается производительностью,
определяемой режимами ра-
боты электромотора.
Последнее обстоятельство
делает весьма удобным при-
менение помп в антифризных
антиобледенителях. Оно поз-
воляет в широких пределах в
зависимости от интенсивности
Рис. 93. Реостат управления анти-
обледенителем винтов самолета С-47.
/—реостат; 2—«О If» (выключено);
3—«Fa^i» (быстро); 4—расходный
бак.
обледенения дозировать выход
антифриза из расходного ба-
ка в систему. В связи с этим
гидропомпы антиобледените-
лей получили известность, как
дозировочные помпы (.metering
pump).
Дозировочные помпы выпускаются с одним и двумя выхода-
ми. Двухвыходные помпы имеют одно приемное отверстие и два
выходных. Однсвыходные помпы имеют только одно выходное от-
верстие. Значительное количество поименованных типов помп сле-
дует объяснить дефектами, которые возникают при эксплуатации
той или иной помпы.
Малые проходные отверстия (диаметром 2—3 мм) в помпах
часто засоряются из-за недостаточной фильтрации прокачиваемой
Жидкости и отказывают в работе.
Гидропомпы часто отказывали в работе при применении спир-
тсглицериновой антиобледенительной жидкости; образующаяся
вследствие испарения спирта из смеси глицериновая пленка за-
купоривата проходные отверстия помп. Это вынудило отказать-
ся от употребления спиртоглицепиновой смеси и применять чи-
стый изопропиловый спирт.
Ш
Разрежение, создаваемое гидропомпами, незначительно. В свя-
зи с этим помпы обычно устанавливают под расходным баком
с тем, чтобы жидкость из бака поступала в них самотеком.
В крайнем случае, они могут быть поставлены на 0,6—1 >м выше
уровня жидкости в баке. Однако такая установка сопровождает-
ся заметным запаздыванием выхода жидкости из помпы в маги-
страль.
Рис. 94. Реостат управления антиобледенителем винтов
самолета В-25.
1—электрощитах; 2—реостат; 3—« FAST FLOW» (быстрый
поток); 4—«bl.OW 1LOW» (медленный поток); 5—«Ofi>
(выключено); 6—«Оп» (включено); 7—рычажок включателя
антиобледенителя карбюраторов.
Одним из основных технических требований, предъявляемых
к гидропомпам, непосредственно вращаемым от электромотора,
является их пожарная безопасность. Чтобы при искрении элек-
тромотора исключить возможность воспламенения паров циркули-
рующего спирта, электромотор имеет герметизированный корпус,
который изолирует его арматуру от окружающей среды.
Гидропомпы всех описанных дальше конструкций не требуют
специального ухода между ремонтными сроками. Не требуют они
и периодической смазки. Подшипники электромотора и элементы
редуктора уплотнены консистентной смазкой, не требующей за-
мены.
Гидропомпы фирмы Эклипс
Из всех известных конструкций гидропомп, входящих в анти-
фризные антиобледенительные устройства, наибольшее распро*
112
странение получили производимые американской фирмой Эклипс
гидропомпы моделей 565 и 744. По своим основным характери-
стикам они одинаковы.
Модель 565 выпускается фирмой Эклипс только в двухвыход-
ном варианте.
Помпу можно использовать и как одновыходную, если заглу-
шить один из ее выходов. Модель 744 выпускается в двух ва-
риантах: двухвыходном и одновыходном. На рис. 95 представлен
общий вид двухвыходной помпы этой модели.
Рис. 95. Двухвыходиая гидропомпа Эклипс. Тип 744.
1—помпа; 2—редуктор; 3—электромотор.
На рис. 96 показана установка на самолете В-25 двух- и одно-
выходной помп Эклипс типа 744. Первая обеспечивает подачу
антифриза к лопастям винтов, а вторая—к окну бомбардира.
Производительность двухвыходных помп моделей 565 и 744
при работе электромотора от сети с напряжением в 12 в может
быть изменена от 4 до 12 л/час. Изменение производитель-
ности помп Эклипс достигается соответствующей переменой чис-
ла оборотов мотора. Последнее достигается изменением электро-
сопротивления регулировочного реостата, включенного в цепь
мотора. При напряжении бортовой сети в 24 в производительность
этих помп может меняться в пределах 4—24 л/час.
Одновыходные помпы модели 744 соответственно имеют про-
изводительность: при 12 в—от 2 до 6 л/час, а при 24 в—от 4 до
113
12 л/час. Максимальная сила тока в обмотке электромотора рав-
на 1,75 а.
Развиваемое помпами разрежение равно 75 мм рт. ст. при
максимуме в 200 мм рт. ст.
Давление на выходе колеблется от 0,7 кг/см2 дэ 1 кг/см2 для
моделей 565 и от 1 кг/см2 до 1,35 кг/см2 для моделей 744.
Рис. 96. Установка двух- и одновыходной помп Эклнпс типа 744 на
самолете В-25.
1—двухвыходная помпа антиобледенителя винтов; 2—одновыходная пом-
па антиобледенителя окна бомбардира; 3— трубопровод от расходного
бака; 4—«трубопровод к правому винту; 5—трубопровод к левому винту;
6—трубопровод к окну бомбардира; 7—электропроводка.
Конструкция гидропомы Эк лип с. Двухвыходная
помпа (рис. 97) состоит из собранных в един агрегат: собствен-
но помпы 1, редуктора 2 и электромотора 3.
Помпа 1 собрана из трех выполненных из нержавеющей стд-
ли пластин 4, 5, 6, соединенных шестью болтами 7, 8, из кото-
рых два служат одновременно для крепления помпы к корпусу
.редуктора.
Передняя пластина 4 имеет среднее входное и два боковых
выходных отверстия с внутренней резьбой Ур".
Средняя пластина 5 имеет три сквозных гнезда под шестерни
из нержавеющей стали: среднюю ведущую шестерню 9 и две
сцепленные с ней боковые ведомые шестерни 10. Задняя пласти-
на 6 глухая. Она закрывает помпу. Для обеспечения герметично-
сти соприкасающиеся поверхности пластин тщательно притерты
Друг к другу.
Редуктор 2 состоит из литого корпуса 11 с фланцами 12 и 13
крепления помпы и электромотора. Фланец 13 для крепления мо-
тора является вместе с тем передней крышкой мотора. В нем
впрессован шариковый подшипник 14.
114
по б 'б
В корпусе редуктора на приводном валике 15 сидит пласт-
массовая червячная шестерня 16, сцепленная с передним червяч-
ным концом вала 17 якоря электромотора. Корпус редуктора за-
крывается крышкой 18. Передаточное число редуктора 40:1.
Электромотор 3 постоянного тока работает при напряжении
12—24 в.
Рис. 98. Схема действия двухвыходной гидропомпы Эклипс.
1—электромотор; 2—редуктор; 3— передняя пластина помпы; 4—
средняя пластина; 5—задняя пластина помпы; 6—ведущая шестер-
ня; 7—ведомые шестерни; 8—входные каналы; 9—выходные кана-
лы помпы; 10—перекры'знон кран; //—фильтр Эклипс; 12—входной
штуцер; 13—выходные штуцеры; 14—полость всасывания; 15—по
лость нагнетания.
Стрелками обозначена циркуляция жидкости в помпе.
Он рассчитан как на однспроводную, так и на двухпроводную
бортовую электросеть. Число оборотов мотора изменяется с по-
мощью реостата. Арматура мотора заключена в герметически за-
крытом корпусе.
Одновыходная помпа модели 744 отличается от двухвыходной
количеством шестерен. Вместо трех она имеет две шестерни—
ведущую и ведомую. Длина пластин у этой помпы соответствен-
но короче, чем у двухвыходной.
Принцип действия помп Эклипс. Жидкость, no-
ne
ступающая в помпу через входной штуцер 12, проходит каналы 8
(рис. 98), расположенные по диагонали в передней пластине.
Входные каналы 8 направляют поступающую жидкость к зуб-
цам в полости всасывания 14 между ведущей и ведомыми ше-
стернями. Жидкость, заполнившая пространство между зубцами,
увлекается шестернями при их вращении и выжимается зубцами
шестерен в противоположные полости нагнетания 15. Из них она
выталкивается в магистрали по верхнему и нижнему выходным
каналам 9 передней пластины 3.
Благодаря тому, что шестерни помпы сидят в гнездах сред-
ней пластины с минимальным зазором, полости 14 и 15 практи-
чески не сообщаются между собой. Это обеспечивает их взаимную
независимость и определенный расход жидкости, циркулирующей
по каждой магистрали, отходящей из помпы.
Одновыхсдная помпа действует по тому же принципу, что и
двухвыходная.
Работа собственно помпы не зависит от ее расположения, но
так как якорь электромотора не имеет упорных подшипников,
помпу следует устанавливать строго горизонтально.
Разборка помпы. По окончании зимы помпу нужно де-
монтировать с самолета, разобрать, осмотреть, сменить все по-
врежденные или изношенные детали, собрать, испытать и закон-
сервировать до следующей установки на самолет.
Чтобы собственно помпу модели 744 отделить, достаточно вы-
вернуть два средних винта ее крепления к фланцу редуктора.
Последующим удалением четырех остальных винтов достигается
отделение пластин друг от друга. При демонтаже помпы следует
следить за тем, чтобы не потерять переходный поводок 19
(рис. 97) от валика редуктора к ведущей шестерне, а также не
повредить или не поцарапать зубцы и боковые поверхности ше-
стерни. Хотя шестерни взаимно заменяемы, для облегчения об-
ратной сборки их следует ставить в те Же гнезда, из которых
они были вынуты.
Для разборки мотора и редуктора в первую очередь следует
удалить щетки 20 электромотора. Затем вывернуть крышку 18
редуктора, снять червячную шестерню 16 и вынуть с противопо-
ложного конца приводной валик 15, на котором сидит шестерня.
При этом следует сохранить уплотнительные шайбы и шпонку,
сидящие на валике.
После удаления четырех болтов 21 корпус мотора легко сни-
мается вместе с передним подшипником 14 и червяком 17, сидя-
щими на конце якоря 22. Последний также без труда выходит
из заднего подшипника 23 и корпуса -мотора. При этом следует
вынуть прокладку 24, поставленную на заднем конце вала якоря
между коллектором и задним подшипником.
Червяк и подшипник у переднего конца вала якоря следует
снимать лишь в том случае, если они повреждены или изношены.
Для того чтобы вынуть индуктор 25 из корпуса электромото-
ра, достаточно отвернуть два укрепляющих его винта 26, голов-
ки которых открываются при удалении крышки -мотора. Следует
117
помнить, что эти же винты закрепляют капсюли электрощеток
^мотора. При снятии индуктора мотора следует обозначать ярлы-
ками места присоединения концов обмоток возбуждения.
Разборка помпы заканчивается удалением заднего подшипни-
ка и капсюлей щеток.
Осмотр и ремонт. Все детали следует очистить четы-
реххлористым углеродом или бензином и затем осушить сжатым
воздухом.
После очистки следует проверить зазоры соприкасающихся
подвижных деталей. Если они превосходят допускаемые размеры,
приведенные в табл. 9, изношенные детали следует заменить но-
выми.
Старую набивку шариковых подшипников следует удалить,
подшипники очистить и проверить на легкость вращения. Де-
фектные подшипники следует заменить. В противном случае они
должны быть снова уплотнены консистентной смазкой AAF
№ 3560 (отечественный заменитель—КВ или НК-30).
После промывки шестерен проверяются их размеры. Если диа-
метр шестерен меньше 25,22 мм или толщина меньше 4,99 мм,
шестерни должны быть заменены. Шестерни также подлежат за-
мене, если зубцы их закруглились или заострились.
Если диаметр гнезд средней пластины помпы превышает
25,20 мм, пластина должна быть заменена. Переднюю и заднюю
пластины помпы следует тщательно осмотреть; поверхности, со-
прикасающиеся со средней пластиной, должны быть притерты, а
сообщающие отверстия—прочищены.
При осмотре деталей редуктора обратить внимание на зубцы
шестерни и резьбу валика. Если они заострились, их следует
сменить.
Якорь мотора следует очистить. Проверить его обмотку на
разрыв и короткое замыкание на корпус. При выявлении повре-
ждений якорь должен быть заменен.
Коллектор якоря следует очистить тонкой стеклянной бумагой
№ 0000.
Если эксцентричность псверхности коллектора относительно
оси якоря превосходит 0,03, коллектор следует обработать на то-
карном станке. Уменьшение диаметра коллектора больше чем на
0,3 мм не допускается. В этом случае якорь следует заменить.
Таблица 9
Допускаемые зазоры
№ п'п. Наименование зазор. Допускаемый з зор
максимум минимум
1 (Париковые подшипники—огь якоря 0,01 0,00
2 Шариковые подшипники — гнезда корпуса . . 0,01 0,005
3 Черняк - ось мотора 0,02 0,005
4 Червячная шестерня- валик шестерни .... 0,<)2 0,01
5 Rani к шестерни- его подшипники 0,02 0.01
6 Подшипники валика -гнез ia корпуса 0,02 0,01
7 Зазор между пластинами и шестернями . . . 0,015 0,007
118
Индуктор мотора следует опустить в четыреххлористый угле-
род, промыть и затем осушить сжатым воздухом. После очистки
проверить обмотки возбуждения индуктора аналогично тому, как
это было указано в отношении обмотки якоря.
Если щетки электромотора износились до длины 9—10 мм, их
следует заменить.
Сборка. Сборка деталей помпы после ремонта производит-
ся в порядке, обратном разборке.
Перед установкой индуктора следует поставить капсюли ще-
ток электромотора.
Для обеспечения центричности пропустить сквозь корпус, мо-
тор и капсюли стержень соответствующего сечения и держать
его до момента закрепления капсюля винтами крепления индук-
тора. Индуктор должен быть введен в корпус мотора после под-
соединений концов обмотки возбуждения согласно ранее сделан-
ным пометкам.
При сборке редуктора сцепление следует набить консистентной
смазкой.
Во время проверочных испытаний на стенде производитель-
ность помпы проверять при напряжении сети в 28 в, разрежении
на всасывании 100 мм рт. ст. и давлении на выходе 1 кг/см2.
При работе в течение 5 минут производительность двухвыход-
ных помп через один выход должна быть не меньше 210 см3/мин.
Сила тока при этом не должна превышать 1,75 а.
При опробовании в течение 5 минут с напряжением в 14 в
каждый выход должен быть ПО см3/мин при максимуме силы
тока в 1,75 а. Различие между производительностью в каждом
выходе не должно превышать 5%.
При 31 обороте в минуту приводного валика производитель-
ность помпы должна быть не меньше 1 л/час через каждый вы-
ход. Замер оборотов производится тахометром у заднего конца
валика. Если при испытаниях вышеуказанные технические тре-
бования не удовлетворяются, помпу следует перебрать и снова
ее испытать.
В табл. 10 приведены возможные эксплоатационные неисправ-
ности гидропомп Эклипс и способы их устранения.
Табл и па 10
KU/U
Возможные неисправности помпы и их устранеине
Неисправность
Возможные
причины
Способ устранения
1 Отказ электромото-
ра
Недостаточное на-
пряжение электросети
Неправильное сое-
динение электропро-
водки или увеличение
сопротивления цепи
из-за ослабления кон-
тактов или коррозия
зажимов аккумулято-
ров
Проверить напря-
жение
Проверить электро-
проводку, очистить за-
жимы аккумуляторов и
затянуть все соедине-
ния
119
1 ’Н/И БХ 1 Неисправность (Возможные причины 1 1 Способ устранения
2 Отказ или недоста- Износ электрощеток Неисправность рео- стата Цепь мотора нако- ротко замкнута или заземлена Утечка антифриза Заменить щетки Проверить реостат Проверить электро- обмотку мотора Затянуть соедини-
точная •производитель- ность собственно пом- пы через соединения. Закрыт перекрыв- ной кран у бачка Пустой бак Бак поврежден Валик помпы де- формирован. Засорение каналов помпы. Заедание протизо- сливных клапанов .в магистрали тельную арматуру Открыть кран, за- менить его, если он •не работает Залить бак Заменить бак Разобрать помпу и заменить валик Снять помпу и про- мыть Перебрать клапаны
Гидропомпы фирмы Адель
Гидропомпы фирмы Адель применяются преимущественно в
антиобледенительных устройствах карбюраторов. Изредка они
встречаются и в антиобледенительных устройствах для винтов.
Эти помпы выпускаются одновыходные и двухвыходные. Пом-
пы серии «I», устанавливаемые на рассматриваемых самолетах,
рассчитаны на 24 в как двухпроводной, так и однопроводной
электросети.
Производительность двухвыходной помпы в час равна 5 ам.
галл. (19 л), по 2,5 галл, на каждый вывод, а однсвыходной пом-
пы—2,5 ам. галл. (9,5 л).
Производительность помпы регулируется реостатом.
Конструкция собственно помпы. Гидропомпа со-
стоит (рнс. 99) из двух соединенных винтами агрегатов—соб-
ственно помпы и электромотора.
Сечения АА, ББ отдельно показанный патрон, представлен-
ные на рис. 100, позволяют проследить детально конструкцию
собственно помпы.
Корпус собственно помпы (рис. 100, а) выполнен из алюминие-
вого сплава. Он имеет одно входное и два выходных отверстия
с внутренней резьбой Бриггса Ув" под переходную арматуру.
Входное отверстие 2 сообщается каналами 4 с внутренней ка-
мерой 5. В корпусе Поставлена прокладка б с центральным от-
верстием 7, двумя выходными отверстиями и тремя отверстия-
120
ми под болты крепления. Прокладка 6 изолирует камеру всасы-
вания от камеры нагнетания.
Рис. 99. Гндропомпа Адель.
1—собственно помпа; 2—электромотор; 3—сцепление электромотора с помпой;
4, 5—входной н выходной выводы.
За прокладками 6 внутрь корпуса поставлен патрон, в кото-
ром находится статор 9, имеющий (рис. 100, б) выходные кана
лы 10. В коническое отверстие статора, в свою очередь, вмонти-
рованы скользящие подшипники 11, 12; ротор 13, несущий вали-
ки 14, и втулка 15. Патрон закрепляется в корпусе 1 кольцами
17 и 18.
Подшипники и валики патрона (рис. 100, в) -выполнены
из нержавеющей стали. Неподвижная втулка 15 имеет отверстия
16, которые сообщают с выходными каналами 10 полости, обра-
зованные валиками 14 и внешней поверхностью ротора. Ось ро-
тора имеет продольное 19 и поперечное 20 отверстия. Они сооб-
щают входную камеру 5 с полостями между роликами и выход-
ными каналами 10.
Герметичность помпы достигается конической посадкой под-
шипников и специальным замком. Замок состоит из бронзо-
вого кольца 22, которое прижато к боковой поверхности соответ-
ствующего подшипника пружинами 24, собранными в патроне 23.
Давление пружин на кольцо передается через обжимку 25 и ре-
зиновую втулку 26.
Пружины 24 нанизаны на кольцо 27. Шпилька 28 с одной сто-
роны служит для крепления детали 23, а с другой является эле-
ментом сцепления помпы с электромотором.
В месте посадки бронзового кольца 22 вал ротора имеет вы-
точку 29, которая по отверстию 30 ссобщается через централь-
ный канал с линией отсасывания помпы.
Конструкция одновыхедной помпы отличается тем, что одно
из двух -выходных отверстий в корпусе заглушено.
Электромотор. Отлитый из алюминия, герметически за-
крытый корпус мотора (рис. 101) составляют: съемная крышка 1
121
81 it
с передним подшипником в ней и кожух 3, в котором размещены
вся электроарматура 4 мотора и задний подшипник 5. В целях
герметизации гнёзда для шариковых подшипников выполнены
так, что исключают возможность проникновения через них воз-
духа, паров спирта, пыли и пр. Указанная конструкция обеспечи-
вает безопасность помпы в пожарном отношении.
IIHIIIIIinillllDllllllllfHllllll
Phc. 101. Электромотор гидропомпы Адель-.
/—крышка; 2—передний подшипник; 3—кожух мотора; 4—электро-
арматура; 5—задний подшипник.
jllllllllllllllllllllllllllllttlllllll
IlllllllllllllllllHllllllflllllllll
llllllllllllllllllllllllllllllllll!l
lilllllllllllilllllillllllllllll
(Мотор, как 'и помпа, не требует регулировки, кроме замены
щеток. Подшипники мотора не нуждаются в смазке, так как они
уплотнены консистентной смазкой.
Принцип действия помпы основан на центробежном
эффекте. Жидкость, поступив в помпу через входное отверстие 2
(рис. 100, а), заполняет внутреннюю камеру 5 и через отверстие?
прокладки 6 проходит в центральный канал 19 (рис. 100, в». Во
время вращения ротора центробежная сила по отверстию 20 вы-
гоняет жидкость из центрального канала в полости на боковой
поверхности ротора. Полости образованы роликами, наружной по-
верхностью ротора и внутренней поверхностью статора. При вра-
щении эти полости на поверхности ротора поочередно сообщаются
с проходными каналами 10 втулки 15. Жидкость благодаря цен-
тробежному эффекту устремляется из полостей в каналы и даль-
ше по соответствующим каналам следует в правую и левую ма-
гистрали.
Если часть жидкости просачивается у переднего подшипника,
то она собирается в выточке 29 вала и отсасывается через от-
верстие 30 обратно в центральный канал. Этим исключается утеч-
ка жидкости через подшипник.
123
Разборка. Помпа должна подвергаться разборке, осмотру,
ремонту и проверочным испытаниям не реже одного раза в год.
Так как статор и заключенные в нем детали (подшипники,
втулка и ротор) не разбираются, перед общей разборкой помпы
следует проверить степень их загрязнения. Для этой цели нужно
включить помпу в работу на полную производительность и про-
пустить через нее чистый спирт. По степени загрязнения спирта
определяется загрязненность всех деталей, заключенных в патро-
не.
Очистка агрегата достигается погружением его в чистый
спирт с выдержкой в течение суток, последующей промывкой его
новой порцией спирта и просушкой сжатым воздухом.
Для того чтобы разобрать гидропомпу, следует в первую оче-
редь удалить щетки электромотора и, вывернув винты крепления
помпы к мотору, разъединить их. Затем следует снять крышку
корпуса мотора вместе с передним роликовым подшипником. Уда-
ление крышки будет сопряжено с трудностями, так как она плот-
но сидит на кожухе корпуса.
Дальнейшая разборка электромотора пояснений не требует.
Следует лишь иметь в виду, что при удалении штепсельной ро-
зетки предварительно должны быть отпаяны концы обмотки
электромотора.
Для того чтобы разобрать собственно помпу, следует вывер-
нуть из корпуса прижимные кольца и вынуть штифт, удерживаю-
щий уплотнительный замок. Статор, как было указано выше, не
разбирается.
Осмотр и ремонт. После разборки все детали мотора
следует продуть сжатым воздухом и подвергнуть осмотру. Если
щетки мотора укоротились до длины 8—9 мм, их следует сменить.
Если коллектор мотора загрязнен, его следует протереть
тканью, смоченной в бензине, и отшлифовать стеклянной бума-
гой № ООО. Не следует пользоваться грубой наждачной бумагой,
так как металлические опилки могут накоротко замкнуть пласти-
ны коллектора.
Если износ коллектора значителен, его следует обработать на
токарном станке и сменить щетки.
Если шариковые подшипники ослабли или, наоборот, туго вра.
щаются, их следует сменить.
Осмотреть резиновую втулку замка и при наличии заметных
деформаций или износа сменить ее. Осмотреть металлические де-
тали замка и, если заметны признаки повреждений, сменить их.
Тщательно осмотреть патрон и входящие в него детали и при
наличии повреждений сменить.
Испытание. После осмотра, смены неточных деталей, ре-
монта и обратней сборки следует проверить производительность
помпы и отсутствие утечки через нее жидкости.
Возможные эксплоатационные неисправности помпы и способы
их устранения приведены в табл. 11.
124
Таблица 11
Эксплоатационные неисправности помпы Адель и их устранение
> п/п. Неисправность Возможная причина Способ устранения
1 Утечка антифриза через стыки электромотора и собственно помпы 1) Разрушение бронзо. вых запорных колец 2) Повреждение резино- вой уплотняющей втулки Заменить Заменить
2 Различный выход анти- фриза в выходные ма- гистрали и уменьше- ние требуемого давле- ния 1) Внутренняя течь из-за порчи пгокладки меж- ду корпусом помпы и «статором 2) Внутренняя течь в Са- мом статоре Заменить прокладку Заменить патрон ста- тора
3 Мотор не работает 1) Заедание статора 2) Износ щеток 3) Шероховатость кол- лектора 4) Дефект электроарма- туры (мотора б) Изношены подшип- ники Заменить статор Заменить щетки Отшлифовать коллектор Проверить всю электро, арматуру и сменить поврежденные части Сменить подшипники
Гидропомпы фирмы Велдон
Гидропомпы фирмы Велдон применяются в антиобледенитель-
ных устройствах винтов и карбюраторов. Так же, как и помпы
фирмы Эклипс и Адель, одновыходные и двухвыходные помпы
Велдон смонтированы за одно с приводящим их во вращение гер-
метически закрытым электромотором, работающим от напряже-
ния 24—27 в.
Фирма Велдон выпускает несколько типов гидропомп. Сход-
ные по конструкции и одинаковые по принципу своего действия,
модели различаются между собой производительностью и харак-
тером действия. Модели двухвыходных помп различаются номе-
рами в пределах чисел первой сотни. Модели одновыходных помп
различаются номерами в пределах чисел второй сотни.
Двухвыходные модели 100, 100-1, 100-2, 100-3 и оцновыход-
ные 200, 200-1, 200-2, 200-3 относятся к помпам, производитель-
ность которых меняется в пределах от % до 2 ам. галл. (2—8 л) в
час через один выход соответственно изменению числа оборотов
электромотора помпы в пределах 3000—13 000 об/мин.
J25
Двухвыходные модели 100-4, 100-5, 100-6, 100-7 и одновыход-
ные—200-4, 200-5, 200-6, 200-7 относятся к помпам, производи-
тельность которых постоянна и равна 2—3 ам. галл. (8—12 л)
через один выход.
Двухвыхэдные модели 101, 101-1, 101-2, 101-3 и одновыход-
ные 201, 201-1, 201-2, 201-3 относятся к помпам с повышенной
производительностью, изменяющейся в зависимости от числа обо-
ротов электромотора в пределах 1—4 ам. галл, в час (4—15 л).
Число оборотов мотора изменяется с помощью реостата в пре-
делах 3000—13 000 об/мин.
Двухвыходные помпы 101-4, 101-5, 101-6, 101-7 и одновыход-
ные 201-4, 201-5, 201-6, 201-7 относятся к помпам с повышенной
постоянной производительностью до 5 ам. галл, в час (19 л) че-
рез один выход.
Число оборотов электромотора помп с постоянной производи-
тельностью равно 13 000 об/мин.
Давление на выходе: нормальное 75 мм рт. ст., максимальное
200 мм рт. ст.
Выпуск значительного количества моделей помп, различаю-
щихся характером своей производительности, вызван стремлением
фирмы Велдон обеспечить каждый вид антиобледенительного
устройства специальней, наиболее подходящей ему помпой. Так,
антиобледенительное устройство винтов требует регулировки по-
ступления жидкости на лопасти в широком диапазоне, что обес-
печивается моделями с регулируемой производительностью. В то
же время в карбюраторах наилучший антиобледенительный эф-
фект достигается при быстром и наибольшем поступлении анти-
фриза к защищаемым от обледенения деталям. Это может быть
обеспечено моделями помп с постоянной производительностью.
Модели гидропомп конструктивно мало различаются. На
рис. 102 представлены одновыходная и двухвыходная помпы. Два
основных ее агрегата—электромотор и собственно помпа—соеди-
нены между собой четырьмя винтами. .
Корпус собственно п 1мпы (рис. 103) состоит из двух соеди-
няющихся винтами литых частей—средней 1 и внешней 2, выпол-
ненных из алюминиевого сплава.
Внешняя часть 2 имеет одно входное 3 и два выходных 4 от-
верстия с внутренней резьбой Бриггса и шесть отверстий под
винты ее крепления. В эту часть корпуса впрессована упорная
шайба 5, которая имеет два канала 6, сообщающих выходные от-
верстия 4 с внутренней частью помпы.
Средняя часть корпуса / с одной стороны имеет фланец креп-
ления корпуса к электромотору, а другей—примыкает к внешней
части 2 корпуса. В среднюю часть 1 впрессована втулка 7. Она
имеет две котьцевых выточки 8, 9, две пары входных 10 и вы-
ходных 11 продольных канавок. Отверстия 12 сообщают канав-
ки 10 и И с задней колоцевой вытечкой 8; с этой же вытечкой
отверстие 13 сообщает входное отверстие 3. Каждая пара кана-
вок 10. 11 разделена лопатками 14, сидящими в пазах втулки 7.
126
Пружина 16 прижимает лопатки к центру корпуса. Внутри втул-
ки 7 находится кулачковый ротор 17. Между его боковой по-
верхностью и внутренней поверхностью втулки образуются
Рис. 102. Одно- и двухвыходные гидропомпы Велдон:
о—двухвыходная помда; б—одновыходная помпа.
полости 18. Хвостовик ротора входит в прорезь конца валика
электромотора. Распорная пружина 19 через упорные шайбы 20
уплотняет выход вала мотора и предупреждает утечку антифри-
за через него.
Электромотор гидропомпы сериесного типа рассчитан на од-
яопрсводную бортевую электрссеть напряжением 24 в. Арматура
электпомотэра заключена в герметичн > закрытом корпусе. Дета-
ли бственнэ помпы приведены на рис. 105.
127
Принцип действия. Жидкость, поступившая в поло-
сти /8 по входному отверстию 3 (рис. 103, 104), каналам /2 и /3 и
дальше через заднюю кольцевую выточку и канавки 10, задер-
живается неподвижными лопатками 14. При вращении ротора 17
S*.
Рис. ЮЗ, 10-1. Гидропомпа
Велдон.
а—конструкция помпы и цир-
куляция через нее жидкости;
б—схема помпы.
1—средняя часть корпуса пом-
пы; 2—внешняя часть корпуса
помпы; 3—входное отверстие;
4—выходные отверстия; 5—
упорная шайба; 6—выходной
канал; 7—втулка; 8, 9—коль-
цевые выточки; 10—входная
канавка; 11—выходная канав-
ка; 12—отверстия; 13—отвер-
стие; 14—лопатки; 15—хвосто-
вик; 16—пружина; 17—ротор;
18—полости; 19—распорная
пружина; 20—упорная шайба
она выталкивается в наружные магистрали через канавки 11, ка-
налы и выходные отверстия 4. Этот способ действия помпы обес-
печивает взаимную независимость циркуляции жидкости в каж-
дой из питаемых помпой магистралей.
Одновыходные помпы отличаются тем, что одно их выходное
отверстие 4 заглушено, а одна из выходных канавок 11 специаль-
ным отверстием сообщается с входным каналом в корпусе пом-
пы. Действие помпы не зависит от занимаемого ею положения.
Это позволяет устанавливать помпу с учетом лишь удобства мон-
тажа и подводки к ней соответствующих трубопроводов.
128
Разборка. Помпы фирмы Велдон не требуют специального
ухода между ремонтными сроками. Ремонт следует приурочить
к демонтажу антиобледенителей на лето.
Рис. 105. Детали собственно помпы Велдон.
1—средняя часть корпуса; 2—ротор; 3—лопатки; 4—
пружина; 5, 6, 8~~упорные шайбы; 7—упорная пружи-
на; 9—передняя часть корпуса; 10. 11—винты.
Разборка помпы не представляет трудностей. Осмотр, про-
мывка, ремонт и замена деталей производятся согласно требова-
ниям, изложенным в списаниях помп других фирм.
Проверочные испытания помпы. Проверка работы
помпы после ее ремонта должна удовлетворять условиям, 'приве-
денным в табл. 12. Возможные эксплоатационные дефекты помпы
и меры их устранения приведены в табл. |13.
129
Таблица 12
Поверочные характеристики помп Велдон
| Модель Произвол, через один РЫХ«»Д, галл/Ч’С (л/час/ Напряже- ние сети, в Си ia тока (м кс.), а Д ’пускаемое колебание проигводительности на Опин ныход при пере- менном давлении or 0 до 7 кг/см2, гал/ч^с (л/час) Допустимая уеч- ка через уплотне- ние (макс.), см3/час
100 1/г-2 (2-8) 27,5 1,8 0,25 (1) 1
101 4-5(15-19) 27,5 1.8 0.25 (1) 1
200 1|2-2 '2-8) 27,5 1.8 0,25 (1) 1
201 4-5(15-19) 27,5 1.8 0,25 (1) 1
Таблица 13
Возможные эксплпатацилнные дефекты помпы и их устранение
Дефект Причина | Спо. об устранения
Отказ помпы в ра- Засорение проходных от- Сн^ть помну с монтажного
боте версий ф1анца, рашбрать ее и про- мыть
Низкая производи- Негерметичность эле- Проверить воз тухопр .ннцэе-
тельность > омпы ыентОа помпы Плохие -Онтакты я элек- троцепи. Неплотность сое тин- иии. Затрязне- ние фильтрт м<>сть и утечку антифриз! Проверить всю электрическую ч. cib могопа Про ’ееигь все соединения н фи ьтр
Неполадки в моторе Износ подшипников Перегорси элементы обмотки электромотора Снять помпу с ф >анпа крепле- ния, разобрать и заменить 11 .Д ШИННИКИ Снять лом v с фла^П! креп- леии и см НИ1Ь перегорев- шие озмотки
Гидропомпа фирмы Маркетти
Гидропомпа фирмы 'Маркетти однтвыходная, электрического
типа. Она применяется в антифризном антиобледенительном уст-
ройстве окон пилотской кабины самолета С-47. Внешний вид пом-
пы показан на рис. 106.
По принципу своего действия и конструктивно помпа Маркетти
отличается ст помп того же назначения, описанных выше.
Помпа работает от бортовой сети напряжением 24 в и имеет
постоянную производительность 50—60 л/ч. Развиваемое помпой
давление на выхоте может доходить до 0,2 кг/см2, расходуемая
ею мощность—20 вт.
130
Гидропомпа состоит из электромотора 1, собственно помпы 2
и гидрофильтра 3.
Электромотор помпы представляет собой реле, рассчи-
танное на постоянный ток напряжением 24 в. Обмотка катушки
возбуждения реле 9 (рис. 107) изготовлена из медной эмалирован-
ной проволоки диаметром 0,5 мм. Сопротивление обмотки равно
20 ом. Обмотка намотана на трубчатом сердечнике 10, который
одним своим концом заделан в профилированном корпусе 12.
Один конец обмотки припаян к пружинному контакту 11, изоли-
рованному от корпуса. Другой ее конец проходит к промежуточ-
ному изолированному профилю 8, на котором сидят платиниро-
Рис. 106. Одновыходная помпа Маркетти.
1—электромотор; 2—собственно помпа; 3—гидро-
фильтр.
ванные контакты 7. Якорь 6 через плоскую пружину и крон-
штейн-угольник крепится к корпусу реле двумя винтами. На вну-
тренней стороне якоря приклепана плоская пpvжинa, несущая на
своих верхних концах встречную часть контактов 7. В сердеч-
нике 10 расположена отн имающая якорь пружина 3, которая
регулируется упорной гайкой 4 и винтом 5.
Электромотор крепится к коонштейну пампы двумя винтами.
Корпус электромотора заземлен.
В выключенном состоянии якорь реле отжимается от корпу-
13!
са спиральной пружиной, помещенной в сердечнике. При этом
контакты 7 замкнуты. При включении двигателя ток, проходя-
щий через обмотку, создает магнитное поле, сила которого при-
Рис. 107. Разрез гидропомпы Маркетти.
1—винты крепления контактного профиля; >'—
винты крепления якоря и корпуса электродвига-
теля; 3—упорная пружина; 4—контргапка; 5—
упорный винт; 6—якорь реле; 7—контакты; 8—
контактный профиль; 9—обмотка реле; 10—сер-
дечник; 11—контактная пружина; 12—корпус ре-
ле; 13—выходной клапан; 14— полость; 15—кор-
пус помпы; 16—пробковая прокладка; /7—соеди-
нительный ниппель; 18—зазор; 19—ограничитель;
20— пробковая прокладка; 21—входной клапан;
22—пробковая прокладка; 23—кронштейн; 24—
сильфон; 25—вини; 26—колпак фильтра; 27—сет-
ка фильтра; 28—пробкозая прокладка; 29—при-
лив корпуса фильтра; 30—уплотнительная рези-
новая прокладка; 31—упорная пружина; 32— вы-
водной прилив; 33—прилив корпуса фильтра; 34—
корпус фильтра; 35—пробковая прокладка.
тягивает якорь к ко-
рпусу, одновременно
размыкает контакты
7 и разрывает цепь
обмотки возбужде-
ния. Прекращение
электрического тока
в обмотке сопровож-
дается исчезновени-
ем магнитных сил,
и якорь, отжимае-
<мый пружиной, воз-
вращается в исход-
ное положение. При
этом контакты 7
вновь замыкаются,
и процесс притяже-
ния якоря к корпусу
повторяется. Таким
образом, во все вре-
мя включения мото-
ра в электросеть его
якорь совершает ча-
стое колебательное
движение при нез-
начительной ампли-
туде.
'Конструкция
собственно по-
iM п ы. На алюминие-
вом корпусе 15 ус-
тановлен латунный
сильфон 24 (мехи).
'Кронштейн 23, ко-
торый крепится к
корпусу четырьмя
винтами, прижимает
фланец сильфона к
корпусу и закреп-
ляет его. Для обе-
спечения герметич-
ности между флан-
цем сильфона и
корпусом преложе-
на пробковая про-
кладка 22. Такая
же прокладка 16 по-
ставлена между корпусом и кронштейном. На внешней стороне
днища сильфона припаян ниппель 17 г внутренней резьбой под
регулировочный винт, который вместе с тем соединяет якорь
реле с сильфоном. Корпус имеет: полость 14 и сообщающиеся
сполостью гнезда под вхдной 21 и выходной 13 клапаны;
два отверстия с внутренней резьбой Бриггса У»" под входной и
выходной переходные штуцеры, а также стержень 19, который
входит внутрь сильфона и ограничивает его пеэемещения.
Латунные клапаны 13 и 21 состоят из собранных воедино
седла, тарельчатого клапана, прижимной пружины и обжимки.
Между фланцем клапана и корпусом в клапанных гнездах помпы
находятся уплотнительные ппобковые 'прокладки 20.
Конструкция фильтра. Фильтр состоит из литого кор-
пуса 34, который служит крышкой помпы. Два прилива 29 и 33
корпуса при его установке плотно садятся на фланцы клапанов.
Пробковая прокладка изолирует одно клапанное гнездо от дру-
гого. Прилив 33 имеет одно центральное сквозное отверстие, рас-
положенное против входного отверстия клапана, и два боковых
окна, проходящих далее в наружный прилив 32. Цилиндрическая
сетка фильтра надевается на наружный прилив 32 и через пробко-
вую прокладку 28 пружиной 31 и винтом 25 прижимается к кор-
пусу 34 фильтра. Тем же винтом 25 к корпусу герметически при-
жимается колпак 26 фильтра. Все уплотнительные прокладки в
помпе выполнены из пробки. Электропроводка к помпе—стан-
дартная. На рис. 108 и 109 приведены детали гидропомпы.
Принцип действия гидропомпы Маркетт и. Во
время работы мотора якорь, соединенный приводным винтом с
днищем сильфона, притягивается к сердечнику реле и растя-
гивает сильфон. При этом в сильфоне образуется разрежение,
которое открывает входной клапан 21 (рис. 107) и через сквоз-
ное отверстие прилива 33 и канал прилива 32 распространяется
под колпак 26. По тем же каналам разрежение всасывает
жидкость из входной магистрали в полость под колпак. Пройдя
сетку фильтра, жидкость через соответствующее отверстие посту-
пает в полость 14 помпы и дальше, внутрь сильфона. Во время
обратного хода якоря сильфон сжимается, открывает выходной
клапан и выталкивает находящуюся в нем жидкость в выходную
1магистраль.
'Уход за помпой. Помпа в эксплоатации не требует смаз-
ки. При нормальной работе уход за ней ограничивается счисткой
сетки фильтра; подход к сетке откэывается, если вывернуть кре-
пежный 'винт 25 и снять колпак фильтра. Обилие деталей, плот-
ность соединений которых обеспечивается только натяжкой вин-
тов и пробковыми прокладками, требует частого наблюдения за
помпой. Необходимо также следить за своевременным открытием
перекрывного крана магистра ти. .Включение гидропомпы при за-
крытом перекрывном кране сопровождается перегревом и после-
дующим перегоранием обмотки реле электромотора помпы.
Во время работы помпы следует проверять герметичность ее
соединений по отсутствию утечки спирта.
133
3 3 I
is. CO К
**. CQ
144
Спирт (при его утечке) при возможном искрении часто пре-
рывающихся электрсконтактов представляет пожарную опасность.
'Поэтому при первых же признаках просачивания спирта пзмпу
Следует демонтировать, не дожидаясь сроков ее капитального
ремонта.
Разборка помпы. Кожух
помпы снимается при удалении
двух крепящих его винтов. Колпак
и сетка фильтра снимаются при
удалении винта 25. Перед тем как
отделить электродвигатель, следует
вывернуть винт 5, вынуть пру-
жину 3 и отвернуть винты, котсг
рыми крепится якорь к корпусу.
Мотор отделяется, если затем вы-
вернуть два винта его крепления
к кронштейну помпы.
Для того чтобы разобрать пом-
пу, следует отвернуть четыре вин-
та, крепящих кронштейн, и снять
его. Сильфон снимается после уда-
ления кронштейна 23. Сильфон сле-
дует удалять осторожно, чтобы не
повредить его фланец. Чтобы вы-
нуть клапаны из гнезда, следует
снять корпус фильтра, предвари-
тельно удалив два винта его креп-
ления. Клапаны свободно сидят в
гнездах корпуса помпы.
Осмотр, ремонт и заме,
на деталей. Все детали помпы
после разборки должны быть тща-
тельно очищены ст пробковых ча-
стиц и следов коррозии алюминие-
вых корпусов. Все прокладки и
окислившиеся клапаны следует
заменить. Обгоревшие контакты
также следует заменить. Тщатель-
но осмотреть сильфон и убедиться,
что в нем нет трещин и мелких
отверстий.
Произвести электрспроверку об-
мотки реле и убедиться, что она
Рис. 109. Узловые агрегаты
помпы Маркетти.
I—кожух; 2—профилирован-
ный кронштейн; 3—электроре-
ле; 4— собственно помпа; 5—
фильтр; 6— колпак фильтра;
7—винт крепления фильтра
не замкнута на корпус, не закоро-
чена и в ней нет обрывов.
Сборка производится в порядке, обратном разборке. При
сборке особое внимание должно быть уделено герметичности со-
единений и правильной посадке промежуточных контактов. На-
тяжка сильфона и положение якоря устанавливаются приводным
регулирующим винтом.
Испытание помпы. Проверка работы помпы после сбор-
ки производится .согласно схеме рис. ПО. В начале, до того, как
помла полностью заполнится жидкостью, слышится шум, который
Рис. 110. Схема испытательной установки для антифризных гидропомп.
1—гидропомпа; 2—питающая магистраль; 3—ртутный манометр; 4—рас-
ходный бак; б—кран; 6—фильтр; 7—расходная магистраль; 8—манометр;
9—мерная мензурка; 10—электропроводка; 11—реостат управления; 12—
амперметр; 13—вольтметры; 14—аккумулятор.
исчезает при достижении нормального режима работы. При на-
пряжении сети в 26 в, силе тока в 0,6 а и давлении на выходе
0,2 кг/см2 производительность помпы после 5 минут работы дол-
жна быть не менее 850 см3/мин.
Особое внимание при испытании следует уделить проверке
герметичности всех соединений помпы.
ГИДРОФИЛЬТРЫ, ОБРАТНЫЕ КЛАПАНЫ И ДРУГИЕ
АГРЕГАТЫ УСТРОЙСТВА
ФИЛЬТРЫ
’Малые проходные отверстия в гидропомпах, выходных жик-
лерах и перфорированных трубках, распределяющих жидкость,
быстро засоряются и агрегаты отказывают в работе, если цир-
кулирующая в них жидкость предварительно' тщательно не от-
фильтрована.
Фильтры обычно установлены на участке магистрали между
расходным баком и гидропомпой. Если <в антифризном антиобле-
денительном устройстве с помпой (фильтр по каким-либо причи-
нам отсутствует, его следует установить.
Наблюдение эа состоянием антифризного антиобледенителя—
это в первую очередь наблюдение за фильтром. Для обеспечения
бесперебойной работы устройства следует строго соблюдать уста-
новленные регламентами сроки очистки фильтров от всякого рода
отложений на их фильтрующих элементах.
В антифризных обледенительных устройствах рассматривае-
мых самолетов установлены различные фильтры преимуществен-
но тех фирм, которые выпускают антифризные гидропомпы для
этих устройств.
Фильтр Эклипс
Наибольшее распространение получили фильтры типа Куно,
выпускаемые фирмой Эклипс. Они установлены на всех самоле-
тах, в антиобледенительные устройства которых входят гидро-
помпы Эклипс. Иногда они встречаются установленными совме-
стно с гидрспомпами Велдон.
по а-а
Рис. 111. Гидрофильтр Эклипс.
/—корпус; 2—сердечник; 3—фильтрующий набор шайб; 4—фасонная
шайба; 5—головка фильтра; 6—вырез в шайбе; 7—отверстие; 8—входное
отверстие; 9—'полость; 10—проходное отверстие; 11—проходной канал;
12—выходное отверстие; 13—контровка.
Фильтр (рис. 111) состоит из алюминиевого корпуса 1, сер-
дечника 2, нанизанного на сердечник набора 3, фасонных шайб 4
и зажимной головки 5.
При наборе фасонных шайб на сердечник благодаря выре-
зам 6 они образуют между собой зазоры в 0,04 мм, равные тол-
щине отдельной шайбы. Когда шайбы собраны вместе, отвер-
стия 7 образуют внутренние каналы фильтра. Фильтруемая
жидкость поступает в корпус фильтра через входное отверстие 8.
Пройдя зазоры в шайбах, сна проникает внутрь набора и по ка-
налам поступает в полость 9. Далее жидкость по отверстию 10
и каналу 11 через выходное отверстие 12 выходит в магистраль.
137
Уход за фильтром. Чтобы разобрать фильтр, надо
удалить контровку и вывернуть головку фильтра, которая для
обеспечения герметичности сильно затянута. Для того чтобы вы-
вернуть головку и не повредить подходящие к фильтру трубопрОг
воды, корпус филотра следует зажать ключом и только в таком
положении вывертывать головку. Направление вращения головки
при ее вывертывании указано на корпусе стрелкой. Надпись «То
clean» (на головке) напоминает о необходимости периодической
чистки фильтра. Набор элементов фильтра удаляется из корпуса
вместе с головкой. Затем из головки вывертывается сердечник;
с него удаляется зажимная шайба и осторожно снимаются фа-
сонные шайбы.
После разборки все детали подвергаются нормальной промыв-
ке, осмотру и, если нужно, замене. Прокладку независимо от ее
состояния следует сменить.
Обратную сборку набора следует проводить так, чтобы при
нанизывании (шайб на сердечник между ними образовались зазо-
ры. Это достигается сдвигом выреза накладываемой шайбы от-
носительно выреза предыдущей шайбы.
Положение фильтра Эклипс на самолете С-47 относительно
гидропомпы той же фирмы приведено на рис. 98.
Фильтр Адель
Фильтр, выпускаемый фирмой Адель, подобен вышеописанно-
му фильтру Эклипс. Фильтр Адель монтируется обычно на помпе.
Рис. 112. Гидрофильтр Адель.
1—колпак; 2— корпус; 3—фильтрующий набор; 4—входное отвер-
стие; 5—циркулирующая жидкость
Фильтр Адель (рис. 112) состоит из колпака J, корпуса 2 и
фильтрующего набора 3. По принципу своего действия он не от-
личается от фильтра Эклипс. Для того чтобы разобрать фильтр
Адель, следует продеть через отверстие в его колпаке соответ-
ствующий металлический стержень и отвернуть им «олпак. Даль-
ня
яейшая разборка фильтра сводится к тему, чтобы вывернуть сер*
дечник и снять крепящиеся на нем элементы.
Уход за фильтром Адель аналогичен уходу за фильтром Эк-
ЛИ.ПС.
Фильтр Скаинер
Фильтр фирмы 'Скаинер (рис. 113) обычно применяется сов-
местно с гидропомпами фирмы Велдон. Выполненный по типу
фильтров Куно, фильтр Скаинер имеет особенности, отличающие
его от вышеописанных фильтров i
Рис. 113. Гидрофильтр Скаинер.
а—общий вил; б—разрез.
/—цилиндр корпуса; 2—головка корплеа; 3—колпачок; 4—входное
отверстие; 5—иорматьиый входной канал; 6—аварийный входной
канал; 7—клапанная пслс-сти: 8—выходное отверстие; 9— внутрен-
няя полость фильтоа; 10—к ianaw; II—сердечник; /2—фильтрую-
щий набор; 13—фильтррощие элементы.
Корпус фильтра состоит из цилиндра 1, который соединен
резьбой с головкой 2. В верхнюю часть готовки ввернут колпа-
чок 3. Ее входное отверстие 4 с внутренней резьбой Бриггса Vs"
имеет два входных, взаимно перпендикулярных, канала 5 и 6. Бо-
ковым каналом 5 входное отверстие непосредственно сообщается
с полостью 7. Выходное отверстие 8 с резьбой Бриггса У»" со-
общается каналом со средней частью внутренней полости 9
фильтра.
В головке корпуса сидит перекрывной клапан 10, прижимае-
мый к своему гнезду спиральной пружиной. Клапан фильтра от-
регулирован на давление в 65—90 мм рт. ст. Внутри корпуса
расположен сердечник 11 с набором 12 фильтрующих элемен-
139
Рис. 1П. Детали фильтра
। Скайнер:
1—колпачок; 2—прокладки;
3 — кочтршайба; 4 — гайка;
5—клапанная пружина; 6—
клапан; 7—головка корпуса;
&—прокладка; 9—фильтрую-
щий набор; 10—упорная пру-
жина; 11—цилиндр корпуса
147
тов 13. Детали фильтра приведены на
рис. 114. При нормальном функциониро-
вании фильтра жидкость поступает в
корпус через боковой канал 5 (рис. 113)
и, пройдя зазоры между элементами
фильтра, поступает внутрь фильтрую-
щего набора. Отсюда по каналу жид-
кость поступает в выходное отверстие
и дальше следует в магистраль. В том
случае, когда зазоры между кольцами
закрыты отложениями и фильтруемая
жидкость не может попасть внутрь
фильтрующего набора, давление в кор-
пусе фильтра поднимается до 65—90 мм
рт. ст. При этом перекрывнсй клапан
открывается и поступающая жидкость
выходит в магистраль, минуя фильтрую-
щий набор.
Уход. Так как засорение фильтрую-
щего устройства не препятствует проте-
канию жидкости, фильтр фирмы Скай-
нер требует особо внимательного ухода.
Разборка фильтра специальных пояс-
нений не требует. Следует лишь иметь
в виду, что для отделения фильтрующих
колец, после того как снят сердечник,
нужно слегка подуть на набор.
Во воемя осмотра деталей следует
проверить герметичность посадки клапа-
на, промыть все детали, заменить все
прокладки и изношенные или поврежден-
ные детали.
После сборки следует произвести
проверочное испытание перекрывного
клапана. При обратном монтаже фильт-
ра его следует установить вертикально.
ОБРАТНЫЕ КЛАПАНЫ
Обратные клапаны, установленные в
каждой магистрали, отходящей от гидро-
помпы, предохраняют жидкость от выте-
кания в тех случаях, когда расходный
бачок расположен выше выходных от-
верстий магистралей.
Вывод трубопровода от бачка в виде
колен, высота которых превосходит вы-
соту уровня жидкости в бачке, не пре-
дотвращает вытекания жидкости. После
первого же заполнения магистралей
установившееся в них течение не пре-
кратится до истечения всей жидкости, находившейся в баке. Сила
сифонирсвания, т. е. отсоса, возникающего в рассматриваемом
случае у выходного отверстия, пропорциональна превышению
уровня источника жидкости над точкой ее истечения.
Благодаря обратным клапанам система предохраняется от
истечения и трубопроводы магистралей поддерживаются за-
полненными жидкостью. Эта важная функция клапанов зна-
чительно уменьшает промежуток времени между моментом
включения помпы в работу и
началом выхода жидкости на
защищаемую поверхность.
Если обратные клапаны
поставлены вблизи точек вы-
хода жидкости, они, помимо
прочего, задерживают ее вы-
паривание из системы.
В гидромагистралях, за-
полненных легко испаряющей-
ся жидкостью вроде этилового
или изопропилового спирта, во
всех случаях желательна уста-
новка обратных клапанов.
В тех случаях, когда расход-
ный бачок смонтирован над
точкой выхода жидкости, уста-
новка обратных клапанов обя-
зательна.
На рис. 115 представлен
обратный клапан, установлен
ный в магистрали антиобледе-
нителя винта самолета В-25.
Такой же клапан стоит в ан-
тиобледенителе винта самоле-
та A-20-G. Клапан (рис. 116)
состоит из алюминиевого кор-
пуса 1 с входным 2 и выход-
ным 3 выводами, нарезанны-
ми под накидные гайки. Кла-
Рис. 115. Обратный клапан в маги-
страли антиобледенительного устрой-
ства винтов самолета В-25. __
1—обратный клапан; 2—регулиро-
вочный винт клапана; 3—трубопро-
вод на входе в клапан; 4—выходной
трубопровод.
панный стакан 4 внутри корпуса прижимается к седлу пружи-
ной 5, нажим которой устанавливается регулировочным винтом б.
Перед тем как пользоваться винтом, следует слегка отвернуть
контргайку 7. Нормальная регулировка обратного клапана
0,1 кг/см2.
На рис. 117 представлен обратный клапан фирмы Эклипс,
применяемый в антиобледенительных устройствах окон. Несколь-
ко отличаясь от вышеописанного, клапан принципиально с ним
сходен. Регулируется он также на .0,1 кг/см2.
На рис. <118 представлен (шариковый обратный клапан фирмы
Адель. Он устанавливается в магистрали антиобледенительного
141
устройства карбюраторов совместно с гидропомпэй Адель. Регу-
лировка клапана до 0,1 кг/см2 достигается сжатием пружины ре-
гулировочной гайкой.
Рис. 116. Обратный клапан гидромаг.нстрали антиобле-
денителя винтов самолета В-25 (разрез).
1—корпус; 2—входное отверстие; 3—выходное отвер-
стие; 4—клапан; 5—клапанная пружина; б—регулиро-
вочный винт; 7—контргайка.
Обратные клапаны должны подвергаться периодическим осмо-
трам, согласно регламенту, очистке, смене износившихся деталей
и проверочным испытаниям.
Рис. 117. Обратный клапан Эклипс.
Положение клапана в г.чдромагкстрали антиобледенителя
окна бомбардира самолета В-25.
РАСХОДНЫЕ БАКИ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЕЙ ВИНТОВ И ОКОН
Расходные баки антифризных антиобледенительных устройств
рассматриваемых самолетов выполнены из листэзэгэ алюминие-
вого сплава. Все баки -сварные. ,Как правило, 'баки расположены
в самолетах над гидропс-мпами так, чт >бы уровень жидкости в
них был ниже точки ее выхода из магистрали. На некоторых са-
142
монетах это требование полностью не удовлетворяется. В про-
цессе выпуска последующих серий самолетов заметна тенденция
Рис. 118. Обратный клапан Адель.
1—выходной штуцер; 2—регулировочный нип-
пель; 5—клапанная пружина; 4—шарик; 5—вход-
ной штуцер.
к увеличению емкости устанавливаемых баков антиобледените-
лей винтов.
Бак самолета В-25
На самолетах В-25 ранних серий бак для антиобледе-
нителей винтов установлен в штурманской кабине. Емкость
бака 4,5 ам. галл. (17 л). На тех же самолетах общий
бак для антиобледенителей окна бомбардира и карбюра-
торов емкостью в 10 ам. галл. (38 л) установлен в правой мэ-
тогондэле. На самолетах более поздних серий спирт для карбю-
раторов заливается в отдельный бак емкостью в 15 ам. галл.
(57 л), а спирт для винтоз и окна бомбардира находится в об-
щем баке, расположенном в правой мотогондоле. Бак имеет два
отдельных вывода: к магистрали .гидрспомпы винтов и 'магистра-
ли гидрспомпы окна. Вывод для винтов имеет свое начало внутри
бака (рис. 119) в виде заборной трубки с высотой от дна, рав-
ной 96 мм. Когда уровень жидкости в баке сравняется с верх-
ним 'концом трубки, поступление жидкости из бака в магистраль
антиобледенительной системы винтов прекращается.
Оставшаяся жидкость в количестве 1,5 ам. галл. ('6 л) мо-
жет расходоваться только через .вывод в магистрали антиобледе-
нителя окна бомбардира.
Для удобства заправки расходного бака его заливочная гор-
ловина (рис. 120) вынесена в правый верхний угол правой мото-
гондолы.
Горловина, кроме заливного отверстия, прикрываемого крыш-
кой, имеет две выходных трубки. Одна из них—дренажная, сое-
диняет верх горловины с верхней частью бака. Другая—перепу-
скная, отводит жидкость за борт при перезаливке бака во время
14$
его заправки. 'Количество жидкости в бачке определяется двумя
сливными краниками, установленными на разной высоте. Ннжний
Рис. 119. Разрез днища бачка самолета В-25 в
месте вывода антифриза в магистраль антиобле-
денителя винтов.
1—стенка бачка; 2—внутренняя трубка вывода
антифриза в магистраль антиобледенителя вин-
тов; 3—переходной штуцер; 4—уровень жидко-
сти в бачке, при котором прекращается выход
антифриза в магистраль антиобледенителя вин-
тов; 5—сливная пробка.
краник соответствует емкости в 4 ам. галл.
8 ам. галл. (30 л).
(15 л), а верхний—
Бак самолета ,С-47
На самолетах С-47 бак 2 (рис. 90) антиобледенителей винтов
емкостью в 4 ам. галл. (15 л) установлен за спинкой сиденья ле-
вого пилота. Заправка бака производится непосредственно через
горловину. Бак имеет дренажный вывод.
Количество жидкости в баке определяется через горловину
мерной рейкой.
Бак самолета В-24
На самолетах В-24 ранних серий емкость бака антиобледени-
теля винта равна 6 ам. галл. (22 л). Бак установлен в нише пе-
реднего колеса шасси.
На самолетах более поздних серий емкость бака увеличена
до 21 ам. галл. (80 |Л), причем он обеспечивает жидкостью (как
144
антиобледенительную систему ,винтов, так и окна пилотской ка-
бины и бомбардира.
Бак установлен в фюзеляже над центропланом между люка-
ми для спасательных лодок.
Рис. 120. Дистанционная заливочная горловина бака
антиобледенителя винтов самолета В-25.
1—пробка; 2—антифризопровод к баку; 3—дренажная
трубка; 4—сливная трубка.
Заправка бака производится либо с помощью шланга, 'прохо-
дящего через люки для лодок, ^ибо из задней кабины .самолета.
Бак имеет дренажный вывод и прибор для замера количества
жидкости -в нем.
Бак самолета А-20-С
На самолетах A-20-G емкость бака 3,3 ам. галл. (12,5 л).
Бак—цилиндрический 3 (рис. 92). Он расположен в левом углу
заднего бомбоотсека. Заправка бака производится непосредствен-
но через заливочную горловину. (Количество жидкости в бачке
определяется мерной рейкой.
РАЗБРЫЗГИВАЮЩЕЕ КОЛЬЦО
На всех рассматриваемых самолетах применяются разбрызги-
вающие кольца фирмы Гамильтон Стандарт типа 53649 или
53650D (рис. 121).
Разбрызгивающее кольцо 1 отштамповано из листовой стали.
Н5
Оно имеет: желоб 2, восемь отверстий под винты 3 крепления
кольца к задней крышке втулки винта 4 и три приваренных, сим-
метрично расположенных стальных трубки 5. Трубки усилены
приваренными к их основанию кронштейнами 6.
Рис, 121. Разбрызгивающее кольцо, закрепленное на задней
крышке втулки вннта.
1—'разбрызгивающее кольцо; 2—желоб кольца; 3—винты
крепления кольца к крышке; 4—задняя крышка втулки вин-
та; 5—выводная «трубка; 6—кронштейн трубки.
На рис. 91 показан .монтаж всего узла. Жидкость заливается
в желоб разбрызгивающего кольца 3 из магистрали по трубопро-
воду, конец которого закреплен на кронштейне 2, неподвижно си-
дящем на двух винтах «переднего фланца мотора. Трубки 4 коль-
ца ссединяются дюритовой муфтой и закрепленными на крон-
штейнах трубками 5, выводящими жидкость на лопасть винтов.
Положение выходного отверстия выводной трубки 5 или же
упоминаемый на стр. 103 выводной манжеты (рис. 856, 2)
относительно линии встречи передней кромки лопасти с потоком
имеет решающее значение >в деле распределения жидкости по
лопастям, а следовательно, определяет и качество антиобледени-
тельного устройства винтов в целом. Обычно выходное отверстие
располагается против линии встречи переднего ребра лопасти с
потоком. Это положение соответствует наиболее часто применяе-
мому углу установки лопасти. Зазор между срезом выходной труб-
ки и телом лопасти находится в пределах 0,75—1,5 мм.
ПРОТЕКТОРЫ лопастей винтов
Ввиду особой важности правильного распределения жидкости
по поверхности лопастей винтов их передние кромки на многих
самолетах обклеиваются на три четверти своей длины специаль-
146
чыми резиновыми протекторами. Внешняя поверхность протекто-
ров имеет бороздки, которые направляют поступающую жидкэ’сть
вдоль передней кромки лопасти. На рис. 86 представлена лопасть
винта самолета В-25, обклеенная резиновыми протекторами. На
рисунке заметны бороздки протектора и детали монтажа.
Протектирование лопастей имеет ряд недостатков. Протекторы
портят профиль лопастей и увеличивают их сопротивление. При-
клейкой протекторов к лопастям не обеспечивается достаточно
надежнее крепление, и они часто отстают от лопастей. Протек-
торы, выполненные из резины, разрушаются от ударов о них раз-
личных предметов, увлекаемых потоком от винтов, что вызывает
нарушение весовой и аэродинамической балансировки винтов.
За протекторами лопастей требуется ежедневное вниматель-
ное наблюдение. При первых признаках отставания от тела лопа-
стей протекторы следует немедленно снова приклеить или же
снять. При ремонте протекторов непосредственно на лопастях сле-
дует иметь в виду необходимость сохранения балансировки винта.
По этой же причине все лопасти винтов должны быть либо обо-
рудованы протекторами, либо освобождены от них. Удаление про-
тектора с одной лопасти и сохранение их на других лопастях не
допускается. Протекторы должны быть чистыми. Откладывающие-
ся на них моторное масло и грязь следует удалять сразу же по-
сле обнаружения.
Установка новых протекторов
'Монтаж новых протекторов следует производить при опреде-
ленном угле установки лопастей винтов (табл. 14). Замер углов
производится в сечении лопасти, находящемся на расстоянии
1070 мм от оси винта.
Таблица 14
Углы установки лопастей винтов при наклейке протекторов
Тип самолета В-25 С-47 В-24 A-20-G
> становочный угол 38° 28° 28° 42°
Длина выпускаемых протекторов обычно не превышает 1270 мм.
Перед тем, как приступить к наклейке, протекторы следует вы-
кроить так, чтобы их длина соответствовала % длины лопасти,
считая от ее корня. Начало борозд протектора должно отстоять
на 1,5—з мм от точки выхода жидкости на лопасть. Перед на-
клейкой протектора на лопасти следует выбрать сечение, соот-
ветствующее наименьшему расстоянию от оси винта, но с ясно
выраженным началом линии встречи передней кромки; на 1,5 мм
ст этой линии отметить точку на верхнем обводе выбранного се-
чения лопасти.
147
Затем на переднюю кромку следует положить шаблон протек-
тора так, чтобы ось его симметрии, начинаясь непосредственно под
точкой выхода жидкости, проходила отмеченную ранее точку и
следовала параллельно линии встречи передней кромки лопасти.
Положение шаблона следует отметить линией, отстоящей на 6 мм
от краев шаблона. После удаления шаблона очерченную поверх-
ность нужно промыть бензолом или бензином и насухо вытереть.
Если при промывке ‘Поверхности будут заметны признаки отста-
вания или шелушения лакового покрытия, лак следует удалить.
После подготовки поверхность следует загрунтовать. В качестве
грунтовки на американских самолетах применяется клей Bostik
Precoat W-624. Наложенный клей должен сохнуть в течение 30 ми-
нут. '
6**
Рис. 122. Положение протектора
на передней кромке лопасти винта.
1—лопасть винта; 2—передняя кром-
сай» ка; 3—линия -встречи лопасти; 4—
средняя линия шаблона; 5—протек,
тор; 6—средняя канавка протектора;
7—сдвиг протектора относительно
линии встречи; 8—разметочная ли-
ния на лопаст-и.
Приклейка протектора к металлу производится специальной
смесью, которая заготовляется непосредственно перед примене-
нием. Смесь составляется из 16 см3 ускорителя Bostik part В ce-
ment Setting Accelerator и 500 см3 клея Bostik cement М-40 или из
12 см3 ускорителя Bostik М-50 part В cement Accelerator с 500 см3
клея Bostik Black cement М-50. Ускоритель М-50 до добавления
его к клею М-50 должен быть тщательно размешан. Покрывать
обрабатываемую поверхность указанной смесью следует в одном
направлении так, чтобы не ослабить ранее нанесенной грунтовки.
Одновременно с покрытием обрабатываемой поверхности тем же
клеем нужно покрыть тыловую поверхность протектора. После
того как клей несколько просохнет, протектор накладывается для
наклейки на переднюю кромку лопасти. На рис. 122 показано по-
ложение протектора на лопасти. Средняя линия протектора 5 со-
148
впадает с ранее нанесенной на лопасть средней линией 4 шаблона.
Эта линия начинается непосредственно под точкой выхода жидко-
сти на лопасть, проходит отмеченную точку, отстоящую на 1,5 мм
от линии встречи ближайшего к втулке, ясно обозначенного про-
филя лопасти, а затем идет параллельно линии встречи лопасти.
Разметочные линии 8, нанесенные по шаблону на лопа'сти до
удаления шаблона, помогают следить за правильностью укладки
протектора при наклейке. Чтобы предупредить возможность обра-
зования воздушных пузырей между протектором и поверхностью
лопасти, в первую очередь накладывается средняя часть протек-
тора. Затем по направлению от средней линии к краям наклеива-
ются боковые части протектора. После приклейки протектора его
следует тщательно укатать роликом. Если после наклейки все же
обнаруживаются пузыри, протектор необходимо переклеить.
ИСПЫТАНИЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЯ ВИНТОВ
Проверка действия антиобледенителя винтов производится пу-
тем наземных и летных его испытаний. При опробовании устрой-
ства на земле (во время стоянки) проверяется циркуляция жид-
кости в магистрали, поступление ее в разбрызгивающие кольца
и выход на лопасти. Во время наземного опробования следует
установить нормальный расход жидкости и отметить его специаль-
ной чертой на реостате. Для определения расхода следует разъе-
динить магистраль за обратным клапаном и определить время за-
полнения калиброванной мензурки. Нормальное положение ручки
реостата соответствует расходу 3—3,5 л/час на каждый винт.
Характер растекания жидкости по поверхности лопастей прове-
ряется испытанием устройства в полете.
Рис. 123. Распределение спирта по лопасти винта.
а—правильное; б—неправильное.
Для проверки следует перед вылетом окрасить передние кром-
ки лопастей винтов меловым раствором. Окраске подвергается ло-
бовая поверхность лопастей, начиная у корня лопасти на участке
шириной 65% хорды и постепенно сходя на нет на 0,75 длины
лопасти. В горизонтальном полете с установившимся режимом
’49
следует включить на 5—7 минут подачу жидкости на лопасти вин-
тов. Перед переходом на другой режим полета систему следует
выключить. После посадки самолета следует осмотреть лопасти
и определить характер растекания жидкости на их поверхностях.
След жидкости хорошо заметен на фоне меловой краски. Нор-
мальное распределение жидкости на лопасти показано на рис. 123, а.
Неправильное распределение характеризуется затеканием жидко-
сти на одну из боковых поверхностей лопасти (рис. 123, б). Чтобы
устранить это, следует смещать точку выхода жидкости в соответ-
ствии с данными полета. После испытаний поверхность лопасти
или же протектора должна быть тщательно очищена от следов
мелового раствора.
150
ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА ОКОН
I
Для обеспечения прозрачности стекол пилотской кабины и окна
бомбардира применяются очистительные устройства: антифризные,
тепловые и механические типа «дворник». Антифризное устройство
служит для защиты против обледенения наружных поверхностей
стекол. Тепловое устройство предохраняет от обмерзания поверх-
ности стекол, обращенных внутрь кабины, и от обледенения по-
верхности, обращенные наружу. Механический антиобледенитель
типа «дворник» очищает внешние поверхности стекол от осадков:
дождя, снега и растворенного антифризом льда.
Очистительные устройства применяются на самолетах в раз-
ных вариантах. Так, например, на самолете В-25 окна пилотской
кабины имеют только обогрев изнутри кабины, в то время как
окно бомбардира оснащено антифризным, механическим и тепло-
вым устройствами.
На самолетах С-47 окна пилотской кабины оборудованы все-
ми тремя устройствами. На самолете В-24 окна пилотской кабины
оборудованы антифризным и тепловым устройствами, а окно бом-
бардира — всеми видами устройств.
Самолет A-20-G не имеет специальных устройств по очистке
окон от осадков.
АНТИФРИЗНЫЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
ОКОН
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА АНТИФРИЗНОГО АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЯ
, ОКОН САМОЛЕТА В-25
Принципиальная схема антифризного антиобледенителя окна
бомбардира представлена на рис. 124.
Из расходного бака 1 (общего с антиобледенителем винтов)
емкостью в 10 ам. галл. (38 л) антифриз (изопропиловый или
этиловый спирт), пройдя 'перекрывной кран 2 и фильтр 3 (точно
такие же, как у антиобледенителя винтов), подходит к одновыход-
ной гидропомпе 4 Эклипс типа 744. Подаваемый гидропомпой ан-
тифриз проходит обратный клапан 5 и поступает в трубку 6. Че-
рез отверстия, имеющиеся в трубке 6, антифриз выходит на по-
верхность защищаемого окна 7 кабины бомбардира.
Включение устройства и регулировка поступления антифриза
151
производятся реостатом 8 (таким же, как у антиобледенителя
винтов). Он смонтирован на левом электрощитке у бомбардира.
Рнс. 124. Принципиальная схема антифризного антиобледе-
нителя окна бомбардира самолета В-25.
1—расходный бак; 2—перекрывной кран; 3—гидрс-фильтр;
4—гидропсмпа; 5—о5рг<тный клапан; 6—разбрызгиватель;
7—окно бомбардира; 8—.реостат; 9—аккумулятор; 10—за-
земление.
Компоновочная схема антифризного антиобледенителя окна при-
ведена на рис. 125.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА АНТИФРИЗНОГО АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЯ
ОКОН САМОЛЕТА С-47
На рнс. 126 представлена принципиальная схема антифризного
антиобледенителя окон самолета С-47. Из установленного в пра-
вом багажнике расходного бачка / емкостью 6,5 ам. галл. (25 л)
162
антифриз (изопропиловый или этиловый спирт) направляется к
тройнику, от которого следует дальше по двум магистралям. По
Одной из магистралей антифриз поступает в гидропомпу 2 фирмы
Рис. 125. Компоновочная схема элементов антифризного антиобледени-
теля окна бомбардира самолета В-25.
1—расходный бак; 2—перекрыввойкран; 3—пидрофильтр; 4—гндропом-
па; 5—лротивослнвной клапан; 6—разбрызгивающая трубка; 7—рео-
стат управления.
Маркетти с вмонтированным в нее фильтром 3. При открытии
игольчатого крана 4, расположенного на приборной доске слева у
первого пилота, и включении помпы в работу очищенный анти-
фриз поступает в трубки 5, расположенные перед двумя перед-
ними окнами. Через отверстия в выходных трубках жидкость вы-
153
ходит наружу, омывая внешние поверхности окон. По другой (ма-
гистрали, отходящей от тройника, антифриз подходит к приемно-
му штуцеру ручного насоса 7 и, пройдя его, подходит к тройнику;
Два вывода тройника подсоединены к трубкам, идущим к пра-
вым и левым боковым окнам пилотской кабины. На их рамках
Рис. 126. Принципиальная схема антифризного антиобледе-
нителя окон самолета С-47.
3—расходный бачок с перекрывным краном и дренажной
трубкой; 2—гидропомпа; 3—гидрофильтр; 4—игольчатый
кран; 5—передние распылители; 6—передние стекла; 7—руч-
ной насос; 8—боковые распылители; 9—перекрывиые кра-
ники; 10—выключатель; 11—источник электроэнергии; 12—
заземление.
смонтированы трубки 8 с отверстиями, через которые антифриз,
подаваемый ручным насосом, выступает на наружные поверхности
боковых стекол. Перекрывиые краники 9, установленные на тру-
бопроводах к боковым окнам, позволяют подавать антифриз на
боковые окна правой и левой стороны независимо друг от друга.
'На самолетах первых серий подача антифриза как к центральным
окнам пилотской кабины, так и к боковым осуществляется только
ручным насосом.
154
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА АНТИФРИЗНОГО АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЯ
• • ОКОН САМОЛЕТА В-24
Принципиальная схема антиобледенителя окон пилотской ка-
бины и бомбардира представлена на рис. 127. Это устройство
имеет общий с антиобледенителем винтов бак 1 емкостью в 21
ам. галл. (80 л). Из бака изопропиловый или этиловый спирт
по двум отдельным магистралям проходит перекрывиые краны и
Рис. 127. Принципиальная схема антифриз-
ного антиобледенителя окон пилотской ка-
бины и бомбардира самолета В-2*.
1—расходный бак; 2, 3—ручные насосы с
включенными в них кранами; 4—игольча-
тый кран; 5—распылительные трубки; 6—
распылительная трубка окна бомбардира;
7—игольчатый кран.
поступает к ручным насосам 2 и 3. Насос 2 расположен справа
в пилотской кабине, насос 3— в кабине бомбардира. Расход
жидкости, подаваемой насосом 2, регулируется двумя игольчаты-
ми кранами 4. Пройдя краны, жидкость поступает в трубки 5 и
через их отверстия выходит на поверхность защищаемых окон.
165
Жидкость, подаваемая ручным насосом 3, также проходит ре-
гулировочный кран 7 и направляется к наружной поверхности
окна бомбардира (рис. 128).
Рнс. 128. Антиобледенитель окна
бомбардира самолета В-24.
а—вид изнутри кабины.
Стрелками указаны агрегаты
устройства.
б—вид извне.
I—лопатка обтирателя; 2—рычаг;
3—вывод антифризопровода; 4—тер-
мометр; 5—распылительная трубка.
Распылительная трубка 5 (рис. 128, б) с отверстиями распо-
ложена сверху окна бомбаодиоа.
156
Положение распылительных трубок, выводящих антифриз к
передним окнам пилотской кабины, представлено на рис. 129.
Рис. 129. Распылительные трубки перед окнами пилотской
кабины самолета В-24.
/—носовая часть фюзеляжа; 2— окна кабины; 3— распыли-
тельные трубки.
УПРАВЛЕНИЕ АНТИФРИЗНЫМИ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЯМИ ОКОН
Управление антифризным устройством окна бомбардира на са-
молете В-25 осуществляется поворотом ручки реостата из поло-
жения «ОН» в положение сначала «Fast Flow» (быстрый по-
ток), а затем, спустя 2—3 минуты, в положение «Slow Flow»
(медленный поток). Устройство выключается обратной установкой
ручки в положение «Off».
Управление антифризными антиобледенителями окон на само-
летах С-47 осуществляется открытием перекрывного игольчатого
крана и переводом в положение «Оп» (включено) электропере-
ключателя, установленного на приборной доске слева у первого
пилота. При этом антифризу открывается выход к распылителям
передних окон (рис. 130, 135) и включается гидропомпа Маркетти.
!К боковым окнам (рис. 131) антифриз подается ручным насосом
через распылители при открытии находящихся вблизи их кра-
ников.
Следует строго соблюдать порядок включения антифризного
антиобледенителя центральных окон; помпа должна быть вклю-
чена после открытия игольчатого крана. В противном случае элек-
трообмотка помпы сгорает.
На самолетах В-24 все управление сосредоточено в рукоятках
ручных насосов. Для включения следует повернуть ручку насоса
в соответствующее положение «Оп» (включено). При выключении
ручка помпы должна быть повернута в положение «Off» (выклю-
чено). Регулировка поступления антифриза производится иголь-
чатыми кранами.
157
Рис. 130. Антиобледенитель центральных окон пилотской кабнны
С-47.
Внд изнутри кабины.
/—боковой блок; 2—обтиргпель; 3—гибкий валик; 4—центральный
блок; 5—золотниковая коробка; 6—распылительная трубка.
На рис. 132 представлено расположение управления антифриз-
ным антиобледенителем окон пилотской кабины самолета В-24.
Рнс. 131. Антиобледенитель боковых окон пилотской кабины
С-47.
Z—ручной насос; 2—распылительная трубка; 3—перекрывной
кран; 4—распылительная трубка.
158
Рнс. 132, Расположение агрегатов управления антифризным анти-
обледенителем окон пилотской кабины самолета В-24.
/—трубопровод к окну 2-го пилота; 2—трубопровод к окну 1-го
пилота; 3—сс-ответств\'ющие игольчатые краны управления; 4—
ручной насос; 5—тр бопровод от бака к ручному насосу окон пи-
лотской кабниы, 6—трубопровод от бака к окну бомбардира.
АГРЕГАТЫ АНТИФРИЗНЫХ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЕЙ ОКОН
Агрегаты антиобледенителя окон самолета В-25
Расходный бак—общий с антиобледенителями винтов.
Описание бака приведено в главе «Антиобледенительное устрой-
ство винтов».
Сливной кра н—описан там же.
Г идрофильтр — описан там же.
Гидропомпа —одновыходная, фирмы Эклипс; описана
там же.
Обратный клапан описан на стр. 140 антифризных маги-
стралей».
Распылитель. Распылитель антифриза на поверхность
окна бомбардира самолета В-25 выполнен из алюминиевой труб-
ки диам. 6 мм и длиной 275 мм. Он имеет ряд выходных мелких
отверстий, обращенных к смачиваемой поверхности стекла.
Агрегаты антиобледенителя окон самолета С-47
Расходный бак выполнен из листового алюминиевого
сплава. В верхней части бака имеются заливная горловина и дре-
нажный вывод в атмосферу, внизу—вывод в магистраль. Бак кре-
пится лентами к двум поперечным профилям. Емкость бака
Г 9
6,5 ам. галл. (25 л). Количество антифриза в бачке замеряется
мерной рейкой. Замер производится через заливную горловину.
На рис. 133 показана установка бака-
Рис. 133. Установка расходного ба-
ка и гидропомпы антифризного ан-
тиобледенителя окон на самолете
С-47.
7—гндропомпа; 2—расходный бак.
На самолетах ранних серий установлен бак емкостью в 3 ам.
галл. (12 л).
Игольчатый кран состоит из алюминиевого корпуса 1
(рис. 134) с впрессованной в него латунной втулкой, имеющей
внутреннюю резьбу и гнездо, стальной иглы 2 с наружной резь-
бой, уплотняющей набивки 3, прижимной гайки 4 и дисковой руч-
5- . - -ж/
Рнс. 134. Детали игольчатого крана.
/—корпус; 2—игла; 3—набивка; 4—гайка; 5—ручка.
Входное отверстие корпуса, расположенное против ручки, име-
ет внутреннюю резьбу под переходную арматуру к трубке с внут-
ренним диам. 4 мм. Входное отверстие обозначено на корпусе
стрелкой и надписью «inlet» (вход). Выходное отверстие, также
имеющее внутреннюю резьбу под арматуру к трубопроводу, рас-
положено перпендикулярно входному, обозначено соответствую-
щей стрелкой и надписью «outlet» (выход)
160 ।
При поворачивании иглы по часовой стрелке до отказа кони-
ческий ее конец входит плотно в гнездо латунной втулки корпуса
и перекрывает магистраль, идущую от расходного бака к электро-
помпе. При поворачивании иглы против часовой стрелки откры-
вается доступ антифриза к электропомпе.
Центральный распылитель расположен перед цен-
тральными окнами пилотской кабины у их нижнего переднего
угла (рис. 130, 135).
Он выполнен в виде согнутой трубки 6X4. Концы трубки за-
глушены, а на ее сгибе приварен конец питающего трубопровода.
Каждая часть трубки, отходящая от места сгиба, имеет по 12 от-
верстий диаметром 0,5 мм. Они выходят против внешней поверх-
ности защищаемых окон. Отверстия отстоят друг от друга на
10 мм. Отверстия следует периодически проверять и прочищать
иглой диам. 0,4—0,5 мм.
Рнс. 135. Распылитель центральных окон.
1—питающая трубка; 2—угловая трубка; 3—выходные отверстия.
Распылитель боковых окон выполнен из медной
трубки диам. 3,5 мм, которая огибает окно по его внешней раме
и крепится к ней хомутиками.
В нижнем углу концы трубки спаяны и введены в фюзеляж,
где они присоединены к общей магистрали.
На одной своей стороне образовавшаяся трубчатая рамка
имеет отверстия, отстоящие друг ют друга на 70 мм. Такие же
отверстия просверлены в углах рамки. Отверстия обращены к
внешней поверхности окон. Их диаметр равен 0,5 мм. Отверстия
распылителей следует периодически проверять и закупорившиеся
отверстия прочищать иглой диам. 0,4—0,5 мм.
Краны. В трубопроводе к боковым окнам расположены проб-
ковые перекрывиые краны Паркер с 4-миллиметровым проходным
отверстием. ’
Краны позволяют подавать антифриз как к правым боковым
окнам, так и к левым раздельно, независимо друг от друга.
161
Краны следует периодически проверять. При появлении течи
их следует демонтировать и заменить.
Агрегаты (антиобледенителей окон самолета В-24
Расходный бак антиобледенителя окон общий с антиобледени-
телем винтов. Описание бака приведено в главе «Антиобледени-
тельное устройство винтов».
Ручные насосы. В антиобледенителе окон установлены
ручные насосы поршневого типа. Клапаны насоса вынесены от-
дельно и вместе с корпусом насоса и регулировочными кранами
заключены в общую коробку (рис. 132). Перекрывные краны сис-
темы связаны с ручками насоса. Для того чтобы открыть ход
жидкости перед работой ручным насосом, кран следует открыть
поворотом ручки в положение «Оп» (включено).
Регулировочные краны. Для регулировки выхода жид-
кости в магистраль служат игольчатые краны описанного выше
типа.
МЕХАНИЧЕСКИЙ ОЧИСТИТЕЛЬ ОКОН
ТИП УСТРОЙСТВА ____
Механическое очистительное устройство окон, установленное
на рассматриваемых самолетах, выпускается американской фир-
мой Маркетти (The Marquetti Metal Products C°. Cleveland, Ohio).
Оно состоит из электрического или гидравлического привода,
который через ряд промежуточных механизмов сообщает маятни-
ковое движение лопатке, вынесенной на внешнюю поверхность
окна. Ребро лопатки, окантованное резиной, скользит по внешней
поверхности стекла и очищает обметаемую часть ст отложивших-
ся на ней осадков.
На рис. 136 приведены три модификации обтирательных меха-
низмов с указанием обметаемой ими поверхности окон пилотских
кабин. 'Модификация а сконструирована применительно к плос-
кому стеклу. Ее обтирательнсе устройство представляет собой не-
сложный трехзвенный механизм. Обметаемая им поверхность не
захватывает углов очищаемого стекла. Модификация б более со-
вершенна и выполнена применительно к изогнутому в одном на-
правлении стеклу. Ее четырехзвенный механизм более сложен,
чем у модификации а. Обметаемая лопаткой поверхность не остав-
ляет неочищенных углов.
Модификация в наиболее сложная. Она выпускается фирмой
для очистки стекол, имеющих двойную кривизну. Тип механизма
такой же, как у модификации б.
162
'На рис. 137 представлены аналогичные конструкции обтира-
тельных устройств для окна бомбардира.
Рис. 136. Обтирательные уст-
ройства окон пилотской
кабины.
й — трехэвенный обтиратель
плоского стекла; б—четырех-
звенный обтирателн стекла
одинарной кривизны; в—че-
тырехзвенный обтиратель стек-
ла двойной кривизны.
На рассматриваемых самолетах применяются наиболее простые
трехзвенные сбтирательные устройства окон. Четырехзвенные об-
тиратели, хотя и обметают большую поверхность стекла, приме-
няются реже, так как менее надежны.
СХЕМА МЕХАНИЧЕСКОГО ОЧИСТИТЕЛЬНОГО УСТРОЙСТВА(
На рис. 138 представлено механическое очистительное устрой-
ство окна бомбардира самолетов В-25 и В-24.
Электромотор 1 питается ст бортовой электросети. Через гиб-
кий валик 2 он врашает червяк конвертера 3. Механизм конвер-
тера 3 преобразует вращательное движение валика 2 в возврат-
но-поступательное, которое передается гибкой тяге 4. Тяга пере-
мещает зубчатую рейку блока 5, в котором поступательное дви-
жение рейки преобразуется в возвратно-поворотное движение
сцепленной с ней зубчатой шестерни. Шестерня, в свею очередь,
через жестко связанную с ней ось перемещает сидящий на ней
'Механизм сбтирателя. Лопатка обтирателя 7 при своем движении
увлекает шарнирно соединенную с ней верхнюю часть рычага б,
Нижний конец которого шарнирно закреплен у основания смотро-
вого окна бомбардира. При перемещении лопатки ребро ее, обра-
163
щенное к окну, скользит по поверхности стекла и обметает его
(рис. 1286, /). Изменением числа оборотов и направления враще-
ния электромотора можно получить две скорости перемещения ло-
патки. При большей скорости лопатка совершает 375—400 ходов
в минуту. 'Меньшая скорость соответствует примерно 200 ходам
е минуту.
Рнс. 13/. Обтирательное устройство окна бомбардира.
а—трехзвенный обтиратель; б—четырехзвеиный обтиратель.
Пуск устройства в работу достигается включением соответст-
вующего электропереключателя. Перевод работы лопатки с одной
скорости на другую осуществляется переключением рычажка с
режима «Fast» (быстро) на режим «Slow» (медленно), или на-
оборот.
Включая устройство, следует знать, что пользоваться им мож-
но лишь в том случае, если необходимо очищать внешнюю поверх-
ность стекла от осадков: дождя, мокрого снега или же растворен-
ного антифризом льда. Включать устройство для работы обтира-
теля по сухому стеклу или же с отложением на нем нерастворен-
ного льда не следует. Быстрое перемещение лопатки по стеклу
в этих случаях сопровождается сильным износом резины, а ино-
гда и поломкой всего механизма.
На рис. 130 представлены элементы механического очистителя
центральных окон пилотской кабины самолета С-47. Устройство
имеет гидропривод, входящий в общую гидросистему самолета.
I идросмесь по входящей магистрали проходит перекрывной иголь-
чатый кран, смонтированный на приборной доске рядом с таким
Же краном для антифризного антиобледенителя, и поступает в
золотниковую коробку 5. 'Механизм золотниковой коробки через
164
выходящую наружу ось сцепляется с центральным блоком 4 и
поворачивает сидящую © блоке шестерню. Шестерня через зубча-
тую рейку сообщает возвратно-поступательное движение отходя-
щим от блока гибким валиком 3, концы которых, в свою очередь,
Рис. 138. Механическое очистительное устройство окна бомбардира
самолета В-25.
1—электромотор; 2—гибкий валик; 3—конвертер, 4—гибкая тяга; 5—
блок; 6—рычаг обтирателя; 7—лопатка обтирателя.
входят в боковые блоки 1. В боковых блоках перемещение концов
гибких валиков преобразуется вновь в возвратно-поворотное дви-
жение, которое передается механизму 2 обтирателей.
УПРАВЛЕНИЕ МЕХАНИЧЕСКИМИ ОЧИСТИТЕЛЯМИ ОКОН
Пуск в действие очистителя окна бомбардира на самолетах
В-25 и В-24 производится электропереключателем. На самолете
В-25 он смонтирован на электрощитке, а у самолета В-24—на
кронштейне .ручного насоса.
Среднее положение рычажка переключателя соответствует по-
ложению системы «Off» (выключено). Переводом рычажка из
среднего полсжения в верхнее или нижнее достигается большая
или меньшая скорость перемещения лопатки обтирателя по очи-
щаемому стеклу. Преимущественно следует пользоваться режи-
мом работы обтирателя, соответствующим 200 ходам в минуту.
Перевод работы лопатки с одного режима на другой следует вы-
полнять с задержкой в среднем положении «Off», так как иначе
можно повредить механизм.
Для управления механическим очистителем окон пилотской ка-
бины самолета С-47 служит игольчатый кран, расположенный про-
тив левого пилотского сиденья. (По мере открытия этого крана
регулируется поступление гидросмеси в золотник и соответственно
скорость перемещения лопаток обтирателей.
АГРЕГАТЫ МЕХАНИЧЕСКИХ ОЧИСТИТЕЛЕН ОКОН j
Электропривод ,
Электромотор постоянного тока, рассчитанный применительно
к бортовой сети напряжением 12 или 24 в, делает при прямом
вращении 10 000 об/мин, а при обратном вращении 5000 об/мин.
Он сообщает лопатке обтирателя две скорости: одну в 325—400
ходов в минуту, другую в 200 ходов в минуту. Корпус электро-
мотора собран из трех частей: задней крышки с вмонтированным
в нее подшипником и электрощетками; средней части, в которой
закреплен четырехпслюсный индуктор и размещен якорь; перед-
ней крышки с подшипником и соединительной муфты.
Гидропривод
Механизмы очистителя окон пилотской кабины самолета С-47
приводятся в действие расположенным вблизи окон золотниковым
устройством.
Устройство преобразует давление смеси, поступающей в него
нз общей гидросистемы самолета, в возвратно-поворотное движе-
ние, которое передается смонтированному на корпусе устройства
центральному блоку.
Золотниковое устройство (рис. 139) состоит из алюминиевого
литого корпуса /, внутри которого впрессованы расположенные на
одной оси друг против друга две стальные гильзы.
Зубчатая рейка 4, на конце которой укреплены поршни 3, со-
вершает возвратно-поступательное движение при попеременном
поступлении гидросмеси в рабочее пространство каждого из ци-
линдров 2. Сидящая в корпусе шестерня 5, сцепленная с зубчатой
рейкой, при перемещении последней приобретает возвратно-пово-
ротное движение, которое и передается через валик центральному
блоку.
Попеременные выпуск и подача гидросмеси в цилиндры осу-
ществляются двумя заключенными в корпусе цилиндрическими зо-
лотниками 6, открытие и закрытие которых связано через вильча-
тый рычаг 7 с движением поршней.
Гидросмесь, поступающая через входное отверстие 8, следует
по каналу 9 к внешним золотниковым камерам 10.
Зубчатая рейка, переходя в одно из своих крайних положе-
ний, переводит в то же положение связанный с ней вильчатый
рычаг 7. Последний, действуя через упорную пружину на кулач-
ковый рычаг 12, деформирует отсечную пружину 13, которая сос-
какивает с удерживающего ее шипа 14. Освободившийся кулач-
ковый рычаг 12 под действием упорней пружины 11 также пере-
’S<5
ходит в одно из своих крайних положений. Воздействуя при
этом на балансировочные клапанные пружины 15 и упорные .иг-
лы 16, он отжимает входной клапан 17 одного золотника и вы-
ходной клапан 18 другого золотника.
Рис. 139. Золотниковое устройство механического очистителя окон самолета С-47.
1—корпус; 2— цилиндр; 3—поршень; 4—зубчатая рейка; 5—шестерня; 6—зо-
лотник; 7—'Вильчатый рычаг; 8—входное отверстие; 9— входной канал; 10—
передняя камера; 11—пружина; 12—кулачковый рычаг; 13—отсечная пружина;
14—шип кулачка; 15—клапанная пружина; 16—игла; 17, 18—клапаны; 19—
внутренняя камера; 20—канал; 21—канал; 22—выходное отверстие; 23— вы-
ходное отверстие.
Во рремя открытия входного клапана гидросмесь из внешней
золотниковой камеры поступает во внутреннюю золотниковую ка-
меру 19 и, пройдя по каналам 20 в рабочее пространство одного
из цилиндров, приводит в обратное движение зубчатую рейку.
В то же время гидросмесь выжимается из рабочего простран-
ства противоположного цилиндра. Она следует по каналу 21 и
внутренней золотниковой камере, проходит в открывшийся кла-
панный выход и поступает через отверстие 22 в корпус золотни-
кового устройства. Из последнего, через выходное отверстие 23,
отработавшая гидросмесь поступает в обратную гидромагистраль.
Гидравлический привод и все действующие от него механизмы
167
нормально работают при давлении в гидросистеме порядка
40—60 кг/см2 (600—850 фунт/кв. дюйм). Скорость перемещения
механизмов золотникового устройства увеличивается по мере от-
крытия игольчатого крана, перекрывающего входную гидрома-
гистраль.
Гибкий валик
Гибкий валик передает вращение вала электромотора червяку
конвертера. Он состоит из гибкой оболочки и находящейся внут-
ри гибкой оси. На концах оболочки заделаны детали крепления
валика, одна из которых, с наружной резьбой, крепится к электро-
мотору, а другая, с внутренней резьбой,—к конвертеру.
При соединении гибкого валика с мотором и конвертером
концы гибкой оси входят в соответствующие гнезда, выполнен-
ные в концах осей мотора и червяка конвертера.
Конвертер
Конвертер (рис. 140), преобразующий вращательное движение
вала электромотора в возвратно-поступательное движение вали-
Рис. 140. Конвертер.
1—нижняя часть корпуса; 2—червяк; 3—-под-
ши'пиики и упорная гайка; 4—червячная ше-
стерня; 5—диск; 6—колодка; 7—вывод; 8—гнез-
до; 5—крышка; 10—вывод; 11—ползун; 12—
серьга.
ка, идущего от конвертера к центральному блоку, одновременно
служит и редуктором.
'Корпус редуктора состоит из двух соединяемых винтами ча-
стей. В нижней части 1 расположен червяк 2, сидящий на шари-
ковых подшипниках 3, и сцепленная с червяком червячная шес-
терня 4. На шестерне закреплен шатунный механизм, состоящий
из ступенчатого диска 5 и шарнирно закрепленной на нем веду-
щей колодки 6.
Вывод 7 корпуса с наружной резьбой под соединительную де-
таль гибкого валика имеет отверстие 8, которым гибкая ось ва-
лика соединяется с червяком. Верхней частью корпуса является
крышка 9, которая имеет два вывода 10 цля валиков, отходящих
от конвертера к блокам. В случаях, когда система имеет один
сбтиратель, как это сделано в антиобледенителе окна бомбардира,
один из выводов заглушается. Внутри крышки ходит ползун 11,
сцепляющийся в своих концах с отходящими валиками и ведомый
(возвратно-поступательно) за серьгу 12 колодкой 6 шатуна.
Крышка 9 может быть повернута относительно нижней части
корпуса в положение, наиболее удобное для установки конвертера
и проводки подходящих к нему валиков.
Блок
Блок преобразует возвратно-поступательное движение в воз-
вратно-поворотное, и наоборот. (Кроме того, он служит приводом
Рис. 141. Разрез блока.
1—корпус; 2—ось; 3—шлицы конца оси; 4—шестерня; б—зубчатая
рейка; 6—направляющая; 7, 8, 9—гайка с шайбами; 10—отверстие
в конце рейки; 11—монтажное отверстие.
для механизма обтирателя. Конструкция блока (рис. 141) преду-
сматривает возможность его применения в устройстве с одним и
с двумя обтирателями.
Блок состоит .из алюминиевого корпуса 1, .в котором сидит
169
передающая движение ось 2. Выступающий конец оси имеет резь-
бу под контрящую гайку и шлицы для посадки ведущего рычага
обтирателя или же для соединения с соответствующей деталью
золотникового устройства. Часть оси, расположенная в корпусе,
песет шестерню 4, которая сцепляется с сидящей в корпусе зуб-
чатой рейкой 5. Направляющая трубка 6 через свой фланец и
шайбы 8, 9 прижимается к корпусу зажимной гайкой 7.
Отверстия 10 концов зубчатой рейки имеют внутреннюю резь-
бу для соединения с подходящими к блоку гибкими тягами. Мон-
тажное крепление блока осуществляется двумя болтами, которые
пропускаются через отверстия 11.
Обтиратели
На рис. 142 приведены детали обтирателя окон самолета С-47.
Обтиратель состоит из кронштейна 1, ведущего рычага 2, направ-
ляющей 3 и лопатки 4.
Рнс. 142. Детали обтирателя окон самолета С-47.
/—кронштейн; 2—рычаг; 3—направляющая; 4— лопатка; 5—конец веду-
щей оси блока; 6— шлицевое отверстие; 7—ушко; 8—обжимка; 9—ушки;
10—резиновая лента; //—дюралевый профиль.
Кронштейн имеет центральное отверстие, через которое про-
ходит конец 5 ведущей оси блока. Два боковых отверстия служат
для крепления кронштейна к внешней части рамы окна.
Ведущий рычаг 2 на одном конце имеет отверстие 6 с внутрен-
ними шлицами для посадки на шлицевой конец оси блока.
Ушко 7 второго конца рычага соединяется с винтом обжим-
ки 8, закрепленной посредине лопатки. Направляющая, сидящая
одним концом на кронштейне, проходит через направляющие
ушки 9, укрепленные на лопатке.
1 'О
Лопатка состоит из профилированной резиновой ленты 10, за-
жатой в дюралевом профиле 11.
Детали механизма обтирателя окна бомбардира самолетов
В-25 и В-24 показаны на рис. 143. В отличие от предыдущего ло-
патка обтирателя имеет дополнительную нижнюю точку крепле-
ния, относительно которой она колеблется.
Эффективность действия механических антиобледенителей окон
зависит от качества установки лопатки и силы ее прижима к
стеклу.
Рис. 143. Детали обти- Рис. 144. Схема определения прижимной силы
рателя окна бомбардира. i рычага.
/—верхний кронштейн; /—динамометр; 2— рычаг; 3—лопатка; 4—стекло.
2—ведущий конец оси
блока; 3—рычат; 4—ло-
патка; 5—нижний крон-
штейн; 6—ось качания
лопаткн.
Лопатка должна касаться стекла всеми точками своего рези-
нового ребра. Сила прижима лопатки к стеклу должна быть в
пределах 0,6—1 кг. На рис. 144 показано положение, которое сле-
дует придать динамометру относительно ведущего рычага обти-
рателя для определения силы, с которой лопатка прижата к стеклу.
ЭКСПЛОАТАЦИЯ И УХОД
'Уход за устройством в основном сводится к наблюдению за
состоянием обтирателей и замене сильно изношенных лопаток.
Проверять действие устройства следует во время дождя или
же при смачивании стекла антифризом из системы.
17!
Если во время проверки обнаружится, что обметаемая лопат-
кой поверхность стекла очищается неравномерно и остаются не-
очищенные полосы, следует осмотреть лопатку. Если резина ло-
патки изношена ее следует сменить.
При удовлетворительном состоянии резины дефект может быть
от того, что лопатка .с недостаточной силой прижата к стеклу,
или же разболтано ее крепление к ведущему рычагу. В этих слу-
чаях нужно проверить крепление лопатки, сменить негодные кре-
пежные летали и отрегулировать давление ведущего рычага на
лопатку, как было указано выше (рис. 144).
В обтирателе окна бомбардира неравномерность работы ло-
патки может быть также вызвана неправильным прижимом ее
нижнего конца, который должен касаться стекла с небольшим
нажимом.
Если при исправном моторе обтиратель действует рывками или
же вовсе не работает, следует проверить, не поврежден ли гиб-
кий валик и плотно ли сидит его наконечник в гнезде конца вала
мотора. Поврежденный валик следует сменить. Неплотность по-
садки наконечника можно устранить, придав правильное направ-
ление оболочке валика относительно оси мотора.
То же относится к гибкой тяге, передающей движение от кон-
вертера к блоку. Нарушение передачи движения от электромото-
ра к обтирателю может произойти также при заедании зубчатой
рейки блока или колодки шатуна конвертера. Для проверки сле-
дует отъединить блок от конвертера и поворотом ведущего ры-
чага обтирателя убедиться в легкости перемещения зубчатой рей-
ки. Для проверки конвертера следует предварительно отъединить
подходящий к нему конец гибкого валика и отверткой провернуть
несколько раз валик червяка конвертера. Если во время провер-
ки блоков или конвертера наблюдается заедание их движущихся
частей, поврежденный агрегат должен быть снят и отремонти-
рован.
Разборка, осмотр, устранение дефектов и обратный монтаж
Последовательный демонтаж агрегатов устройства и их раз-
борка не требуют особых пояснений. Следует лишь иметь в виду
следующие замечания. При разборке электромотора необходимо
отметить положение щеток с тем, чтобы сохранить его во время
обратной сборки. Во время разборки конвертера не следует от-
вертывать гайку крепления ступенчатого диска до того, как снята
крышка конвертера и удален червяк редуктора. Для того чтобы
удалить червяк, следует вывернуть упорную гайку. Чтобы снять
подшипник с оси, на которой сидит червяк, следует концом оси
слегка ударить о деревянную поверхность.
После того как агрегаты устройства подетально разобраны,
их следует очистить сжатым воздухом, промыть в бензине, осу-
шить, определить износ и дефекты, заменить поврежденные дета-
ли, снова собрать и проверить.
Во время обратной сборки и монтажа устройства нужно иметь
172
в виду следующее: при испытании электромотора потребляемая
им мощность с полной нагрузкой не должна превышать 65—70 вт
при 5000 об/мин. Испытание мотора должно длиться не менее
3 часов.
ТЕРМИЧЕСКИЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛИ ОКОН
Необходимость обеспечения прозрачности стекол окон кабин
экипажей в зимнее время потребовала применения специальных
средств для устранения обмерзания поверхностей окон, обращен-
ных внутрь самолета.
Наружные поверхности окон наряду с другими внешними ча-
стями самолета покрываются льдом сравнительно редко. Это про-
исходит лишь в тех случаях, когда полет протекает в условиях
обледенения. Внутренние же поверхности обмерзают во всех слу-
чаях их охлаждения ниже 0°С и недостаточности вентиляции,
препятствующей водяным парам откладываться на охлажденных
стеклах в виде непрозрачной изморози.
Для предупреждения обмерзания внутренних поверхностей при.
меняется теплый воздух. В случаях общего обледенения самолета
этот воздух используется также для защиты от обледенения внеш-
них поверхностей окон, дополняя служащие для этой цели уст-
ройства.
Термические антиобледенители окон обычно являются частью
общей системы отопления самолета. Обогрев кабин рассматривае-
мых самолетов осуществляется теплым воздухом. Предваритель-
ный нагрев воздуха производится либо в специальных бензиновых
печах, как это имеет место на самолетах В-25, В-24 и A-20-G,
либо в устройствах, позволяющих использовать тепло выхлопных
газов, как это встречается на самолетах С-47. Ниже приводятся
описания систем отопления самолетов В-25 и С-47. Наиболее де-
тально описывается оборудование, относящееся непосредственно
к обогреву окон. Описания отопительных систем самолетов В-24
и A-20-G не приводятся, так как эти системы аналогичны сис-
теме отопления самолета В-25.
СИСТЕМА ОТОПЛЕНИЯ САМОЛЕТА В-25
Компоновочная схема системы отопления самолета В-25 при-
ведена на рис. 145. Источником тепла системы являются две бен-
зиновых печи фирмы Стюарт Уоркер. Большая печь / типа 790-С
производительностью в 20000 ккал/час установлена в центро-
плане. Она обогревает кабины: пилотов, бомбардира и штурмана.
Меньшая печь 2—типа 791-D (рис. 146) производительностью в
10 000 ккал/час расположена в кабине радиста и служит для
обогрева кабин задней части фюзеляжа.
Горючее для печей поступает в виде готовой смеси от моторов.
Оно следует по магистрали 3 (рис. 145) после открытия запор-
ного соленоидного клапана 4, проходя при этом обратный кла-
пан 5, который закрывает магистраль при падении давления над-
173
дува мотора. Большая печь шолучает питание от левого мотора,
а меньшая—от правого. Количество поступающей горючей смеси
регулируется посредством дроссельной заслонки 6, которая у
большей печи расположена в ее передней части, а у меньшей—
Рис. 145. Компоновочная схема системы отопления самолета В-25.
1—передняя бензиновая печь; 2—-задняя бензиновая пеь; 3—магистраль
горючей смеси; 4—электрический запорный клапан; 5—обратный кланзн;
6—заслонка; 7—выхлопная магистраль; 8—приемник наружного воздуха;
9—воздухопровод; 10. 11—вентиляторы; /2—гибкий шланг для боковых
окон; 13—шланги для центральных окон; 14— рычаг включения обогрева;
15—рычаг регулировки температуры нагреваемого воздуха; 16—электро-
выключатель задней печи; 17—электровыключатели вентиляторов; 18—
дроссельный тройник; 19—ручка управления заслонкой тройника в пи-
лотской кабине; 20—ручка управления нагревом пилотской кабины.
внизу. Продукты сгорания отводятся от бензэпечей по трубопро-
воду 7 в общую выхлопную систему моторов.
Подогреваемый в печах воздух поступает к ним извне через
приемники 8, расположенные в передней кромке левого центро-
174
плана и внизу под кабиной радиста. Приток воздуха в заднюю
печь усиливается расположенным внизу вентилятором 7 (рис. 146),
который всасывает воздух из кабины. Нагревшись в печах, воз-
дух по воздухопроводам 9 (рис. 145) и соответствующим отводам
от них поступает в обогреваемые части самолета.
Рис. 146. Задняя (меньшая) бензиновая печь.
/—возд\хспровод от печи; 2—коробка термовыключа-
<теля; 3—теом^оеле; 4—электровыключатель; 5—маги-
страль горючей смеси; 6—дроссельная заслонка; 7—
вентилятор; 8—выхлопная магистраль; 9—электропро-
водка; 10—ручка управления печью.
Поступление нагретого воздуха к окнам кабин пилотов и бом-
бардира форсируется вентиляторами 10, 11. На рис. 147 пока-
зан узел, в который включен вентилятор для окон пилотской ка-
бины.
Теплый воздух для обогрева внутренних поверхностей стекол
подается гибкими шлангами 12 (рис. 145), которые могут быть
направлены на любой участок стекла, и гибкими шлангами 13,
которыми постоянно оборудованы рамы окон кабин пилотов и
бомбардира. На рис. 148, 149 и 150 показаны гибкие шланги, под-
водящие теплый воздух к окнам кабины пилотов, и соединяющий
их дроссельный тройник. Детали системы обогрева кабины бом-
бардира приведены на рис. 153.
175
или 11 нужно перекрыть заслонку соответствующего дроссельного
тройника 18. Ручка 19 управления этой заслонкой для окон пи-
Рис. 150. Дроссельный тройник.
1—вывод к вентилятору; 2—вывод для шланга боковых окон; 3—вывод
для шланга центральных окон; 4—заслонка; 5—рычаг управления за-
слонкой.
лотской кабины расположена против места второго пилота. Для
того чтобы направить воздух к центральным окнам пилотской ка-
Рис. 151. Сектор управления передней печью.
1—рычаг управления дооссельной заслонкой; ’2—к~роъ а
автоматического включения электроззжигания печи: 3—тэо-
178 совая тяга к дроссельной заслонке.
<5ины, ручку 19 следует тянуть на себя. К боковым окнам воздух
направляется, если ручку 19 отжать от себя. Переключение за-
слонки дроссельного тройника в кабине бомбардира производится
выступающим из тройника рычагом. Дроссельный тройник пока-
зан на рис. 150.
Рнс. 152. Элементы системы отопления в пилотской кабине
самолета В-25.
1—электровыключатель вентилятора; 2—электровыключапель
задней печи; 3—сектор управления температурой воздуха,
поступающего от передней печи; 4—ручка управления дрос-
сельным тройником; 5—ручка управления поступающим в
кабину воздухом; 6—шланг для боковых окон (с магистра-
лью не соединен); 7—вход теплого воздуха в кабину.
Включение общего обогрева кабины пилотов выполняется руч-
кой 20 (рис. 145), расположенной против места первого пилота.
Впуск воздуха в кабины из других трубопроводов осуществляется
поворотом заслонок с помощью выступающих наружу ручек.
Элементы отепления кабин пилотов и бомбардира приведены
на рис. 152 и 153.
Термические антиобледенители окон других модификаций са-
молета В-25, незначительно отличаются от вышеописанных уст-
ройств. Различие в основном касается общей части системы отоп-
ления этих самолетов.
СИСТЕМА ОТОПЛЕНИЯ САМОЛЕТА С-47
Обогрев кабин самолетов С-47 производится с использованием
тепла выхлопных газов мотэоов. Конструкция системы отопления
на этих самолетах бывает разная. Самолеты С-47 ранних серий
оборудованы паровоздушной системой отопления. Самолеты более
поздних серий имеют воздушную систему. В обеих системах нг-
179
посредственный обогрев кабин производится поступающим в них
теплым воздухом.
В паровоздушной системе предварительный нагрев воздуха
происходит во время его прохождения через радиатор, в который
поступают водяные пары из котла, помещенного в выхлопном
Рис. 153. Элементы отопления в кабине бомбардира самолета
В-25.
1—'гибкий шланг для обогрева боковых окон (с магистралью
не соединен); 2—воздухопровод к окнам кабины; 3—венти-
лятор; 4—выключатель вентилятора; 5—дроссельный трой-
ник (шланг для боковых окон не подсоединен); 6—выход
воздуха у центрального окна; 7—вход теплого воздуха в
•кабину; 8—ручка управления впускной заслонкой.
патрубке мотора. В воздушной системе отопления воздух нагре-
вается непосредственно в калориферах, смонтированных на вы-
хлопных патрубках.
'Паровоздушная система отличается большим коэфициентом
использования тепла выхлопных газов по сравнению с воздушной
системой. Кроме того, она менее громоздка. В эксплоатационном
отношении паровоздушная система уступает воздушной, которая
проще и не требует особого ухода за собой. Основным дефектом
паровоздушной системы является возможность замерзания воды
в ее магистралях, что имеет место при невнимательном уходе
за ней.
Паровоздушная система отопления самолета С-47
Схема паровоздушной системы отопления самолета С-47 пред-
ставлена на рис. 154 и 155. Первая схема отражет паровую
часть системы, а вторая—воздушную.
Перенос тепла от выхлопных газов к поступающему в систе-
180
му воздуху (рис. ,154) осуществляется следующим .образом. Вода
из расходного бака 1 емкостью около 4 л, расположенного в пра-
вой мотогондоле, проходит по магистрали 2 и поступает в труб-
чатый паровой котел 3, который смонтирован в выхлопном пат-
рубке 4 правого мотора. Вода в котле нагревается выхлопными
Рис. 154. Схема паровой части системы отопления самолета
С-47.
1—расходный бак; 2—гидромагистраль; 3—паровой котел;
4—выхлопной патрубок; 5 —паропровод; 6—перекрывной
кран; 7—радиатор; 8—конденсатная магистраль; 9—мано-
метр; 10—автомат спуска воздуха; 11—резервный бачок;
12—конденсатор; 13—’паропровод; 14—регулятор давления;
15—редукционный клапан.
газами до кипения. Образующиеся пары по паропроводу 5 про-
ходят перекрывной кран 6, рычаг управления которым находится
вблизи места радиста, и поступает в воздушный радиатор 7, уста-
новленный вверху фюзеляжа у верхнего люка пилотской кабины.
Водяной пар в радиаторе отдает свое тепло проходящему воз-
духу. Образовавшийся при этом конденсат возвращается по маги-
страли 8 обратно в котел.
В конденсатную магистраль 8 вблизи радиатора включены ма-
нометр 9, автоматический клапан 10 для стравливания воздуха из
магистрали и резервный водяной бачок 11. Для сбора конден-
сата, образующегося <в паропроводе, в системе установлен кон-
181
денсатор 12, который соединен с одной стороны с паровой маги-
стралью, а с другой—с конденсатной магистралью.
Одновременно с поступлением пара в радиатор часть его по
паропроводу 13 через регулятор давления 14 проходит в расход-
ный бак 1. Регулятор, смонтированный у бака, поддерживает дав-
ление в баке, равное 25 фунт/кв. дюйм (1,75 кг/см2). На той же
Рис. 155. Схема воздушной части системы (ото-
пления самолета С-47.
Л 2—воздухоприемннкн; 3—входные заслонки;
4—радиатор; 5—смесительная заслонка; 6—сме-
сительная камера; 7—9—воздухопроводы; 10—
заслонки; 11 — зимняя <рама; 12—15 — гиб-
кие шланги; 16. 17—’выходные отверстия.
магистрали стоит редукционный клапан 15, который отрегулиро-
ван на предельное давление в 40 фунт/кв. дюйм (2,8 кг/см2). Для
стравливания воздуха из бака последний также оборудован авто-
матически действующим клапаном 10.
Циркуляция воздуха в системе происходит согласно схеме
(рис. 155). Наружный воздух поступает в систему через располо-
женные в верхней части фюзеляжа приемники 1, 2, на входе ко-
торых поставлены заслонки 3. Воздух, принятый заборником 2,
проходит воздушный радиатор 4, в котором циркулируют водя-
182
ные пары, нагревается в нем и, минуя комбинированную заслон-
ку 5, ручка управления которой выступает перед радиатором,
входит в смесительную камеру 6, в которой смешивается с холод-
ным воздухом, поступившим в систему через воздухоприемник /.
Регулировка температуры воздуха, циркулирующего в системе,
достигается соотвествующим поворотом заслонки 5, состоящей
из двух взаимиоперпендикулярных, жестко связанных между со-
бой пластин, дозирующих поступление холодного и нагретого воз-
духа в смесительную камеру. Из смесительной камеры воздух на-
правляется по трубопроводу 7 к штурманскому месту и к окнам
пилотской кабины, а по трубопроводам 8, 9 — в грузовую и пи-
лотскую кабины самолета. •
Управление расходом нагретого воздуха в местах обогрева
производится повортными заслонками 10, расположенными на вы-
ходах трубопроводов.
Рис. 156. Обогрев переднего окна пилотской
кабины самолета С-47.
1—зимняя рама; 2—крепление зимней рамы;
3—воздухопровод.
Окна пилотской кабины на зимний период обычно защищают-
ся дополнительно второй рамой 11, что позволяет гибкими шлан-
гами 12 и 13 ввести теплый воздух в междурамное пространство.
Отводы 14 от этих шлангов служат для подогрева рук пилотов
и в случае надобности для устранения обмерзания боковых окон.
Такой же отвод 15 выполнен у штурманского места.
В грузовой отсек воздух выходит через отверстия 16 в возду-
хопроводе 8, а в пилотскую кабину—через отверстия с фильтрами
17 на концах воздухопровода 9. Воздух, поступающий в между-
рамное пространство окон, выходит в пилотскую кабину. На
рис. 156 показан ввод теплого воздуха в междурамное простран-
ство окна пилотской кабины, оборудованного дополнительной зим-
ней рамой.
183
Управление паровоздушной системой отопления осуществляет-
ся с помощью крана 6 (рис. 154), перекрывающего доступ пара
в радиатор, а также регулировкой температуры заслонками 3
(рис. 155) воздухоприемников и перекрыванием по мере надобно-
сти заслонками 10 выхода воздуха в местах обогрева.
Эксплоатация паровоздушной системы отопления, как указы-
валось выше, требует внимательного ухода. Для предупреждения
замерзания воды в системе ее следует слить немедленно после
посадки и дать остаткам выпариться в течение 3—5 минут до
выключения моторов. После того, как вода удалена из системы,
расходный бак следует заправить спиртом (1 л). Перед полетом,
в случае если в бачке сохранился предварительно заправленный
в него спирт, ему нужно дать испариться при работающих мотсг
рах, после чего залить систему водой. Если спирт в бачке отсут-
ствует, бачок следует заправить дестиллированной водой только
лишь после того, как моторы прогреты.
Воздушная система отопления самолета С-47
Большинство самолетов С-47 имеют воздушную систему отоп-
ления. Тепло выхлопных газов переносится воздухом, который на-
гревается, проходя калориферы, смонтированные непосредственно
на выхлопных трубах обоих моторов.
Имеется несколько модификаций систем воздушного отопления
самолетов С-47. Наиболее усовершенствованная система схемати-
чески представлена на рис. 157. Она состоит из двух калориферов 1,
в которые через воздухоприемники 2 поступает наружный воздух.
Проходя калорифер, воздух нагревается от выхлопной трубы. На
входе в воздухопроводы 3 стоят термореле 4, которые включают
сигнальные лампы 5 в тех случаях, когда температура воздуха
превышает 230°. В каждой кабине установлено по две таких лам-
пы. Правые лампы сигнализируют перегрев воздуха, поступаю-
щего в правую магистраль, а левые—перегрев воздуха левой ма-
гистрали. Вблизи калориферов находятся перекрывные заслонкп 6
и выходные окна 7. Они позволяют закрыть доступ воздуху в ма-
гистрали и выпустить его наружу в тех случаях, когда лампы
сигнализируют о перегреве. Пройдя аварийные заслонки, нагретый
воздух входит в дроссельные камеры 8. Одновременно с теплым
воздухом в эти же камеры входит холодный воздух, который по-
ступает в систему через приемники, расположенные внизу фюзе-
ляжа под дроссельными камерами. В зависимости от отклонения
кинематически связанных между собой заслонок дроссельной ка-
меры происходит перемешивание холодного и нагретого воздуха до
требуемой температуры. Неиспользуемая часть нагретого воздуха
выпускается в атмосферу через выход 10. На рис. 158 представ-
лена конструктивная схема дроссельной камеры с заборником 5
холодного воздуха и выходом 6 для неиспользуемой части нагре-
того воздуха. Кинематика дроссельных заслонок подобрана с та-
ким расчетом, что позволяет направлять в магистраль смесь хо-
184
лодного и нагретого воздуха в любой пропорции—от полностью
холодного до полностью нагретого.
Пройдя дроссельные камеры, смешанный воздух распределяет-
ся по соответствующим трубопроводам, указанным на схеме
(рис. 157).
Горячий ^Смешанный Холодный I | Нет
Воздух ЭД Воздух ЭД Воздух | {циркуляции
Рис. 157. Схема воздушной системы отопления самолета С-47.
1—калорифер; 2—воздухоприемник; 3—воздухопровод; 4—термореле;
5—сигнальные лампы; 6—заслонка; 7—резервный выход; 8—дроссельная
камера; 9— воздухоприемяики холодного воздуха; 10—выход неисполь-
зуемого нагретого воздуха; 11—воздухопровод теплого воздуха; 12—вы-
ход воздуха в пилотскую кабину; 13— выход воздуха в кабину радиста;
14— воздухопровод теплого воздуха; /5—выход воздуха в штурманскую
кабину; 16—магистраль в грузовую кабину; 17—гибкий шланг к астро-
люку; 18—гибкий шланг к боковым окнам; 19—воздухопровод к цен-
тральным окнам; 20—вентилятор; 21—коробка управления; 22—тяги к
левой и правой аварийным заслонкам; 23—тяга к заслонкам левой дрос-
сельной камеры; 24—тяга к правой дроссельной камере; 25—27—
заслонки
(Магистраль 11, питаемая от правого калорифера, проводит
теплый воздух в пилотскую кабину, где он выходит через отвер-
стия с фильтрами 12. В кабину радиста теплый воздух выходит
через окно и гибкий шланг 13.
Магистраль 14, питаемая левым калорифером, направляет теп-
лый воздух в кабину штурмана с выходом через гибкий шланг 15,
в грузовую кабину по трубопроводу 16 и гибкому шлангу астро-
185 •
люка /7 и к отводам 18, 19, подводящим воздух к окнам пилог
ской кабины.
В левую магистраль включен вентилятор 20 с электромотором,
питаемым от бортовой электросети Вентилятор испотьзуется для
защиты стекол от обмерзания при отказе в работе левого мотор?
Рнс. 158. Дроссельная камера. Положение заслонок соответ-
ствует впуску в систему одного холодного воздуха.
1—вход нагретого воздуха; 2—заслонки впуска нагретого
воздуха: 3—заслонка ьпуека холодного ъоздуха; 4—рыход
смешанного BO3flvxa в магистраль; 5—заборник холодного
воздуха: 6—выход неиспользуемой части нагретого воздуха;
7—механизм управления заслонками.
или при стоянке на земле. Кроме того, в случаях сильного обле-
денения окон он может быть использован для форсирования по-
дачи к ним теплого воздуха.
Все трубопроводы имеют выпускные заслонки с выступающи-
ми наружу ручками, что позволяет регулировать количество по-
ступающего в кабины теплого воздуха. На рис. 159, 160, 161 при-
ведены элементы воздухопроводов и органы их управления, при-
меняемые для зашиты окон кабин от обледенения.
'Управление заслонками дроссельных камер и аварийными
заслонками—дистанционное.
186
Рис. 159. Типовой узел разветвления воздухо-
провода.
1—отвод к вентилятору; 2—основная магистраль;
3—отвод к астролюку; 4—отвод к правому окну
пилотской кабины; 5—отзод к левому окну; 6—
ручка управления заслонкой.
Рис. 160. Воздухопроводы к окнам пилотской
кабины.
1—ручка управления заслонкой; 2—шланг для
боковых окон; 3—трубопровод к центральным
окнам.
187
Коробка управления 21 с ручками тяг 22 и 23 к аварийным за-
слонкам и заслонкам левой дроссельной камеры расположена за
сиденьем радиста. Эта коробка видна на рис. 161. Ручкактяге24
правой дроссельной камеры расположена за местом второго пи-
лота.
Рис. 161. Обогрев места радиста.
1—гибкий шланг; 2—выходное окно; 3—ручка упра-
вления правой аварийной заслонкой; 4—ручка упра-
вления левой аварийной заслонкой; 5—ручка управле-
ния заслонками леаой дроссельной камеры.
Управление вентилятором сконцентрировано на узле трубо-
провода у места штурмана (рис. 162). При переводе рычага управ-
ления в положение «Emergency defroster bloweron» включается
вентилятор и одновременно открывается заслонка 25 (рис. 157)
перекрывающая его трубопровод, и закрывается заслонка 26 тру-
бопровода, обходящего вентилятор.
В приведенной схеме системы отопления магистрали, питаемые
теплом от выхлопной трубы правого мотора, не сообщаются с ма-
гистралями от выхлопной трубы левого мотора.
Более ранние системы имели трубопровод, который сообщал
эти магистрали. Кроме того, в более ранних конструкциях подвод
теплого воздуха в грузовую кабину осуществлялся как от правого
калорифера, так и от левого. Вентилятор в этих системах отсут-
ствовал.
Описанная система является по сравнению с паровоздушной
менее громоздкой и более удобной в управлении. Наличие венти-
лятора обеспечивает защиту окон против обмерзания не только
188
в случаях отказа левого мотора, но при работах в самолете на
стоянке.
Рис. 162. Щиток управления вентилятором.
1—электровыключатель; 2—упор; 3—магистраль в грузовую
кабину; 4—главная магистраль; 5—вывод к вентилятору
(пробка устанавливается в тех случаях, когда вентилятор
в системе не установлен); 6—рукоятка; 7—трубопровод к
окнам пилотской кабины.
189
ГЛАВА ПЯТАЯ
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА
КАРБЮРАТОРОВ
УСЛОВИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ КАРБЮРАТОРОВ И СРЕДСТВА
ИХ ЗАЩИТЫ
Обледенение в карбюраторах, так же как и обледенение на-
ружных частей самолетов, происходит при наличии в них взве-
шенной влаги и температуре окружающей среды 0°С и ниже. Оно
сопрсвождается уменьшением мощности моторови -может быть за-
мечено по падению наддува. Обледенение в карбюраторах не
всегда протекает одновременно с наружными частями самолетов.
Охлаждение, происходящее вследствие испарения горючего и
влаги в карбюраторах, часто создает в них условия обледенения,
в то время как в окружающей среде эти условия отсутствуют.
Наибольшее охлаждение воздуха в карбюраторах происходит
за счет тепла, поглощаемого топливом при его испарении. Пони-
жение его температуры определяется уравнением:
М =____________________
•> iW(cpT+aL0 СРй ’
где^А —разность в градусах Цельсия между температурами воз-
духа до и после его охлаждения вследствие испарения
топлива;
Лт— доля испарившегося топлива в %;
Гт =75 ккал/кг — скрытая теплота испарения топлива (бен-
зина) ;
^=0,58 ккал/кг —теплоемкость топлива (бензина);
ср =0,24 ккал/кг — теплоемкость воздуха;
а — коэфициент избытка воздуха;
— теоретически необходимое количество воздуха <в кило-
граммах на 1 кг топлива.
Из уравнения видно, что охлаждение в отдельных частях
карбюратора зависит ст процента испарившегося в них топлива.
В поплавковых карбюраторах обычной конструкции большая
часть топлива испаряется в пространстве между топливной фор-
сункой и дроссельной заслонкой. Как видно на схеме (рис. 163),
охлаждению подвергается вся система, управляющая составом
190
поступающей смеси. Понижение температуры согласно уравне-
нию при а — 0,9, Хт = 80% и Lo = 14 кг/кг будет :
80-75 or
te 100 (0,58+9,9-14-0,24) “ 16,5 С‘
Если воздух, засасываемый карбюратором, имеет высокую от-
носительную влажность, то понижение его температуры сопро-
вождается усиленной конденсацией насыщающих воздух водяных
паров.
Рис. 163. Схема поплавкового карбюратора.
1—воздухоприемник; 2—топливная форсунка; 3—поплавковая
камера; 4—диффузор; 5—дроссельная заслонка; 6—всасы-
вающая труба; 7—всасывающий клапан цилиндра; 8—ци-
линдр двигателя.
В случае понижения температуры ниже 0°С конденсирующая-
ся влага откладывается на деталях в зоне охлаждения в виде
льда, нарушая нормальную карбюрацию и управление газом. Осо-
бо интенсивное обледенение происходит, когда относительная
влажность превышает 100%, а температура наружного воздуха
находится в пределах от +10°С до +15°С.
Инжекторные карбюраторы фирмы Бендикс-Стромберг, уста-
новленные на моторах Пратт-Уитней и большинстве моторов Райт-
Циклон, выгодно отличаются от карбюраторов других фирм мень-
шей подверженностью обледенению. Опасность обледенения в них
конструктивными мерами удалось свести к минимуму. Подача
топлива в инжекторных карбюраторах, осуществляемая специаль-
ным топливным насосом, позволила установить топливную фор-
сунку вблизи входа в нагнетатель (рис. 164). С переносом топ-
191
ливной форсунки за диффузоры и дроссельную заслонку большая
часть зоны испарения топлива переместилась в области нагретого
воздуха за нагнетателем. Это в значительной степени снизило
опасность обледенения, вызываемого охлаждением от испарения
Ряс, 164. Взаимное положение диффузоров, дроссель-
ной заслонки м топливной форсунки в инжекторном
карбюраторе Стромберг.
1—воздухопрнемник; 2—диффузоры; 3—дроссельная
заслонка; ♦—переходник карбюратора; 5—топливная
форсунка; 6—приемники скоростного напора.
топлива. Однако полностью от обледенения в инжекторных кар-
бюраторах освободиться не удалось. Если относительная влаж-
ность поступающего воздуха превышает 50%, а его температура
на входе в карбюратор около 10°С, обледенение элементов кар-
бюратора все же наблюдается.
В последней модели карбюраторов Стромберг топливная фор-
сунка помещена непосредственно на вал крыльчатки нагнетате-
ля. Обледенение, вызванное испарением топлива, в этих моделях
вовсе отсутствует в связи с тем, что зона испарения целиком
переместилась за нагнетатель. Однако инжекторные карбюрато-
192
ры и в этом случае полностью не свободны от опасности обледе-
нения. Они подвергаются обледенению при условиях общих с об-
леденением наружных частей самолетов.
Назовем этот вид обледенения атмосферным. Атмосферное
обледенение угрожает входной сетке, элементам карбюратора на
входе воздуха и трубкам динамического напора. Кроме того,
наблюдается обледенение дросселей, которое происходит вследст-
вие увеличения скорости воздуха во время прохождения его в
дроссельных каналах. Наиболее интенсивное обледенение у дрос-
селей имеет место тогда, когда угол открытия их меньше 45°, а
протекающий воздух с относительной влажностью выше >100%.
имеет температуру в пределах от 0°С до +3°С.
Беспоплавковые карбюраторы фирмы Холли, устанавливаемые
на моторах фирмы Райт-Циклон, в отношении опасности обледе-
нения занимают промежуточное место между поплавковыми и
инжекторными карбюраторами. Хотя в них и происходит охлаж-
дение всасываемого воздуха вследствие испарения топлива,
влияние охлаждения ослаблено отсутствием в карбюраторах
Холли диффузоров в виде отдельного агрегата и особой конст-
рукцией дроссельных заслонок, исключающей возможность умень-
шения дроссельных каналов при обледенении. Опасный диапазон
температур воздуха в карбюраторах фирмы Холли при учете
всех возможных случаев обледенения лежит в пределах ст—5СС
до 4-20°С.
На большинстве рассматриваемых самолетов установлены ин-
жекторные карбюраторы фирмы Бендикс-Стромберг, и лишь не-
которые самолеты оборудованы карбюраторами фирмы Холли.
Защита против их обледенения производится двумя способа-
ми — термическим и антифризным. Средства защиты могут быть
использованы как раздельно, так и совместно.
Основным из указанных средств защиты карбюраторов про-
тив обледенения является термический способ, который осущест-
вляется подогревом воздуха на входе его в карбюраторы.
Антифризный способ, осуществляемый впрыском спирта во
всасывающую магистраль, обычно применяется в тех случаях,
когда нельзя пользоваться предварительным подогревом воздуха
или же подогрев оказывается недостаточным для расплавления
льда, образовавшегося в карбюраторах.
ТЕРМИЧЕСКИЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛИ
КАРБЮРАТОРОВ
На самолетах В-25, С-47 и A-20-G для подогрева поступающего
в карбюраторы воздуха используется тепло моторов и выхлоп-
ных газов. Тепло снимается воздухом при обтекании корпуса
мотора и выхлопного коллектора во время прохождения его под
моторным капотом.
На самолетах В-24 поступающий в карбюраторы воздух не
требует специальных средств для подогрева, так как он в дос-
193
таточной мере нагревается в процессе сжатия в турбокомпрессо-
рах. С целью сохранения мощности моторов на линии всасывания
у этих самолетов поставлены воздушные радиаторы, которыми
температура поступающего в карбюраторы воздуха снижается до
требуемых пределов.
, ТЕРМИЧЕСКИЙ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬ КАРБЮРАТОРОВ
САМОЛЕТА В-25 I
На самолетах В-25 вэздухоприемные устройства для карбю-
раторов выполнены в виде отдельных съемных агрегатов. Уст-
ройство (рис. 165) состоит ио воздуприемного блока 1 с прием-
Рис. 165. Элементы карбюраторного воз-
духоприемного устройства самолета В-25.
1—воздухоприемный блок; 2—моторный
капот; 3—'передний дефлектор; 4—крышка;
5— задний обтекатель.
ником теплого воздуха, расположеннным над моторным ка-
потом 2; переднего дефлектора 3, расположенного под капотом;
верхнего съемного обтекателя 4 и заднего съемного обтекателя
5. Обтекатели крепятся к блоку дзусовскими замками.
Блок (рис. 166) состоит из литого алюминиевого корпуса 1,
на котором смонтированы приемник холодного воздуха 2 с зас-
лонкой 3 и приемник теплого воздуха 4 с заслонкой 5. Воздух,
поступающий в блок через один из приемников, направляется в
карбюратор дефлектором 4 (рис. 167).
В том случае, когда эксплоатация самолета В-25 происходит
в условиях с возможным засасыванием в карбюраторы запылен-
ного воздуха, вместо дефлектора в блоке устанавливается воз-
душный фильтр 4 (рис. 168).
194
Заслонки, приемников теплого и холодного воздуха, связанные
между собой системой рычагов, могут занимать два соответст-
вующих положения. В одном из них заслонка приемника холодно-
го воздуха полностью открыта, а заслонка приемника теплого
Рнс. 166. Блок воздухоприемного устройства самолета В-25.
1—корпус блока; 2—приемник холодного воздуха; 3—за-
слонка приемника; 4~приемник теплого воздуха; 5—заслон-
ка приемника; 6—рычаги связи заслонок; 7—рычаг управле-
ния заслонками.
Рис. 167. Циркуляция воздуха через
; воздухоприемное устройство с де-
флектором. Стрелками показано дви-
жение воздуха.
А—воздухоприемное устройство е
положением заслонок, соответствую-
щим поступлению в карбюратор хо-
лодного воздуха; Б—циркуляция хо-
лодного воздуха через воздухо-
приемное устройство; В—циркуля-
ция теплого воздуха через воздухо-
приемное устройство.
1—воздухоприемное устройство; 2—
заслонки приемника холодного воз-
духа; 3—заслонка приемника тепло-
го воздуха; 4—дефлектор; 5—кар-
бюратор.
195
воздуха закрыта. В другом положении, наоборот, полностью от-
крыта заслонка приемника теплого воздуха и закрыта заслонка
приемника холодного воздуха.
Рис. 168. Циркуляция воздуха через
воздухоприемиое устройство с филь-
тром. Стрелками показано движение
воздуха.
А—воздухоприемное устройство с
положением заслонок, соответствую-
щим поступлению в карбюратор
холодного воздуха; Б—циркуляция
холодного воздуха через воздухо-
приемное устройство; В—циркуля-
ция теплого воздуха через воздухо-
приемное устройство.
1—воздухоприемное устройство; 2—
заслонка приемника холодного воз-
духа; 3—заслонка приемника теп-
лого воздуха; 4—фильтр; 5—карбю-
ратор.
На рис. 167 и 168 приведены схемы прохождения холодного
и теплого воздуха через воздухоприемное устройство как в слу-
чае установки в нем дефлектора, так и в случае установки филь-
тра.
При прохождении холодного воздуха через воздухоприемное
устройство с дефлектором положение заслонок соответствует по-
казанному на рис. 167, А и Б. При прохождении теплого возду-
ха положение заслонок обратное. Циркуляция теплого воздуха
через воздухоприемник показана на рис. 167, В.
Циркуляция воздуха через воздухоприемник, в котором деф-
лектор заменен фильтром, приведена на рис. 168. Рассматривая
этот рисунок, следует обратить внимание на то, что фильтром
очищается лишь поступающий в карбюратор холодный воздух.
Теплый воздух поступает в карбюратор, минуя фильтр.
Управление устройством
Заслонки воздухопри-емников каждого из карбюраторов связаны
тягами с соответствующими рукоятками, которые смонтированы
на пульте управления в пилотской кабине. Это позволяет ндпра-
196
влять подогретый воздух в каждый из карбюраторов независимо
друг от друга. Положение рукоятки для пуска холодного или
теплого воздуха указано соответствующими надписями на пульте.
ТЕРМИЧЕСКИЙ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬ КАРБЮРАТОРОВ
САМОЛЕТА С-47
На самолетах С-47 применяются несколько типов воздухо-
приемных устройств для карбюраторов.
На рис. 169 представлена схема воздухоприемного устройства
самолетов С-47 и С-47А. Она состоит из патрубка 1, воздухо-
приемной коробки 2 и управляемой из кабины пилота заслонки 3.
Вовдухоприемная коробка имеет три окна: одно из них обращено
к патрубку, второе—к выхлопному коллектору 4, а третье—к
карбюратору.
Рис. 169. Схема циркуляции воздуха, поступающего в карбюраторы
самолета С-47. 1
А—поступление в карбюраторы холодного воздуха; Б—поступление в
карбюраторы подогретого воздуха.
/—приемный патрубок; 2—воздухоприемная коробка; 3—заслонка; 4—
выхлопной коллектор; 5—фильтр; 6—дренаж.
Когда заслонка закрывает окно, обращенное к выхлопному
коллектору, как это показано на схеме А, поступающий воздух,
пройдя воздушный фильтр 5, следует через воздухоприемную
коробку в карбюратор, сохраняя без значительных отклонении
свою температуру на всем пути. При этом область 6 для предо-
хранения выхлопного коллектора от перегревания вентилируется
через специальные выходящие в атмосферу боковые патрубки.
Когда заслонка 3 закрывает окно, обращенное к приемному
патрубку как показано на схеме Б, /воздух из междуцилиндро-
197
' • • - 'Ч ' -
вого пространства направляется в окно, обращенное к выхлодно-
му коллектору, нагревается, обтекая его, и идет в карбюратор.
Л л а
3
Рис. 170. Схема поступления воздуха в карбюратор самолета
С-47В.
а—непосредственное поступление холодного воздуха; б—по-
ступление фильтрованного воздуха; в—поступление подогре-
того воздуха.
1—передний приемник; 2—задний приемник; 3—передняя
дроссельная заслонка; 4—задняя дроссельная заслонка; 5—
выхлопной коллектор; 6—филыгр.
На рис.. 170 представлена схема поступления воздуха в кар-
бюратор на самолетах С-47В. Она отличается тем, что позволяет
198
поступающему воздуху обойти фильтр в тех случаях, когда воз-
дух достаточно чист и не требует фильтрации.
Устройство состоит из: переднего воздухоприемника 1, заднего
воздухоприемника 2, передней 3 и задней 4 заслонок и механизма
управления заслонками.
•В нормальных условиях полета неподогретый воздух, пос-
тупающий в карбюратор, циркулирует через вэздухоприемное
устройство, как показано стрелками на схеме а. Передняя зас-
лонка в этом случае закрывает доступ воздуха к выхлопному
коллектору. В то же время задняя заслонка под действием ско-
ростного напора закрывает доступ воздуха к воздушному фильтру.
Когда передняя заслонка переведена в положение, показанное
на схеме б, воздух, поступающий через передний приемник, про-
ходит вниз и вентилирует выхлопной коллектор. Воздух, посту-
пающий в приемник 2, проходит фильтр, отжимает заслонку и
идет в карбюраторы. Как в первом, так и во втором случаях,
проходящий в карбюраторы воздух своей температуры не меняет.
Положение заслонок, приведенное на схеме в, соответствует
поступлению в карбюраторы подогретого воздуха. Заслонки в
этом случае закрывают вход воздуха Через передний и задний
приемники. Воздух из междуцилиндрового пространства, обтекая
выхлопной коллектор 5 и нагреваясь при этом, идет в карбюра-
тор, как показано стрелками.
'Управление устройством
Управление передней заслонкой производится из кабины пи-
лота и выполняется по-разному на разных самолетах. На одних
самолетах выполнено тросовое управление, на других оно встре-
чается с приводом от гидросистемы или же с электроприводом.
Во всех случаях на пульте управления показаны положения ру-
коятки, соответствующие пуску в карбюраторы воздуха с пред-
варительным подогревом или же без него.
ТЕРМИЧЕСКИЙ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬ КАРБЮРАТОРОВ САМОЛЕТА
А-20 -G
Система всасывания воздуха в карбюраторы моторов на са-
молете A-20-G и подогрев его аналогичны антиобледенительному
устройству самолета В-25.
ТЕРМИЧЕСКИЙ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬ КАРБЮРАТОРОВ САМОЛЕТА
В-24
В отличие от самолетов В-25, С-47, A-20-G система всасыва-
ния воздуха в карбюраторы моторов на самолете В-24 (рис. 171)
имеет дополнительную ступень сжатия. Дополнительное нагнета
ние поступающего в карбюратор воздуха производится специаль-
ным турбокомпрессором 1, которым оснащен каждый из четырех
моторов этого самолета. Турбокомпрессоры приводятся в работу
действием выхлопных газов, поступающих к ним от соответству
199
ЮщиХ моторов. Дополнительное сжатие в турбокомпрессоре воз-
духа, поступающего в карбюратор, повышает его температуру
настолько, что он не требует дополнительного подогрева для пре-
дупреждения обледенения в карбюраторе. Наоборот, для умень-
шения потери части мощности моторов воздух, поступающий из
fl
Ряс. 171. Система всасывания воздуха в карбюраторы моторов самолета
В-24.
1—турбокомпрессор; 2—регулятор наддува; 3—воздушный радиатор; 4—
заслонка радиаторного тоннеля; 5—электромотор управления заслонкой;
6—линия всасывания; 7—карбюратор; 8—заслонка карбюратора; 9—на-
гнетатель; 10—цилиндр мотора; 11—линия выхлопа; 12—заслонка, регу-
лирующая расход выхлопных газов через турбокомпрессор; 13—вход
атмосферного воздуха.
турбокомпрессора до входа в карбюратор, охлаждается в спе-
циальных воздушных радиаторах 3, поставленных на линии вса-
сывания каждого из моторов. Охлаждающие радиаторы установ-
лены в специальном тоннеле, .выполненном в задней части мото-
гондолы. Охлаждающий воздух поступает в тоннель через забор-
ник, расположенный в передней части кольцевого капота. Дос-
туп воздуха в тоннель перекрывается заслонкой 4, перемещаемой
установленным вблизи нее электромотором 5. Заслонка может
занимать только два крайних положения: лолностью открыто и
полностью закрыто.
Управление заслонкой осуществляется включением и выклю-
чением связанного с ней электромотора посредством электро-
выключателя, смонтированного в пилотской кабине.
В тех случаях, когда карбюраторам угрожает обледенение,
заслонка закрывается и неохлажденный воздух поступает в кар-
бюраторы, предотвращая опасность отложений льда на его час-
тях. ।
200
ПОЛЬЗОВАНИЕ ТЕРМИЧЕСКИМИ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЯМИ
Чтобы предупредить обледенение карбюраторов в зоне с опа-
сным диапазоном температур, дроссели карбюраторов следует
держать на максимальном открытии для данного режима .рабо-
ты моторов.
Независимо от способа подогрева поступающего воздуха его
следует использовать при первых же признаках обледенения кар-
бюраторов. Подогрев следует поддерживать таким образом, что-
бы температура воздуха в карбюраторе была выше опасного
диапазона. Уровень температуры должен быть от -f-20 до +40°С.
На взлете с максимальной мощностью в условиях возможно-
го обледенения карбюраторов подогрев следует включать до мо-
мента взлета и после него. Во время взлета подогрев следует
выключать, чтобы не усложнить самый взлет.
Так как повышение температуры воздуха, поступающего в
карбюраторы, сопровождается изменением режима работы мото-
ров, для предупреждения неровности в их работе подогрев воз-
духа в условиях обледенения следует производить непрерывно.
Особо важно это иметь в виду во время полета в среде с низкими
температурами. Лед, расплавленный во время подогрева, может
снова замерзнуть во всасывающей магистрали в промежутках
работы карбюраторов с выключенным подогревом.
Если полет совершается в условиях обледенения на режиме
«автоматическое обеднение», подогрев должен удовлетворять ус-
ловию, при котором температура воздуха в карбюраторе не опу-
скается ниже предельной температуры, указанной красной чертой
на индикаторе термометра карбюратора.
Во время планирования в условиях обледенения, когда мото-
ры заметно охлаждаются, для обеспечения достаточного подогре-
ва воздуха, поступающего в карбюраторы, следует повысить тем-
пературу головок цилиндров прикрытием юбок капотов моторов.
После приземления перед рулежкой юбки капотов следует снова
открыть.
АНТИФРИЗНЫЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛИ КАРБЮРАТОРОВ
ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ и СХЕМА УСТРОЙСТВА
Антифризные антиобледенители карбюраторов устанавливают-
ся как аварийное средство и применяются в тех случаях, когда
термические антиобледенители оказываются недостаточно эффек-
тивными. Подобные случаи могут иметь место из-за остывания
моторов при длительной работе на малом газе.
То же может произойти из-за недостатка тепла для расплав-
ления льда вследствие опоздания включения подогрева.
Принцип действия антифризного антиобледенителя карбюра-
торов, так же как винтов |И стекол кабины, заключается в обра-
зовании в карбюраторах незамерзающего раствора из переохла-
жденной влаги и антифриза.
Если обледенение деталей произошло до поступления в кар-
201
бюратор антифриза, то впрыском последнего достигается раство-
рение образовавшегося льда.
В основном антифризные антиобледенители карбюраторов на
рассматриваемых самолетах оборудуются по одной и той же схе-
ме. Небольшое различие в устройствах касается второстепенных
деталей. Наиболее полная принципиальная схема, соответствую-
щая антиобледенительному устройству карбюраторов самолетов
A-20-G, приведена на рис. 172.
Рис 172. Принципиальная схема антифризного
антиобледенительного устройства карбюраторов
самолета A-20-G
1—бак; 2—кран; 3—фильтр; 4—помпа; 5—об-
ратный клапан; 6—форсунки; 7—воздухоприем-
. ные коробкн.
Антифриз, преимущественно изопропиловый спирт, из расход-
ного бака 1, пройдя сливной кран 2 и фильтр 3, поступает в
двухвыходную гидропомпу 4 одного из описанных выше типов.
Затем спирт проходит противосливные обратные клапаны 5 и
через четыре разбрызгивающие форсунки 6 поступает в воздухо-
приемные коробки >7. На самолетах A-20-G ранних серий в анти-
обледенительном устройстве карбюраторов стояла одновыходная
гидропомпа. От нее нагнетаемый антифриз поступал к двум
кранам, установленным в пилотской кабине, как это видно на
компоновочной схеме (рис. 173). Пройдя краны, антифриз посту-
пал в карбюраторы.
Компоновочная схема антиобледенителя В-25 приведена на
рис. 174. Положение форсунок у воздуприемника карбюратора
показано на рис. L75. На рис. 176 показано положение бака и
помпы антиобледенителя карбюраторов на самолете С-47.
202
На самолетах В-24 установлены две двухвыходные помпы, из
которых одна обеспечивает впрыск антифриза в карбюраторы мо-
торов № 1 и 4, а другая подает антифриз в карбюраторы мото-
ров № 2 и 3.
Рис. 173. Компоновочная схема антифризного антиобледенителя карбюраторов
самолета A-20-G
1—краны управления; 2—расходный бак; 3—перекрывной кран; 4—гндро-
филыгр; 5—одновыходцая гидропомпа; 6—трубопровод от гидрофильтра до
кранов управления; 7 и 8—гидромагистрали к правому и левому карбюрато-
рам; 9—обратный клапан; 10—вовдухоприемная коробка карбюратора; 11—
\ форсунки.
УПРАВЛЕНИЕ АНТИФРИЗНЫМ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЕМ
КАРБЮРАТОРОВ
Управление антифризным антиобледенителем осуществляется
электропереключателем, установленным на электрощитке в пи-
лотской кабине. Электропереключатель выключает и включает в
работу гидропомпу устройства.
Рычажок электропереключателя может занимать три положе-
ния: среднее, верхнее и нижнее. При среднем положении рычаж-
ка устройство находится в состоянии «Off» (выключено).
Для кратковременного включения устройства рычажок следу-
203
ет перевести в верхнее положение и держать его в этом положе-
нии весь срок необходимого действия устройства. При прекраще-
Рис. 174. Компонозочная схема антифризного антиобледени-
теля карбюраторов самолета В-25.
/—расходный бак; 2—перекрывной кран; 3—гидрофильтр;
4—гидропомпа; 5—дренажная трубка; 6—заливная трубка;
7—заливная горловина; 8—перепускная трубка; 9—форсун-
ки; 10—воздухоприемная коробка карбюратора; 11—электро-
переключатель.
нии нажима на рычажок он автоматически
положение и устройство выключается.
переходит в среднее
Рис. 175. Разбрызгиваю-
щие форсунки антиоб-
леденителя карбюраторов
самолета В-25.
1—форсунки; 2—возду-
хоприемник карбюрато-
ра; 3—термометр:
Для долговременного пользования устройством рычажок сле-
дует перевести в нижнее положение, в котором он остается, не
204
требуя дальнейшего приложения силы. Выключение устройства
в этом случае достигается обратным переводом рычажка в сред-
нее положение.
Рис. 176. Установка расход-
ного бака и гидропомпы анти-
обледенителя карбюраторов
самолета С-47.
1—расходные магистрали; 2—
питающая магистраль; 3—об-
ратный клапан; 4—фильтр
Адель; 5—дренажная трубка;
6—гндропомпа Адель; 7—рас-
ходный бак; 8—кронштейн.
На самолетах A-20-G. ранних серий управление подачей анти-
фриза в правый и левый карбюраторы, помимо включения гидро-
помпы, осуществляется кранами, установленными в кабине пи-
лота.
На самолетах В-24 управление подачей антифриза осущест-
вляется двумя реостатами, из которых один управляет гидропом-
пой, нагнетающей антифриз в карбюраторы моторов № 1 и 4,
а другой—управляет поступлением антифриза в карбюраторы мо-
торов № 2 и 3.
АНТИФРИЗЫ ДЛЯ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ УСТРОЙСТВ
Антифризом называют всякую жидкость, имеющую темпера-
туру замерзания ниже 0°С и способную в разных пропорциях с во-
дой образовывать смесь, которая также замерзает при темпе-
ратурах, лежащих ниже 0эС. Для антиобледенительных устройств
в качестве низкозамерзающей жидкости (антифриза) обычно
применяют различные спирты, краткие характеристики которых
приводятся ниже.
Этиловый спирт. Одноатомный спирт— бесцветная
жидкость, имеющая характерный алкогольный запах. В воде ра-
створяется в любых пропорциях.
Удельный вес—0,806 при 0°С. Температура кипения 78,ЗсС.
Температура плавления (замерзания) минус 114°С.
Изопропиловый спирт. Одноатомный спирт—бесцвет-
ная жидкость, по внешним признакам напоминающая этиловыи
спирт. В воде растворяется в любых пропорциях. Для человече-
ского организма вреден.
Удельный вес—0,80 при 0°С. Температура кипения 826С. Тем-
пература плавления минус 86°С.
205
Этиленгликоль. Двухатомный спирт—бесцветная, до-
вольно густая жидкость. Хорошо растворяется в воде и спирте.
Как в чистом виде, так и в растворе с водой ядовит.
Содержание бодр/ В этиленгликоле, %
Рис. 177. Температуры замерзания водных растворов этиленгликоля.
Удельный вес 1,13 при 0°С. Температура кипения 197,4°С. Тем-
пература замерзания—минус 11,5°С. График температур замерзания
растворов этиленгликоля с водой приведен на рис. 177.
Для этиленгликоля характерно, что добавление к нему воды
До 30% понижает точку замерзания полученного раствора, а
дальнейшее добавление воды повышает температуру его замер-
зания. Промышленностью этиленгликоль выпускается в смеси с
водой в пропорции: 55% этиленгликоля, 45% воды. Марка этого
антифриза—В-2.
Глицерин. Трехматовый спирт сиропообразная бесцветная
жидкость сладковатого вкуса. Хорошо растворяется в воде и
Удельный вес ПРИ температуре 0°С. Температура кипе-
ния 290°С. На рис. 178 приводится график температур замерза-
ния водных растворов этилового спирта, этиленгликоля и глице-
американских самолетах в более ранних конструкциях
бледенительного устройства винтов в качестве незамерзаю-
жн^°сти применялась смесь «Fluid ice preventive», состоя-
пиЛ '° этилового денатурированного спирта и 15% глице-
рина. Спецификация этого антифриза № 3585А. Для окон ц кар-
208
бюраторов применялись денатурированный этиловый спирт или
изопропиловый спирт.
Когда в антиобледенительных устройствах появились гидро-
помпы и другие агрегаты, имеющие незначительные проходные
отверстия, эти агрегаты стали отказывать в работе потому, что спирт
из смеси испарялся и малые отверстия закупоривались пленкой
плохо испаряющегося глицерина. Пользование спирто-глицери-
Содержание антифриза В Воде
Рис. 178. Температуры замерзания
водных растворов глицерина,
этилового спирта н этиленгли-
коля.
I—глицерин; —этиловый спирт;
П1—этиленгликоль.
новой смесью потребовало тщательного наблюдения за трубопро-
водом и агрегатами системы, а также ежедневного включения в
работу антиобледенителей в случаях, если ими не пользовались в
течение суток. Это требовало значительного расхода антифриза и
дополнительно загружало обслуживающий персонал самолета.
В настоящее время самолетные фирмы рекомендуют приме-
нять для всех антифризных антиобледнительных устройств изо-
пропиловый спирт «Isopropyl alcohol», который поставляется аме-
риканцами по спецификации № АС-14082 (А-13). Этот антифриз
состоит в основном из изопропилового спирта, в который доба-
влены отравляющие вещества, имеющие ту же характеристику
испаряемости, что и изопропиловый спирт, чем исключается воз-
можность их отгонки выпариванием. Изопропиловый спирт
№ АС-14082 ядовит, и его применение внутрь опасно.
В практике эксплоатации антифризных антиобледенителей на
отечественных самолетах встречается применение для винтов
водных растворов этиленгликоля (антифриза В-2). Скорость ра-
створения льда этиленгликолем и его водными растворами зна-
чительно ниже, чем скорость растворения льда этиловым или
изопропиловыми спиртами. Поэтому, пользуясь этиленгликолем в
качестве активной жидкости в антиобледенителе винтов, следует
своевременно включать устройство и не допускать образования
льда на лопастях винтов, так как его удаление этиленгликолем
происходит значительно медленнее, чем спиртом.
Смачивание лопастей винтов этиленгликолем до начала обра-
зования на них льда дает хороший результат потому, что пере-
охлажденные частицы влаги, попав на пленку этиленгликоля, ра-
створяются в ней, не переходя в твердую фазу.
ГЛАВА ШЕСТАЯ
ТЕРМИЧЕСКОЕ АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЕ
УСТРОЙСТВО САМОЛЕТА В-24
ТИП И СХЕМЫ УСТРОЙСТВА
При изыскании средств защиты самолетов от обледенения,
в первую очередь, стали изучать возможность использовать для
этой цели тепло выхлопных газов, которое бесполезно уходит <в
воздух в количествах, по эквивалентной мощности превышающих
мощность, развиваемую мотором.
Однако применение термических антиобледенителей задержа-
лось на ряд лет в связи с затруднениями, которые выявились при
осуществлении устройств этого типа.
Прежде всего необходимо было найти удобный способ извле-
чения тепла из выхлопных газов.
Наиболее простой способ использования этого тепла путем не-
посредственного обогрева защищаемых частей выхлопными газами
оказался неприменим из-за высокой температуры газов и их силь-
ного коррозийного действия, понижающего прочность элементов
конструкции самолета. Кроме того, могли возникнуть пожарная
и физиологическая (отравление) опасности при омывании бензо-
баков горячими газами или проникновения последних в пилотскую
и пассажирскую кабины.
Извлечение же тепла выхлопных газов специальным агрега-
том — калорифером—и перенос тепла в крыло, оперение и другие
части самолета промежуточным агентом—паром или воздухом—
не могли быть удовлетворительно выполнены вследствие громозд-
кости конструкции устройства и потери части мощности мотора
из-за повышающегося противодавления на 'выходе выхлопных га-
зов.
В первых опытных термических антиобледенителях, оборудо-
ванных на некоторых самолетах В-24, американские конструкто-
ры отказались от использования тепла выхлопных газов и приме-
нили схему, аналогичную системе отопления самолетов В-25, опи-
санную в главе четвертой.
В качестве источников тепла для термических антиобледените-
лей этого типа служили бензиновые печи фирмы Стюарт Уоркер,
краткая характеристика которых приведена в описании системы
отопления самолетов В-25, стр. 173.
Общая схема расположения бензиновых печей антиобледени-
тельного устройства на самолете В-24 и обогреваемые ими части
208
этого устройства приведены на рис. 179. (Каждая печь обогревает
отдельную часть устройства независимо от остальных. Система
отопления самолета и относящиеся к ней печи на схеме не по-
казаны.
1—обогреваемые секции крыла и оперения; 2—бензиновые печи.
Приведенный тип термического антиобледенителя в практику
не внедрился, несмотря на то, что он позволяет поддерживать в
системе температуру в допустимых пределах, не отражается на
мощности моторов и безопасен для экипажа в отношении отрав-
ления.
В настоящее время последние выпуски самолетов В-24 обору-
дованы термическим антиобледенительным устройством, в котором
источником тепла все же являются выхлопные газы моторов этих
самолетов. Это стало возможным после того, как были разрабо-
таны удачный тип калорифера и аппаратура, сигнализирующая
появление выхлопных газов в угрожающих количествах в каби-
нах самолета.
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ТЕПЛА ВЫХЛОПНЫХ ГАЗОВ МОТОРОВ ДЛЯ
ТЕРМИЧЕСКОГО АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОГО УСТРОЙСТВА
С конца 1944 г. крыло и оперение самолета В-24 стали обо-
рудовать термическим антиобледенительным устройством. Эго
устройство выполнено с учетом использования тепла выхлопных
газов моторов в соответствии с требованиями к такому типу
устройств, которые предъявлялись ВВС США в 1943—1944 гг.
Кратко требования ВВС США сводятся к следующему:
1. Устройство должно эффективно защищать несущие поверх-
209
ности самолета от обледенения в полете. Оно должно быть спо-
собно предупреждать образование льда на крыльях и оперении и
удалять уже образовавшийся на них лед.
2. При наземной стоянке самолета устройство должно позво-
лять использовать его для удаления льда и снега с крыльев и
оперения, не допуская их обмерзания.
8. Непосредственный обогрев защищаемых частей выхлопными
газами не допускается. Не допускается также проводка выхлоп-
ных газов по трубам внутри передних кромок крыла и оперения
или же соприкосновение их с элементами конструкции самолета.
4. Использование тепла выхлопных газов допускается, если оно
переносится к объектам обогрева промежуточным носителем, в
частности, нагревающимся от газов воздухом.
5. Антиобледенительное устройство должно охватывать центро-
план, междумоторные участки крыльев, консоли, стабилизатор и
кили.
6. Устройство, при его повреждении, должно совершенно ис-
ключать возможность попадания выхлопных газов в пилотские и
пассажирские кабины.
7. Устройство должно быть рассчитано и выполнено так, что-
бы высокие температуры не вызывали перенапряжения и разру-
шения его отдельных элементов, а также не нарушали герметич-
ности их соединений.
8. Устройство не должно уменьшать вследствие нагрева проч-
ность силовых частей конструкции самолета.
9. В любой части самолета устройство не должно создавать
температуры выше 100°С.
10. Не допускается омывание бензобаков нагретым воздухом
антиобледенительной системы.
Б” 11. Ни в коем случае нельзя допускать повышения температу-
ры бензина в любой части бензосистемы больше, чем на 3°С при
функционировании устройства менее двух часов.
12. Устройство должно иметь автоматические предохранитель-
ные клапаны, предупреждающие перегрев отдельных частей сис-
темы. Дблжно быть также установлено автоматическое предохра-
нительное устройство на выходе горячего воздуха из калорифера
в систему. Оно должно быть отрегулировано на максимально до-
пустимую температуру поступающего в систему воздуха. При пре.
вышении .предельной температуры автоматическое устройство дол-
жно выпускать перегретый воздух за борт самолета. Автоматичес-
кое устройство должно симметрично выключать горячий воздух
из системы. Не допускается, чтобы одна часть антиобледенитель-
ного устройства была выключена, а ей симметричная—включена.
Автоматическое предохранительное устройство должно иметь в
кабине экипажа аварийное управление и сигнализацию.
13. Антиобледенительное устройство должно быть объединено
с отопительной системой самолета, если последняя предусмотрена.
14. Поступление тепла к обогреваемым передним кромкам дол-
жно производиться не менее, чем на 15% хорды. Количество по-
даваемого тепла должно быть не менее 4000 ккал на квад-
210
ратный метр обогреваемой поверхности в час. Часть поверхности
на глубине от 15 до 70% хорды должна иметь температурный
перепад не менее 10°С при полете с крейсерской скоростью
на высоте 6000 м. Участки поверхности в местах расположе-
ния бензиновых баков не должны иметь перепада, превышающего
температуру бензина больше 3 С.
15. При использовании устройства на земле процесс удаления
льда с крыльев и оперения при температуре окружающего возду-
ха —30°С должен занимать не более 30 мин. При наземном осво-
бождении самолета от льда допускается использование наземных
источников тепла.
16. Управление термическим антиобледенительным устройством
не должно быть сложным. Пульт управления должен быть распо-
ложен в кабине экипажа.
17. Калориферы антиобледенительного устройства по возмож-
ности должны быть вынесены наружу. На самолетах с турбоком-
прессорами, работающими от выхлопных газо’в 'моторов, калори-
феры должны быть установлены между моторами и турбоком-
прессорами. Калорифер должен быть также пламегасителем, если,
техническими условиями предусмотрено требование гашения пла-
мени выхлопных газов.
18. Вызываемое калорифером противодавление на выходе вы-
хлопных газов мотора, на режиме взлетной мощности, не должно
превышать 50 мм рт. сг.
19. У самолетов, оборудованных моторами с турбокомпрессо-
рами, потеря расчетной высоты, вызываемая калорифером, не дол-
жна превышать 600 м.
20. Все элементы конструкции термического антиобледенитель-
ного устройства не должны нуждаться в замене ранее 500 час.
своей работы.
Кроме перечисленных условий, требования ВВС США допус-
кают применение в термических антиобледенительных устройствах
бензиновых печей как источников тепла для отдельных частей
устройств.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА ТЕРМИЧЕСКОГО
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОГО УСТРОЙСТВА
Принципиальная схема термического антиобледенительного
устройства, согласно которой оборудуются последние серии само-
лета В-24, представлена на рис. 180.
Устройство состоит из четырех калориферов /, по одному у
каждого мотора, через центральную часть которых пропускаются
поступающие из коллекторов выхлопные газы моторов. Нагревае-
мый в калориферах воздух поступает в них из атмосферы под
действием скоростного напора. Прием атмосферного воздуха про-
изводится расположенными вверху моторных гондол заборника-
ми 2, которые одновременно являются также заборниками воздуха
и для маслорадиаторов.
Пройдя нагревательные секции калориферов, нагретый воздух
211
перепускными заслонками 3 направляется в систему, а когда на-
грев не требуется—в атмосферу.
Когда положение заслонок 3 соответствует впуску нагретого
воздуха в систему, воздух от калориферов крайних моторов на-
правляется в концевые обогреваемые секции 4, выполненные в
передних кромках консолей крыла. Обойдя внутреннюю конструк-
цию передних кромок, теплый воздух через проходные отверстия
в задней стенке передних лонжеронов распространяется внутри
консолей крыла, отдавая им часть оставшегося тепла. Выход теп-
лого воздуха из консолей осуществлен вблизи элеронов с тем рас-
четом, чтобы оставшееся тепло поступало к их передним кромкам.
В концевой части консолей крыла выход теплого воздуха проис-
ходит вблизи передней кромки, как показано на схеме. Циркуля-
ция обогревающего консоли крыла воздуха показана пунктирной
линией со стрелками на схеме (рис. 180).
Теплый воздух от калориферов средних моторов по воздухо-
проводу 7 направляется в междумоторные обогреваемые секции 5,
выполненные в передних кромках междумоторной части крыла.
Отсюда воздух выпускается в атмосферу в верхней обшивке пе-
редних кромок, вблизи переднего лонжерона крыла.
По трубопроводу 8, отходящему от калорифера средних мото-
ров, теплый воздух направляется по отводу 9 к хвостовым обо-
греваемым секциям 6, выполненным в передних кромках стаби-
лизатора и килей, а по отводу 10 — в систему отопления самолета
и к обогреву передних стекол пилотской кабины. Циркуляция воз-
духа в передних кромках хвостового оперения аналогична цирку-
ляции в междумоторных секциях. Доступ к хвостовым секциям
перекрывается клапаном 11, который приводится в движение элек-
тромотором, включаемым в кабине экипажа. Теплый воздух, на-
правляемый в систему отопления по трубопроводу 10, охлаждает-
ся холодным воздухом, поступающим из атмосферы через забор-
ник 12. Регулировка поступающего в кабины воздуха осущест-
вляется терморегулятором, который закрывает доступ свежему
воздуху, если температура горячего воздуха ниже 60°С. При пре-
вышении этой температуры терморегулятор приоткрывает пере-
крывной клапан 13 и впускает холодный воздух, который, переме-
шиваясь с горячим, снижает температуру последнего до требуемой
величины. Схема разветвления отопительной системы по отсекам
и обогрева стекол кабин экипажа аналогична описанной в гла-
ве четвертей и дополнительных пояснений не требует. Слив кон-
денсата из трубопроводов осуществляется через сливную труб-
ку 14.
Управление устройством—электрическое, дистанционное, осуще-
ствляется с помощью электромоторов, перекрывающих соответ-
ствующие клапаны. Переключатели электромоторов управления
расположены на щитке в пилотской кабине.
Регулировка теплого воздуха, поступающего из системы отоп-
ления непосредственно к объектам обогрева, производится заслон-
ками, управляемыми вручную; порядок регулировки аналогичен
описанному в главе четвертой.
212
Несмотря на располагаемый фирмой >Консолидейтед опыт при-
менения бензиновых печей, в описанной схеме они не встречают-
ся, в то время как использование их в качестве подогревателей
передних кромок хвостового оперения представляло бы известное
удобство. Отказ от бензиновых печей в антиобледенительной си-
стеме В-24 можно объяснить их пожарной опасностью.
Одно из главных препятствий в использовании тепла выхлоп-
ных газов—опасность отравления членов экипажа окисью угле-
рода, которая в случае повреждения системы может проникнуть
в кабины вместе с выхлопными газами. Эта опасность на само-
лете В-24 сведена к минимуму. Достигнуто это установкой на са-
молете специального газоанализатора со световой сигнализацией.
При содержании в кабине окиси углерода выше 0,006 объем-
ного процента газоанализатоо включает сигнальную лампочку, чем
извещает экипаж о необходимости прекратить доступ в само-
лет воздуха, поступающего от калориферов.
Сигнализация устроена с таким расчетом, что позволяет про-
верить причину включения сигнала. При случайном включении
лампочка выключается нажатием расположенной под ней кнопки
и повторно не загорается. Если же кабина насыщена окисью угле,
рода выше допускаемого предела, сигнальная лампочка под дей-
ствием газоанализатора включается вновь.
ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ ТЕРМИЧЕСКОГО
АНТИОБЛЕДЕНИТЕЛЬНОГО УСТРОЙСТВА
ОБОГРЕВАЕМЫЕ СЕКЦИИ КРЫЛА И ОПЕРЕНИЯ
Передние комки всех несущих псвехностей самолета В-24,
за исключением центропланных, выполнены в виде секций, кото-
рые обогреваются циркулирующим в них теплым воздухом.
Глубина обогреваемых секций в хорде не соответствует в пол-
ной мере требованиям ВВС США.
Пятая и шестая секции, ограниченные передними лонжерона-
ми крыла и оперения, занимают около 10% глубины крыла по
хорде, вместо требуемых 15%. Четвертая секция, не ограничен-
ная бензобаками и бензопроводкой, вместе с междулонжеронной
частью выполнена в соответствии с предъявляемыми требования-
ми. Поверхность этой части крыла нагревается на глубине, рав-
ной, примерно, 70% хорды.
Большое значение, придаваемое глубине нагрева крыла и опе-
рения, объясняется стремлением сократить или же вовсе предот-
вратить последующее замерзание на поверхностях крыла и опе-
рения влаги, сдуваемой с поверхностей их передних кромок.
Чем интенсивней нагрев передних кромок, тем дальше от пе-
редней кромки по хорде начинается зона последующего замерза-
ния стекающей влаги.
Во время проверки эффективности первых экземпляров тер-
мического антиобледенительного устпойства самолета В-24 име-
ло место последующее замерзание влаги на необогреваемых по
214
верхностях крыла. При этих испытаниях передние кромки крыла
подвергались обогреву на глубине 8% хорды, а интенсивность их
нагрева была равна 2500 ккал/час-м2. Такая интенсивность обо-
грева недостаточна для полной защиты крыла против обледе-
нения.
На серийных самолетах В-24 количество тепла, подводимое
к защищаемым частям, обеспечивает более высокую, интенсив-
ность обогрева, приближающуюся к заданной величине в 4000
ккал/час-м2.
Схема конструкции обогреваемых секций и циркуляции в них
воздуха с выпуском его вблизи переднего лонжерона представ-
лена на рис. 181. , Нагретый воздух подводится через перед-
ний торец во внутренний носок 1 секции и распространяется по
Рис. 181. Циркуляция нагретого воз-
духа । междумоторной .секции.
1—внутренний носок секции; 2— вну-
тренняя полость; 3—проходное от-
верстие; 4—'полость между обшив-
ками; 5—выходное отверстие.
всей длине внутренней полости 2 этого носка. Значительная ем-
кость полости позволяет подвести равномерно по всей длине носка
достаточное количество воздуха, и, следовательно, переносимого
им тепла.
Из полости 2, через отверстия 3 в нижней части поверхности
обшивки внутреннего носка, горячий воздух проникает в полость 4
между обшивками внутреннего и наружного носков и передает
свое тепло последнему. IB атмосферу воздух выпускается через
отверстия 5 в верхней обшивке вблизи переднего лонжерона.
Выводом отработанного воздуха через верхнюю обшивку
носка внутри его усиливается циркуляция воздуха благодаря раз-
режению, которое создает воздушный поток над передними кром-
ками несущих поверхностей.
Аналогичная схема циркуляции воздуха для обогреваемой сек-
ции с выпуском отработанного воздуха вблизи передних кромок
элеронов приведена на рис. 182. Как и в первом случае, горя-
чий воздух через передний торец проникает во внутреннюю по-
лость 2 носка 1. В передней части внутреннего носка имеется
ряд отверстий 3, через которые нагретый воздух из полости
215
проникает в полость 4 -между обшивками внутреннего и наруж-
ного носков. Вытекающий через отверстия 3 воздух симметрично
обтекает внутренний носок, как показано на рисунке, отдавая
при этом большую часть своего тепла обшивке передней кромки
Рис. 182. Циркуляция нагретого воздуха в консоли крыла.
1—внутренний носок секции; 2—внутренняя полость; 3—проходное
отверстие; 4—полость между обшивками; 5—проходное отверстие
в стенке переднего лонжерона; 6—выходное отверстие в стенке
заднего лонжерона. •
крыла. Выход воздуха из переднего носка в -междумоторную часть
крыла происходит через отверстия 5 в стенках переднего лон-
жерона. Выход воздуха в атмосферу происходит через отверстия 6
в стенках заднего лонжерона.
Рис. 183. Циркуляция нагретого
воздуха в хвостовых секциях.
1—внутренний носок; 2—внутренняя
полость; 3—воздухопровод в носке;
4—проходные отверстия; 5—полость
между обшивками; 6—-выходные от-
верстия.
Приведенная на рис. 182 схема циркуляции горячего воздуха
-в крыле является наиболее целесообразной. С одной стороны, она
позволяет наиболее полно использовать тепло, поступающее -в
крыло, а с другой,—обогревая большую поверхность крыла, цир-
216
купирующий по этой схеме воздух исключает возможность после-
дующего замерзания стекающей по крылу влаги. В случае на-
земного обледенения самолета этот вид циркуляции теплого воз-
духа в крыле требует меньшего количества времени для освобо-
ждения обледеневших поверхностей от отложившегося льда.
Устройство обогрева передних кромок поверхностей хвостово-
го оперения отличается от крыльевого тем, что трубопровод на-
гретого воздуха проходит внутрь второго носка (рис. 183). Че-
рез отверстия в этом трубопроводе воздух поступает внутрь пе-
редней кромки и затем циркулирует в той же последовательности,
что и в крыльевом устройстве.
КАЛОРИФЕРЫ
Следующей важной частью рассматриваемой антиобледени-
тельной системы являются калориферы. Калорифером мы назы-
ваем устройство, которое служит для извлечения тепла выхлоп-
ных газов и передаче его промежуточному агенту, переносящему
это тепло к обогреваемым объектам.
Ряс. 184. Калорифер телескопического типа.
/—выхлопной патрубок; 2—рубашка.
Использование тепла выхлопных газов, как средства против
обледенения самолетов, задерживалось, главным образом, из-за
отсутствия удачной конструкции калорифера. Приемлемый для
антиобледенительных систем калорифер должен был отличаться
высокой теплопроизводительностью, малым весом и противодав-
лением выхлопным газам, устойчивостью против действия высо-
ких температур выхлопных газов и вызываемой последними кор-
розии. Кроме того, конструкция калорифера должна была отли-
чаться прочностью н простотой в эксплоатации.
Свое развитие калорифер начал в качестве агрегата системы
отопления. Образцом такого калорифера может служить калори-
фер телескопического типа (рис. 184), применяемый в системе
217
отопления самолета С-47. Он представляет собой часть выхлоп-
ного патрубка, заключенную в стальную рубашку. Извлечение
тепла газов в этом калорифере достигается нагреванием возду-
ха, проходящего под действием скоростного напора между пат-
рубком и рубашкой. Схематически это представлено на рис. 157.
Направление движения воздуха в калорифере этого типа парал-
лельно направлению потока выхлопных газов в патрубке.
Теплопроизводительнссть калориферов телескопического типа
сравнительно невелика. При достаточной мощности мотора кало-
рифер этого типа позволяет снять с выхлопных газов до
6000 ккал тепла в час. Два таких калорифера вполне обеспе-
чивают обогрев кабин экипажа самолета типа С-47.
Опыт длительной эксплоатации калориферов в системе отоп-
ления самолетов С-47 показал, что срок службы в 2000 часов
не является для них предельным.
Хотя калориферы систем отепления способствовали отбору ма-
териалов, пригодных для устройств, подвергающихся высокому
нагреву и значительным 'вибрационным и термического происхо-
ждения нагрузкам, все же их теплопроизводительность была не-
достаточна.
Рис. 185. Гофрированный выхлопной патрубок.
Для обогрева защищаемых поверхностей самолета В-24 с ус-
ловием подвода тепла на 15% хорды в количестве 4000 ккал/час-м2
(в среднем) требуется примерно 200 000 ккал тепла в час. Есте-
ственно, что вышеописанные калориферы такого количества тепла
дать не могли.
Повышение производительности калориферов телескопического
типа было достигнуто гофрировкой участка выхлопной трубы, с
которого снималось тепло. Вид гофрированной выхлопной части
калорифера представлен на рис. 185. Гофрировка наиболее тер-
мически нагруженной части калорифера способствует понижению
термических напряжений в конструкции, уменьшает усталость ее
частей, вызываемую вибрацией от выхлопа, позволяя вместе с
тем увеличить омываемую поступающим воздухом радирующую
поверхность калорифера и, следовательно, его производительность,
которая достигает 10 000 ккал/час-м2.
Приведенная величина производительности одного калорифера
218
делала вполне реальным возможность ближайшего использования
тепла выхлопных газов.
Дальнейшее развитие калориферов стимулировалось вполне
определившимся применением их как источников тепла для тер-
мических антиобледенительных систем с одновременным исполь-
зованием для системы отопления самолета.
Рис. 186. Сотовый калорифер пластинчатого типа.
I—корпус калорифера; 2—вход для выхлопных газов; 3—
каналы выхлопных газов; 4—вход для нагреваемого воз-
духа; 5—воздушные каналы.
Простая телескопическая конструкция сменилась калорифером
сотового типа, в котором поверхность теплообмена повысила от-
вод тепла от выхлопных газов до величины в 50 000 ккал в час
с перспективой дальнейшего его увеличения. Конструкция сотово-
го калорифера с каналами, образованными сочетанием гофриро-
ванных пластин, представлена на рис. 186. В сотовом калорифе-
ре, в отличие от телескопического, направления воздушного по-
тока и ход выхлопных газов взаимно перпендикулярны. Выхлоп-
ные газы пропускаются в направлении поверхности пластин, а
нагреваемый воздух перпендикулярно им. Если сотовый калори-
219
фер набран из труб (рис. 187), то выхлопные газы пропускаются
внутри их, в то время как нагреваемый воздух омывает их
внешние поверхности.
Удельный вес трубчатого калорифера значительно ниже, чем
пластинчатого.
Рис. 187. Сотовый калорифер трубчатого типа.
1, 2—вход и выход для выхлопных газов; 3—набор
труб.
Высокое внутреннее давление, выдерживаемое трубками, соста-
вляющими набор сот, допускает применение труб с незначитель-
ной толщиной стенок. Однако жесткость трубчатого калорифера
превосходит жесткость пластинчатого, что делает его менее устой-
чивым против термических напряжений.
При выборе материалов для калориферов большой теплопро-
изводительности приходится считаться с ограничениями, накла-
дываемыми особенностями их работ. Для более интенсивного
теплообмена между выхлопными газами и воздухом следовало бы
выполнить изолирующую стенку из материала с максимальной
теплопроводностью, например, из меди. В то же время высо
кие температуры исключают возможность применения нежелезных
материалов, а коррозия, вызываемая газами, требует применения
нержавеющих сталей.
Сравнительно невысокая производительность термо- и коррозио-
устойчивых материалов, помимо потери части тепла, препятствует
выравниванию температур деталей конструкции; неравномерное
распределение температур усиливается еще больше вследствие
резкого охлаждения элементов конструкции на входе атмосфер-
ного воздуха в калорифер, а также разного их нагрева выхлоп-
ными газами из-за затенения одних частей конструкции другими.
Разница нагрева деталей, достигающая 200°С, сопровождает-
ся различной величиной их термического расширения и является
одной из основных причин повреждений жестко связанных между
собой^ элементов конструкции калорифера. Повышение прочности
связей частей конструкции, конечно, не идет по пути их усиления,
так как величина термических напряжений в них этим не умень-
220
шается. Наоборот, для того, чтобы повысить срок службы кало
риферов, необходимо дать деталям в угрожаемых частях кон-
струкции возможно большую взаимную независимость перемеще-
ний, вызываемых нагревом.
Большое влияние на конструкцию калорифера оказывает виб-
рация, вызываемая импульсами выхлопа.
Неудачная компоновка деталей может значительно повысить
влияние вибрации и привести к преждевременно.му разрушению
калорифера.
Рис. 188. Характеристики сотового калорифера.
Количество снимаемого калорифером тепла, кроме естествен-
ной зависимости от развиваемой мотором мощности, зависит так.
же от состава смеси. Более высокие температуры выхлопных га-
зов, получающиеся при работе на обедненных смесях, позволяют
иметь максимальную теплопроизводительность калорифера на
крейсерском режиме работы мотора. На рис. 188 приведены ха-
рактеристики производительности сотового калорифера, в зависи.
мости от количества нагреваемого воздуха при разных режимах
работы мотора на обедненных и богатых составах смеси горю-
чего.
Согласно кривым приведенного графика максимальная тепло-
производительность калорифера соответствует 75% номинала при
работе мотора на обедненной смеси. Температура выхлопных га-
зов при этом может превышать на 100°С температуру, которую
будут иметь газы при работе на том же режиме, но с богатым
составом смеси.
Вредное влияние резко охлаждающего действия атмосферного
воздуха, поступающего в калорифер, и данные приведенного выше
221
графика позволяют заключить, что наиболее тяжелыми условия-
ми работы для калорифера будут: режим 'максимальной мощно-
сти мотора на обедненной смеси и изменения скорости воздуха,
проходящего калорифер.
Ряс. 189. Перепускной калорифер с сотовой частью в выхлопном патрубке.
1—выхлопной патрубок; 2—корпус калорифера; 3—сотовая часть; 4—
входной и выходной воздушные рукава; 5—параллельная магистраль;
6—перепускная заслонка.
Дальнейшее совершенствование калориферов коснулось облег-
чения условий его работы. Прямое включение калорифера в вы-
хлопную магистраль подчиняет его всем условиям работы мотора
и принуждает функционировать вне зависимости от действитель-
ной потребности в теплом воздухе. Естественно, что калорифер
с прямым включением может быть дополнен конструкцией, поз-
воляющей перепускать выхлопные газы в обход сотовой части,
что дает возможность регулировать нагрев и по мере надобности
выключать его.
Если габариты перепускного калорифера позволяют его уста-
новку на самолете, то увеличение веса вполне компенсируется
его большей надежностью, повышенным сроком службы и удоб-
ством регулировки количества поступающего в систему тепла.
На рис. 189 и 190 показаны схемы сотовых калориферов с пе-
репускным устройством для обвода выхлопных газов. Согласно
схеме, представленной на рис. 189, регулировка и переключение
циркуляции выхлопных газов производится управляемой дроссель-
ной заслонкой, смонтированной в параллельной магистрали; со-
товое устройство при этом установлено в основной магистрали
выхлопных газов. В схеме же, представленной на рис. 190, дрос-
сельная заслонка установлена в основном выхлопном патрубке, а
222
собственно калорифер установлен в параллельной магистрали.
Выбор той или инои из представленных схем диктуется в основ-
ном удобством их осуществления на самолете.
Рис. 190. Перепускной калорифер с сотовой частью в параллельной
магистрали.
I—выхлопной патрубок; 2—'перепускная заслонка; 3—параллельная ыа
гистраль; 4—корпус калорифера; 5—сотовая часть.
Качество калорифера принято определять по отношению сни-
маемого им тепла к его весу, противодавлению на стороне вы-
хлопа, сроку его службы и компактности. У современных кало-
риферов хорошего качества теплопроизводительнэсть, отнесенная
к одному килограмму веса, составляет 6000—6500 ккал в час.
Эта величина не выдерживается, если калорифер одновременно
выполняет функции пламегасителя. Давление на выхлопе не пре-
вышает 50 мм рт. ст., а срок службы доходит до 2000 часов.
В термическом антиобледенительном устройстве самолета В-24
на выходе выхлопного коллектора каждого мотора перед турбо-
компрессором стоит трубчатый калорифер сотового типа с пря-
мой циркуляцией выхлопных газов. Нагреваемый воздух прохо-
дит в калорифере перпендикулярно потоку выхлопных газов. По-
ложение калорифера в выхлопной системе мотора приведено на
рис. 191. Поизводительнссть калорифера около 60 000 ккал в
час. Его вес равен 14 кг. Таким образом, производительность, от-
несенная к единице веса этого калорифера, равна примерно
4500 ккал в час, что позволяет отнести его к калориферам сред-
него качества. Температура нагреваемого воздуха на выходе из
калорифера превышает 180°С.
Конструкция калорифера представлена на рис. 192. Его свар-
ной корпус 1 выполнен из стали. 'Калорифер имеет входную 2„ и
выходную 3 горловины для выхлопных газов и рукава: входной 4
Для атмосферного воздуха и выходной 5 для нагретого воздуха.
223
Рис. 191. Положение калорифера в выхлопной магистрали самолета В-24.
1—мотогондола; 2—выходные рукава выхлопного коллектора; 3—трубчатый
калорифер; 4—турбокомпрессор.
/
Рис. 192. Сотовый калорифер трубчатого типа самолета В-24.
/—корпус; 2, 3—входная и выходная горловина выхлопной части; 4, 5—вход-
ной и выходной рукава для воздуха; 6—трубки калорифера; 7—днище кало-
рифера.
224
внутри цилиндрической части корпуса расположена сотовая часть
качорифера. Она состоит из набора труб 6 из нержавеющей
стали, концы которых заварены в плоские днища 7, способные
деформироваться под действием относительно небольших усилий
Соединение калорифера с выхлопным коллектором с одной сте-
роны и переходником к турбокомпрессору с другой — осущест-
вляется муфтами, допускающими известную свободу деформаций
калорифера в целом. Циркуляция выхлопных газов и нагревае-
мого воздуха через калорифер схематически представлена на
рис. 180. Заслонка, установленная у выходного рукава'калори-
фера, регулирует поступление нагретого воздуха в систему За-
слонка перемещается от расположенного вблизи электромотора
Управление ею может быто автоматическое, в результате сраба-
тывания термопереключателя, и ручное, путем переключения соот-
ветствующего переключателя в пилотской кабине. Когда система
выключена, заслонка занимает обратнее положение.
Термовыключатель срабатывает в том случае, когда темпера-
тура поступающего в систему воздуха повышается до 190°С. Мо-
тор, включенный термовыключателем, перекрывает заслонку на
выпуск нагретого воздуха в атмосферу. Заслонка возвращается в
прежнее положение лишь после того, как температура нагретого
воздуха снизится до 180 С.
г
»
с
I
источники
1. Курганская В. М. и Пчел ко И. Г. Метеорологиче-
ские условия обледенения самолетов.
2. Кирсанов В. И. и Лошманова А. Е. Карбюрация.
3. Лебедев iH. fB. Борьба с обледенением самолетов.
4. Фаробин Г. Карбюраторы Бендикс-Стромберг. PD-12H1,
PD-12J1.
5. Фейгельсон С. И. Борьба с обледенением самолетов.
«Труды научно-технической конференции НИИ ГВФ», 1940.
6. Фейгельсон С. И. Обледенение самолетов на земле и
средства борьбы с ним. «Бюллетень НИИ ГВФ», 1942, июль —
сентябрь.
7. Разуваев В., Волович 3., Ф е й г ел ьс о н С. и др.
Самолеты С-47, С-47А и В. Редиздат Аэрофлота, 1946.
8. Фейгельсон С. И. Испытание антиобледенительных
устройств самолета в полете в условиях обледенения. «Техничес-
кие отчеты НИИ ГВФ», № 1. Редиздат Аэрофлота, 1946.
9. Scott.The „Slinger Ring'de-icer for propeller.,,Aero-Digest*.
1936, № 2.
10. Technical order № 03-35-1, 1942 (общий).
11. Technical order № 03-35B-1, 1942 (общий).
12. Technical order № 01-60GB-2 (B-25).
13. Maintenance Manual B-25C and D. Airplanes (B-25).
14. Technical order № 01-40NC-2 (C-47A).
15. Technical order № 01-40NC-4 (C-47B).
16. Technical order № 01-5EC-2 (B-25).
17. Erection and maintenance handbook A-20-G Airplanes, 1944.
18. Technical order № 01-40AD-2 (A-20-G).
19. Technical order № 03-35B-7, 1944.
20. De-icer servicing and installation. „Aeronautical Engineering
review", 1942, № 9.
21. Technical order № 03-30AA-1, 1943—1944.
22. Technical order № 03-35B-4, 1940—1914.
23. Technical order № ПЗ-1-6, 1943.
24. Technical order № 03-1-5, 1942—1944.
25. Technical order № O3-35A-5, 1942—1944.
26. Handbook of instructions AN-O3-35A-7, 1941.
27. Handbook of instructions AN-03-1-31, 1944.
28 Ki m bo 11 Z. Loing in induction. „Aircraft Engineering”,
March, 1943,
226
29. Technical Order № 02-1-5, 1942.
3o’ New techniques applied to anti-icing problem. „Aero-Digest“,
September, 1943.
31. The .Liberator's" new thermal anti-icer. „Aero-Digest“,
November, 1943.
32. Pitt P. A. Testing of exhaust heat exchangers. „Aero-
Digest*, November 1, 1944.
33. Pitt P. A. Utilization of exhaust heat exchanger installa-
tion. ,,Aero-Digest“, March, 1945.
34. Arnhym A. A. De-icing and anti-icing progress. „Aero-
Digest", September 15, 1945.
35. Tri bus M. Report on the development and application of
heated wings. ,,S. A. E. Journal", June, 1946.
36. Airplane heating and ventilating equipment engineering da-
ta. „S. A. E. aeronautical information report*, № 2, Jan. 1., 1943.
37. Air Corps Specification № 40395-A.
38. Gear and Scott. ,,NACA Technical Notes", № 345, 1930.
227
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие.........................................................
Глава первая. Введение .............................................
Средства защиты против обледеяеннл............................
Характеристика обледенения ...................................
Глава вторая. Антиобледенительное устройство крыла и оперения. . .
Принципы действия и схемы устройства ..............................
Протекторы .крыла и оперения..................................
Вакуумные помпы ..............................................
Воздушные фильтры, ограничительные и обратные клапаны . . •
Распределительные клапаны.....................................
Глава третья. Антиобледенительное устройство винтов.................
Тип и принцип действия антиобледенительного устройства винтов .
Гидропомпы антиобледенителей винтов, карбюраторов и окон . •
Гидрофильтры, обратные клапаны и другие агрегаты устройства .
Глава четвертая. Антиобледенительные устройства окон................
Антифризные антиобледенительные устройства окон ..............
Механический очиститель окон .................................
Термические антиобледенители окон......................... .
Глава пятая. Антиобледенительные устройства карбюраторов ...........
Условия обледенения карбюраторов и средства их защиты . . .
Термические антиобледенители карбюраторов ....................
Антифризные антиобледенители карбюраторов.....................
Антифризы для антиобледенительных устройств...................
Глава шестая. Термическое антиобледенительное устройство самолета В-24
Тип и схемы устройства.............................................
Основные части термического антиобледенительного устройства . .
Источники ..........................................................
с?
а
з
4
9
9
22
45
69
78
101
101
110
136
151
151
162
173
190
190
193
201
205
208
208
214
226
Редактор В. П. Каперский
Подписано к печати 21.11.46 г. РИО 1500
Печ. л. 14,25 Уч.-изд. л. 17
I -01789. Тип. РИО Аэрофлота. Москва, Старопаискнй, 5. Зак. 120-
Управление системой отопления осуществляется рядом рыча-
гов и электропереключателей. Для запуска передней печи сле-
дует пользоваться рычагом 14 (рис. 145), помещенным в кабине
штурмана. Рычаг показан на рис. 151. С помощью этого рычаге
Рис. 147. Узел воздухопровода к окнам пилот-
ской кабины самолета В-25.
1—основная магистраль; 2—вентилятор; 3—гиб-
кий шланг для обогрева боковых окон; 4—тру-
бопровод к центральным окнам; 5—дроссельный
тройник; 6—тяга управления заслонкой тройника.
достигается включение электрозажигания печи и открытие соле-
ноидного клапана и осуществляется управление дроссельной за-
слонкой 6, которая регулирует количество горючей смеси, посту-
пающей в печь. Для того чтобы печь скорее прогревалась, дрос-
сельная заслонка должна быть открыта на 'минимальное поступ-
ление горючей смеси, которая до сгорания охлаждает печь.
Управление поступлением в систему наружного воздуха осу-
ществляется рычагом 15, который расположен в пилотской каби-
не. Доступ наружного воздуха в систему должен быть открыт
спустя 2—4 минуты после включения печи, с тем чтобы дать ей
возможность более быстро прогреться. Степень открытия заслон-
ки, перекрывающей вход наружного воздуха, зависит от темпера-
туры среды, в которой совершается полет, и высоты полета. За-
слонка должна быть прикрыта, если полет совершается при боль-
шой скорости на малой высоте и низкой температуре среды. В об-
ратном случае заслонка должна быть открыта, но так, чтобы не
176
допускать перегрева печи, при котором происходит ее автомати-
ческое выключение, а следовально, и охлаждение.
Рис. 148. Гибкий воздухопровод к центральным окнам
пилотской кабины.
1—шланг от дроссельного тройника; 2—соединитель-
ная арматура; 3—отводы.
Порядок включения обогрева задней печи аналогичен вышеопи-
санному. Органы управления малой печью, за исключением глав-
ного электровыключателя, расположены вблизи печи и показаны
на рис. 146. Главный электровыключатель 16 (рис. 145) смонти-
рован на электрощитке в пилотской кабине.
Рис. 149. Гибкий шланг для
обогрева боковых окон.
Включение вентиляторов окон производится соответствующими
выключателями П. Если требуется направить прогоняемый вен-
тилятором воздух в гибкий шланг 12, который служит для обо-
грева боковых окон, дополнительно к включению вентилятора 10
117