Оборудование винто-моторных установок самолетов - Волков Г.И.

Автор: Волков Г.И.

Теги: самолетостроение самолеты

Год: 1940

Похожие

Силовые установки самолетов

Оборудование самолетов. Выпуск 1

Самолет УТ-2м

Самолет У-2

Текст

г. и. ВОЛКОВ
ОБОРУДОВАНИЕ
ВИНТО-МОТОРНЫХ УСТАНОВОК
САМОЛЕТОВ

1940
ЛЕНИНГРА,
Издание ЛИИГВФ

ЛЕНИНГРАДСКИЙ ИНСТИТУТ ИНЖЕНЕРОВ ГРАЖДАНСКОГО
ВОЗДУШНОГО ФЛОТА
1961 г.*
г. и. ВОЛКОВ
ОБОРУДОВАНИЕ
ВИНТО-МОТОРНЫХ УСТАНОВОК
С
Б1БА1ЭТ^КА
Кн1яс*когс
Ысляту 1у
Й4Л
ЛЕНИНГРАД
1940
Отв. редактор А. И. Смирнов.
Техн, редактор Л. С. Сергеев.
Подписано к печати 17/111-40 г.
Колич. печ. листов 17*/а
Колич. авт. листов 25
Формат бумаги 72ХЮ4 _______________
Леноблгорлит № 220 Тираж 500 Закав 2402
Типо-литография ЛИИГВФ. Ленинград
ПРЕДИСЛОВИЕ
Вопросам оборудования винто-моторных установок самолетов
до самого последнего времени уделялось мало внимания. Однако сейчас,
с возникновением ряда затруднений при эксплоатации самолетов на
большой высоте, в связи со значительным ростом скорости полета
и трудностями запуска мощных двигателей, вопросы оборудования
и эксплоатации винто-моторных установок имеют весьма актуальное
значение. Этим, в частности, объясняется появление в трудах ЦАГИ
ряда важных работ по системам питания мотора, а также введение
специального курса „Оборудование винто-моторных установок само-
летов" в авиационных ВТУЗ'ах.
Настоящая книга написана в помощь студентам Ленинградского
Авиационного Института Гражданского Воздушного Флота по курсу
„Оборудование винто-моторных установок самолета", читаемого авто-
ром на пятом курсе факультета технической эксплоатации.
Одной из задач книги является предоставление студентам воз-
можности изучать самостоятельно ряд не затрагиваемых на лекциях
вопросов, относящихся к описанию конструкции элементов оборудо-
вания мотоустановок. Этим объясняется подробное описание кон-
струкций и работы некоторых агрегатов.
В книгу, из-за отсутствия места, не включен отдел курса „При-
боры контроля работы оборудования мотоустановки", которые могут
быть изучены при помощи других распространенных учебников
Так как настоящая книга является первой попыткой системати-
шции материалов, относящихся к устройству и эксплоатации обору-
дования мотоустановок самолетов, то неисключена возможность нали-
чия недостатков, за указание которых автор заранее благодарит
читателей.
Инж. Г. И. Волков.
Декабрь 1939 г.
г- Ленинград.
I
3

I. БЕНЗОСИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ
Для выполнения полета на борту самолета должен быть опре-
деленный запас горючего, предназначенный для питания двигателей.
Этот запас горючего па самолете содержится в специальных резер-
вуара..—бензиновых баках.
Однако, имея запас горючего на борту самолета, необходимо
обеспечить беспрерывное поступление ею к двигателям при их ра-
боте. С этой целью самолет снабжается системой трубопроводов,
по которым производится канализация горючего от баков к моторам.
Кроме того, на пути следования горючего от баков к мотору, в тру-
бопровод включается ряд агрегатов,, выполняющих различные
функции—перекачка горючего по трубопроводам, фильтрация его
л ip.
Совокупность всех элементов, предназначенных для содержания
запаса горючего па борту самолета и канализации его к моторам,
приня го называть системой б е н з о п и т а н и я самолета. Обычно
бензосистема самолета включает в себя такие элементы:
1. Бензиновые баки, служащие для содержания запаса горючего,
необходимою для совершения полета.
2. Сеть трубопроводов, по которым горючее подводится от баков
к карбюраторам двигателей.
3. Бензиновые помпы, передвигающие горючее по трубопроводам
и создающие некоторое избыточное давление у входа бензина в кар-
бюратор.
4. Фильтры и отстойники, очищающие горючее от механических
примесей и воды при следовании ею из баков к карбюраторам.
5. Разного рода краны (сливные, перекрывные, противопо-
жарные).
6. Дренажные трубопроводы, сообщающие бензобаки с атмо-
сферой.
7. Контрольные приборы, служащие для контроля работы си-
стемы. а также запаса горючего, имеющегося па самолете.
8. Устройства для заливки двигателей перед запуском.
Взаимное расположение всех этих элементов обусловлено рядом
соображений, связанных с надежностью работы системы п пожарной
безопасностью. Эти соображения будут изложены ниже.
Опре (.елив, таким образом, назначение бензосистемы самолета
ч ее основные элементы укажем, что конструкция бензосистемы и ее
"элементов оказывает значительное влияние на эксплоатационные ка-
чества самолетов. Надежность и безопасность бен юпитания двига-
телей, быстрое заполнение системы горючим и опорожнение е< .
-Ч'гкий ремонт, простота управления и контроля ее работы—в эксплоа-
тацип самолетов играют значительную роль.
5
1. Принципы действия систем
От бензобаков к карбюраторам моторов горючее может быть
подано различными способами, из которых в самолетостроении при-
меняются следующие:
1. Принудительная подача горючего при помощи бензиновых
насосов.
2. Подача топлива к карбюраторам под действием силы тяже-
сти—так называемое питание самотеком-
3. Подача топлива под давлением, создаваемым в баках специ-
альной компрессорной установкой.
Рассмотрим каждый способ подачи горючего.
. Принудительная подача бензонасосом
Горючее, содержащееся в бензобаке 1 (фиг. 1), засасывается бен-
зопомпой 4 и пот давлением подается к поплавковой камере карбю-
ратора 2. Бензобак свободно сообщается с атмосферой через дренаж-
ную трубку 3 и. следовательно, внутри имеет атмосферное давление.
Фиг. 1. Схема принудительного питания.
Особенностью этого способа иодачи горючего является то. что
бензобак относительно поплавковой камеры карбюратора может рас-
полагаться значительно ниже, так как подача горючего осуществляется
насосом, способным подсосать i орючее из бака и подать его к кар-
бюратору под давлением. При этом, давление, вод которым горючее
поступает к карбюратору, может регулироваться и автоматически
потдерживаться в установленных для данного самолета пределах.
Наличие бензонасоса и устройства для регулирования давления не-
сколько усложняет систему, но практически это усложнение незна-
чительно.
Питание самотеком'
Горючее, содержащееся в бензобаке 1 (фиг. 2), под действием
силы тяжести поступает в карбюратор 2. Бензобак сообщен с атмо-
сферой при помощи дренажной трубки 3.
б
Непременным условием для работы системы но этому принципу
является расположение бензобака относительно поплавковой камеры
карбюратора с превышением h не меньше как 0,5—0,6 м. Это нала-
гает особые условия на размещение баков на самолете и, как это
будет показано ниже, очень часто неосуществимо.
Давление, под которым горючее поступает к
в данном случае не регулируется и состоит из веса
чего. Получить поэтому более высокое избыточное
9 04—0,07 KijCM2 нель-
зя, так как при этом
пришлось бы бензобаки
располагать выше, чем
0,5—1.0 м над кар-
бюратором. Современ-
ное же состояние раз-
вития самолетострое-
ния требует более вы-
соких избыточных да-
влений горючего перед
карбюратором, что, в
случае питания само-
теком, лимитируется
габаритами самолета.
Особо следует от-
метить, что питание
кароюра ropy,
столба горю-
да влепи е чем
самотеком не может Фиг. 2. Схема питания самотеком.
быть осуществлено на
гидросамолетах, мотоустановки которых обычно располагаются выше
крыльев и лодки, где размещаются баки для горючего.
Положительной особенностью питания самотеком является про-
стота системы, что и сохранило этот принцип на некоторых спортив-
ных самолетах.
Питание под давлением
Бензобак 1 (фиг. 3), содержащий запас горючего, находится под
давлением, создаваемым компрессором 3, для этой цели установлен-
ным на самолете. Горючее иод давлением, созданным над его сво-
бодной поверхностью в баке, поступает к карбюратору 2.
Фиг. 3. Схема питания под давлением.
Отрицательными особенностями такого способа питания являются:
наличие специального компрессора, усложняющего обслуживание, и,
что особенно важно, нахождение бензобаков под давлением. Это
последнее повышает требования к бакам как в смысле прочности,
так и герметичности, а также приводит к отказу питания двигателя
при нарушении герметичности бака (прострел, хотя бы и выше
уровня горючего, негерметичность шва бака и др.).
Смешанный принцип
при помощи бензопомпы. Обьясняется это
прасч
Фиг. 4. График Рк f (II) и Ра„-, ъ(Н)
На некоторых устаревших типах самолетов, но еще эксплоатп-
руюшихся на транспортных линиях, применяется питание и принуди-
тельное, с помощью помп, и, одновременно, питание самотеком.
Делается эго с целью повышения надежности питания—при отказе
механической помпы питание производится самотеком.
Из всех рассмотренных способов подачи горючего наибольшее
распространение в настоящее время имеет принудительное питание
тем, что современные
самолеты отличаются
значительно возрос-
шими скоростями по-
лета и повышенной вы-
сотностью. Оба эти
обстоятельства ослож-
нили условия, в кото-
рых приходится рабо-
тать бепзосистеме са*-
молета. С ростом ско-
рости полета выросли
и инерционные силы,
действующие на само-
лет, а, следовательно,
и на бензосистему. Ве-
личина инерционных
сил, действующих на
струю горючего в системе весьма часто оказывается достаточной для
прекращения питания. Отсюда появилась необходимость повышения
давления горючего перед карбюратором, что может быть достигнуто
только при принудительном питании. Увеличение высоты полета по-
требовало наддува авиационных двигателей, благодаря которому давле-
ние на всасывании остается постоянным до расчетной высоты. При
расположении карбюратора между нагнетателем и мотором в его
поплавковой камере давление также будет неизменно до расчетной
высоты (см. фиг. 4). Горючее в этом случае питания поступает под
действием собственного веса и разности давления воздуха в бензо-
баке и поплавковой камере карбюратора, меняющегося с высотой.
Избыточное давление (PU,J), показанное на фиг. 4, создается
при питании самотеком весом столба горючего, а при принудитель-
ном питании -давлением насоса.
Таким образом, при пи гании самотеком давление горючего с вы-
сотой меняется согласно прямой I, а Рк с высотой меняется согласно
ломаной II. Избыток давления горючего перед карбюратором Рит
с подъемом па высоту’ натает и в точке /б равен нулю,—то есть
8
jj этом случае поступление бензина в поплавковую камер}' карбюра-
тОра прекратится. Следовательно, питать самотеком такой карбюра-
тОр нельзя. При принудительном питании эта задача легко решается
^ вязкой работы регулятора давления горючего с изменением Рк.
Кроме того, в связи с широким распространением монопланпой
схемы самолета с низким расположением крыла, располагать баки
с необходимым превышением уровня над карбюратором не удается,
что также способствует отказу от питания самотеком. Таким обра-
зом основным способом питания, и р и мен яющи мс я на
современных самолетах, является принудительное
л и т а и и е при и о м о щи бензиновых помп.
Питание под давлением, создаваемым в баках, в настоящее время
совершенно не применяется.
2. Требования, предъявляемые к бензосистемам
Бензосистема самолета должна отвечать следующим требова-
ниям.
1. Система должна обеспечивать надежное и безопасное в пожар-
ном отношении снабжение двигателей горючим до полного из-
расходования запаса горючего независимо от режима и высоты
полета.
2. Снабжение двигателя горючим не должно прекращаться из-за
выхода из строя одного или части баков системы. Система должна
допускать питание всех двигателей (многомоторные самолеты) из
одного, любого бака.
3. Гидравлические сопротивления системы должны быть сведены
до минимума. Это значит, что система должна иметь возможно
меньшую длину трубопроводов, плавность и минимальное число
изгибов и соединений трубопроводов, как можно меньше кранов и
других агрегатов, увеличивающих сопротивление.
4. При подъеме на высоту в системе не должны образовываться
паровые пробки, могущие вызвать прекращение питания.
5. Монтажная схема системы на самолете должна быть проста
и с удобными подступами к любому элементу системы для произ-
водства эксплоатационны.ч и ремонтных р'.бот.
6. Система питания горючим должна иметь возможно мень-
ший вес.
7. Управление системой и контроль ее работы должны быть
простыми и удобными.
В развитие изложенных основных требований к бензосистемам
следует особо отметить удобство и быстроту заправки системы го-
рючим, удобство слива горючего из системы для производства ре-
монтных работ, хорошую фильтрацию и отстой горючего при про-
хождении его по системе. При этом все механические примеси и
ю га должны скапливаться в специально для этого предназначенных
местах—отстойниках, а не в других, плохо промываемых и контро-
лируемых местах системы. С целью уменьшения вибрационных на-
грузок на элементы системы часто вызывающих в эксплоатации течь,
бензопровод системы вблизи у мотора должен иметь гибкий участок
нс передающий колебаний, возбуждаемых мотором.
У ювлетворение перечисленных требований является основной
Щдачей конструктора, разрабатывающего бензосистему самолета.
9
3. Рабочая схема бензосистемы
На фиг. 5 показана схема, дающая общее представление об
устройстве бензосистем самолетов. В бензобаке 1 содержится запас
горючего. Бензобак сообщен с атмосферой дренажной трубкой 5. Для
замера количества горючего в баке, он снабжен электробензиномером
поплавкового типа 12. Через заправочною горловину 13 горючее за-
ливается в бак 1 и может быть из бака подано по трубопроводу че-
рез кран 10 на питание, или слито из бака через кран 9. Этот же
кран Р служит для систематического слива отстоя, образовавшегося
в отстойнике бензобака 1.
При работе системы горючее поступает из бака через кран 10
v. фильтру-отстойнику 2 и, после прохода через фильтр, подсасывается
Фиг. 5. Рабочая схема бензосистемы.
бензопомпой 3 с механическим приводом. Бензопомпа 3 подает горю-
чее через пожарный кран 4 к карбюратору под определенным давле-
нием. Для контроля давления, под которым горючее поступает в кар-
бюратор, система снабжена дифференциальным манометром 11, пока-
зывающим избыточное давление горючего перед карбюратором.
На случай отказа бензопомпы 3 с механическим приводом
предусмотрено резервное питание при помощи ручной помпы 6.
Для того, чтобы ручная помпа не работала сама на себя, в системе
установлен обратный клапан 14, который, при работе механической
помпы, пропускает горючее по направлению к помпе 3 от фильтра-
отстойника 2 и не пропускает горючее к фильтру-отстойнику 2 при
работе ручной помпы 6. Эта же ручная помпа 6 используется для
заливки механической помпы 3 перед запуском мотора, что обеспечи-
вает своевременное начало работы бензосистемы при запуске.
10
Механическая помпа 3 обычно снабжается двумя клапанами, из
оТОрых один служит для поддержания в определенных пределах
давления, под которым горючее поступает к карбюратору, а другой -
^тя перепуска горючего через механическую помпу 3 в случае ее
отказа и работы ручной помпы 6. Кран 8 служит для слива отстоя,
образовавшегося в фильтре-отстойнике 2.
Противопожарный кран 4 служит для экстренною разобщения
бензосистемы самолета с карбюратором, в случае возникновения по-
жара в карбюраторе, что особенно часто наблюдается при обратном
едаре в карбюратор из-за сильного обеднения смеси.
Пожарный кран 4 и перекрывной кран бензобака имеют упра-
вление из кабины пилота или бортмеханика. Краны же 8 и 9 неупра-
вляемы и могут быть открыты только на земле.
Перечисленные элементы бензосистемы являются типовыми и
имеются в каждой системе. Кроме того, бензосистемы могут иметь
ряд других агрегатов, как-то: аварийный слив горючего, различные
коллекторы, дополнительные краны и др.
Элементы бензосистемы располагаются согласно следующих сооб-
ражений:
Бензобак устанавливается или в крыле или в фюзеляже само-
лета, а иерекрынной кран бензобака 10 стремятся расположить на
бензопроводе возможно ближе к баку, чтобы при помощи его можпе
было во время стоянки самолета на земле не держать бензосистему
заполненную горючим.
Фильтр-отстойник помещается до пойпы, так как очистка горю-
чею от механических примесей играет существенную роль в умень-
шении износа помпы.
Бензопомпа 3, для удобства привода ее, помещается на моторе,
но может быть установлена и вдали от мотора с приводом при по-
мощи гибкого вала. С точки зрения борьбы с образованием паровых
пробок в бензоспстеме, более рационально бензонасос располагать
вдали от мотора, так как при установке на моторе насос нагревается,
что и способствует образованию паровых пробок.
Пожарный крап 4 располагают возможно ближе к карбюратору
гак как чем ближе от карбюратора будет находиться пожарный
кран, тем меньше горючего может быть охвачено oi нем в случае
пожара в. карбюраторе.
Манометр давления горючего посте помпы наиболее правильно
включать перед карбюратом после пожарного крана, так как важно
контролировать давление горючего у входа в карбюратор, а не в дру-
гом каком-либо месте бензомагистрали. Важно также и то обстоя-
тельство, что в практике эксплоатацпи имели место случаи отказа
мотора из-за недостаточного питания но причине неполного откры-
1Ия пожарного крана, а установка манометра после пожарного кран?
дает возможность предупредить подобные случаи.
Па принципиальной схеме (фиг. 5) показан один бензобак,,
однако, в действительности, бензосистемы даже одномоторных само-
летов имеют несколько бензобаков. Обусловлено это необходимостью
располагать баки для горючего в фюзеляже и крыльях, которы
исходя из условий прочности не могут иметь больших свободных по-
лостей для установки бака. Поэтому приходится, не нарушая сило-
вой схемы крыла и фюзеляжа, размещать баки в нескольких полос гя
что и приводит к наличию в системе пи гания нескольких баков. Кром
1
i„,u. t—rcr-mri—.цлнчл ii|iu-iihhih и изо кя и „жив\чести ензоси-
.стемы, нецелесообразно весь запас горючего на борту самолета со-
держать в одном баке.
При наличии в бензосистеме нескольких баков появляется необ-
ходимость иметь так называемую пизк\ ю точку. Дело в том, что
при питании мотора из нескольких баков может быть такое положе-
ние, когда в одном из баков запас горючего окончится и вместо го-
рючего помпа из этого бака будет сосать воздух. Это приведет
к отказу бензогштанпя. Чтобы предупредить эту причину отказа
в бензосистеме устраивают низкую точку в виде коллектора, распо-
ложенного ниже всех бензобаков. Этот коллектор всегда заполнен
горючим и, в случае выработки горючего одного из баков, напор го-
рючего из другого бака не даст возможности воздуху поступать на
всасывание помпы.
Так как низкую точку не всегда удается осуществить (не поз-
воляет конструкция самолета), то применяют другие способы автома-
тического предохранения системы от подсоса воздуха помпой из опо-
рожненного бака. Сюда, преж тс всего, относится перевернутый сифон
и автоматический клапан специальной конструкции. Вопрос о низкой
точке системы будет рассмотрен более подробно в расчете бензосистем.
Бензосистемы многомоторных самолетов- имеют обычно те же
агрегаты, что и рассмотренная принципиальная схема, но для них
характерно наличие так называемой поперечной подачи i о р ю-
чего. Дело в том, что при двух и более моторах на одном само-
лете, с целью увеличения надежности питания, предусматривают на
случай отказа бензопомпы одною из моторов питание его от бензо-
помпы другого мотора. Для этого, кроме обычного бензопровода,
система имеет трубопровод, соединяющий нагнетательные части бен-
зосистем различных моторов. Таким образом, при отказе одной из
помп другая будет по трубопроводу поперечной подачи питать мотор
с аварийной помпой.
Кроме того, при питании нескольких моторов, бензосистема
должна допускать питание какого угодно мотора из любого бака
пли любой группы баков. При этом расход горючего из баков юлжен
быть равномерным, так как. несмотря на то, что при размещении
баков на самолете, стремятся уменьшить влияние выработки горю-
чего в полете на центровку самолета, эго влияние имеет место и
может осложнить управление самолетом.
Неравномерный расход горючего из баков может быть след-
ствием различных условий, в которых работают баки. Так, например,
наблюдались случаи неравномерного расхода горючего из двух баков,
един из которых подвергался влиянию вибрационных нагрузок. При-
чем бак, помещенный в вибрирующем крыле, расходовал горючее,
при прочих равных условиях, вдвое меньше.
На равномерность расхода горючего из баков в значительной
степени влияет дренаж их. Если в результате неправильного устрой-
ства дренажа над свободной поверхностью горючего в баках будет
разное давление, то, под действием этой разности давлений, горючее
может перетекать из бака в бак, переполняя баки, имеющие понижен-
ное давление и увеличивая расход горючего из баков с повышенным
давлением. При этом в практике эксплоатации бензосистем наблюда-
лись случаи значительной потерн горючего через дренажные трубки
вследствие образования сифона при переполнении бака.
12
роль дренажа оензобаков весьма значительна не только с точки
еНия равномерности расхода горючего из баков, но и с точки зре-
3^я надежности питания вообще, так как засорение дренажной
”’убки, и как следствие — разобщение бензобака с атмосферой, сна-
q’aia вызывает образование вакуума в баке, а затем, по мере уве-
личения вакуума, приводит к прекращению поступления горючею
’из бака.
Одной из частей бензосистемы является также устройство
l!5i заливки двигателя перед запуском. Состоит оно
обычно из шприца, трубопровода и распылителей, смонтированных на
всасывающем коллекторе мотора. Если для заливки двигателя перед
запуском подводится то же горючее, что и для питания, то в этом
случае, с помощью шприца, горючее забирается из какого-либо места
бензосистемы и по трубопроводу нагнетается во всасывающий кол-
лектор мотора или в корпус нагнетателя через специальные распы-
лители.
На большинстве самолетов имеется заливной бачок, в кото-
ром содержится горючее для заливки двигателей перед запуском.
Автономное питание заливного шприца необходимо для самолетов,
работающих в широтах с низкой температурой, так как в этом случае
двигатели перед запуском нужно заливать легко испаряющимся ю-
рючим, отличным от того, на каком работает двигатель.
4. Системы для питания двумя видами горючего
Среди ряда мероприятий, направленных на увеличение взлетной
мощности двигателя (винты изменяемого шага, наддув двигателей),
важную роль играет питание двигателя во время взлета и работы на
форсированных режимах специальным высокооктановым горючим, до-
пускающим повышенный наддув без появления детонации. Но вслед-
ствие высокой стоимости высокооктанового горючего, целесообразно
на крейсерских режимах работы мотора питать его горючим более
низкого октанового числа.
Отсюда появилась необходимость устройства бензосистем, мо-
гущих питать мотор двумя различными видами горючего. При этом
основная трудность осуществления подобных систем оказалась в обес-
печении надежного перехода питания с одного сорта горючего на
другой без прекращения питания. На фиг. 6 показана схема такой
системы. Основной бак R содержит горючее для питания на нор-
мальных режимах, а меныний бак /V содержит высокооктановое го-
рючее. Как из бака R, так и из бака 7V горючее поступает к коллек-
тору С, расположенному в самой низкой точке системы, и затем
следует через коллектор клапанов Ск к двум механическим пом-
пам Р, подающим горючее к карбюраторам. На пути следования
горючего из бака R к коллектору С установлен фильтр-отстойник
с обратным клапаном F, не допускающим поступления горючего из
коллектора С к баку Р.
Система имеет резервное питание ручной помпой р' на случай
отказа механических помп. Для обеспечения надежного перехода
с одного сорта горючего на другой, баки расположены на разных
уровнях — бак Р на высоте Л, а бак N на высоте Л'.
Надежность работы системы может быть обеспечена выполне-
нием двух условий:
13-
Статическое давление топлива бака N должно быть достаточным
тля прикрытия обратного клапана фильтра F при переходе на пи-
тание высокооктановым топливом. Следовательно, как только будет
открыт кран г^, клапан фильтра F под статическим напором должен
накрыться и питание будет производиться высокооктановым горючим.
Для выполнения этого условия необходимо, чтобы максимальное
давление нормального топлива было меньше минимального давления
высокооктанового топлива:
р' — г' > р + 8 Н,
где р' и р—статические напоры горючих бака N и R (соответственно)
за счет высот h' и Л,
8/7— статический напор за счет наличия топлива в баке R и
г' — гидравлические потери в трубопроводе от бака N до
коллектора С.
2. Условие надежности системы
Если топливо в бачке N близится к концу, надо избежать воз-
можности попадания воздуха в коллектор С.
Это условие является общим для любой системы с несколькими
баками и, как это указывалось выше, приводит к устройству в си-
стеме низкой точки.
И
£> XdtitlUM C^rj’TcTC П НЭПОМ ГХГТКХГП-----------CTfCTVIvrui--гго?ггпгсгтг-стж—гкгхзгттгетс-гк-г-стр-ст»-
Для обеспечения второго условия достаточно, чтобы минимальное
давление нормального топлива было больше нуля:
р — г>$,
г’де г— гидравлические потери в трубопроводе от бака R до кол-
лектора С.
Обозначив через 8 и 8'— соответствующие плотности топлив,
получим:
р = 3 А и р' — </ h'.
Так как на взлете создаются наиболее сложные условия для пи-
тания, значения р и р' нужно брать для взлета
р — 8 Acosp— 8 • е • si .5 р,
р’ = 6' A'cosp—с' • e'sinp,
де р — угол взлета, а е и е' — размеры, указанные на чертеже
• фиг. 6).
При этом желательно определить время, необходимое для пере-
хода с одного горючего на другое. Из подсчетов для систем кон-
кретных самолетов известно, что время, необходимое для перехода,
колеблется около величины 0.2 секунды, что вполне достаточно. Для
обеспечения вышеизложенных двух условий в приведенной схеме
(фиг. 6) использовано превышение бака /V над баком R. Но, так как
часто не удается создать таких условий, применяют ряд других спо-
собов. Укажем, прежде всего, на схему, в которой, при отсутствии
превышения баков, одна из механических помп работает на высоко-
октановом горючем, другая па нормальном. При этом автоматич-
ность разделения топлив при переходе на высокооктановое дости-
гается более высоким давлением на выходе из помпы, работающей
на высокооктановом горючем.
На актуальность проблемы питания двумя сортами горючего
указывает практика эксплоатации самолето-моторного парка на транс-
портных линиях. Так, вследствие детонации на форсированных ре-
жимах, мотор М-22 в свое время был переведен на питание двумя
сортами горючего.
5. Конструкция элементов бензосистемы
Авиационные бензиновые баки
Бензиновые баки должны отвечать следующим основным требо-
ваниям:
1. Баки должны иметь прочные и плотные швы, непроницаемые
для горючего.
2. Под действием сил, возникающих при эксплоатации самолета,
баки не должны деформироваться. Непроницаемость швов под дей-
ствием этих же нагрузок не должна нарушаться.
3. При всех условиях эксплоатации баки должны быть стойки
против коррозии.
4. Монтаж на самолете, а также ремонт баков должен быть
удобен.
15
-----гасиоло/кение заправочной горловины бака и ее размеры
должць1 обеспечивать необходимую быстроту и удобство заправки.
6. Для отстоя механических примесей и воды, могущих попасть
в бак, должен быть предусмотрен отстойник, снабженный сливным
краноу дЛя слива отстоя.
_ ^роме перечисленных требований к бакам часто предъявляется
требование быстрого опорожнения—аварийный слив горючего.
Баки состоят из обичайки 3, днищ 1 и перегородок 2 (фиг. 7).
coe,ainieHHUx между собою сварными или заклепочными швами. Форма
бака определяется полостью крыла или фюзеляжа, в которой ок
л о меняет с я.
Первоначально бензобаки изготовлялись паяными из листовой
меди, .паТуни и луженого железа. Такие баки были очень тяжелыми
В настоящее Время баки изготовляются сварные или клепаные, глав-
ньш образом из легких алюминиевых сплавов.
. С целью предания стенкам бака жесткости, их делаю г выпуклой
формы, кроме того ставят перс городки, и, иногда, профиля жесткости.
,,ePei сродки внутри бака, придавая жесткость обичайке, одно-
вРОменно служат для уменьшения колебания горючего в баке. Число
перегородок зависит от размеров бака
и определяется из-' соображении, что
расстояние между перегородками не
должно быть больше 50 см (согласно
французским техническим условиям на
баки). Перегородки обычно изготовля-
ются из листового материала с отвер-
стиями для облегчения и перетекания
горючего с одного отсека бака в дру-
гой. Для придания жесткости самой
3
%г. 7. Схема бака.
ТОВ1>1Ва1ОТСя, а и
меня1отся также глухие перегородки,
ООЛЬЦщ
перегородке, края ее отверстий отбор-
а иногда перегородка усиливается профильном. Прп-
которыми снабжаются баки
Lx размеров с целью увеличения „живучести* бака. Такие пере-
1 °Р°Дк»1 делаются сплошными и швы, соединяющие их с обичайкой.
должны быть непроницаемы.
Наиболее важным элементом конструкции бака являются его швы,
1ак как герметичность швов и их прочность определяют эксплоатацион-
”ые качества баков и, в значительной степени, безопасность питания.
Б настоящее время широко применяются сварные швы, как
наиоолее стойкие в эксплоатации и сравнительно простые в произ-
водстве. Сущность сварки состоит в том, что края свариваемых
листов, специально подготовленные, нагреваются до оплавления;
распл;!ВчениЬ!» меТалл краев свариваемых листов вместе с расплав-
ленным присадочным материалом заполняют шов и, застывая, соеди-
няют Л1,сты в одно целое. Правильно проведенная сварка дает шов
ио ирочности не уступающий материалу листов. Сварные баки изго-
товля1отся из алюминиевых сплавов Б-95 и АМц, электрона марки МА-1
и нержавеющей стали. Наиболее распространенным материалом свар-
ных баков является сплав Б-95, обладающий прекрасной сваривае-
мостью, большой вязкостью и хорошей устойчивостью против кор-
розии. Fj состав этого сплава входит до 1,5% марганца. Вследствие
„,иОСВ0е1'н°й сварки дураля и потери прочности материала в местах
оп> ег0 применяют только для перегородок баков, соединяющихся
обичайкой на заклепках. Также плохо сваривается и электрон. Свар-
ные баки из нержавеющей стали хотя и нашли себе применение на не-
которых самолетах
(Сталь-3, Сталь-2)
в эксплоатации все
?ке себя не оправ-
дали, так как их швы,
выполненные роли-
ковой сваркой, до-
вольно часто текут.
Сварной шов ба-
ков, в зависимости
от 'толщины листов,
места сварки и мате-
риала, может быть
выполнен различно.
При этом одно из
условий, определяю-
щих конструкцию
шва, иметь возмож-
ность полного уда-
ления флюса после
Обичоико Обечайка
Днище
Перед сСаркой
Г......'I CZZZZZ3
После cSaphct
Перед [Варкой
I и г. 5
сварки, так как в
противном случае
оставшийся в шве
ф.тюс вызовет кор-
розию при эксплоа-
тации бака. На фиг. 8
изображены наибо-
лее распространен-
ные швы сварных ба-
ков, а на фиг. 9 по-
казан сварной бак
фиг. 9 обращает на
После [Варки
Фиг. 8. Типы сварных швов баков.
самолета ПС-43 из алюминиевого сплава. На
себя внимание зигзагообразный шов, соединяю-
щий обичайку с дном
бака. Такне швы,
в виде синусоиды,
нашли себе широкое
применение на баках
новейших типов са-
молетов из-за повы-
шенной прочности
этого способа со-
единения.
Ввиду того, что
при сварке материал
бака претерпевает
термическое расши-
рение и сжатие, ча-
сто вызывающее ко-
робление листов, из которых бак изготовляется, в практике сварки
применяют ряд способов компенсации этих деформаций. К этим спо-
собам относится пифтовка г.
7шсто|в вдоль швов с помощью
2 Волкок. I. И.
17
ролика, IBldlHIlUlHVd .IHLIUD U 1КЛШи-ПуТГТу!^ГГГГГ71~ТТПП-огттутотохгтстт—mxTTTtny
швами, за счет которых (выпуклостей) будут компенсироваться дефор-
мации и т. д.
Бензобак, показанный на фиг. 9, имеет 4 поперечных и две про-
тельных перегородки. Перегорочки укреплены в обичайке на заклеп-
ках, наружные головки которых после установки герегородок были
обварены. Обварка (оплавка) наружных головок заклепок, крепящих
перегородки, в настоящее время применяется широко, так как предо-
храняет бак от течи вокруг головок заклепок. Вдоль заклепочных
швов с обеих сторон идет рифтовка, назначение которой было указано
выше.
Сварные бензобаки после сварки промываются горячей водой,
проходят протравку с последующей промывкой денатурированным
С ециние по В В
Фиг. 10. Заклепочный шов бензобака.
вообще невыполнимый, ремонт и, что особенно
швов во время эксплоатации баков. Все это
спиртом для удале-
ния остатка влаги.
Если бак должен
долго храниться,его
ополаскивают мо-
торным маслом для
защиты от коррозии.
До освоения про-
изводства сварных
баков, широкое рас-
пространение имели
баки клепаной кон-
струкции из дуралю-
мина. Конструктив-
но клепаные дур-
алюминовые баки
выполнялись так же
как и сварные, по-
этому мы остано-
вимся только на осо-
бенностях заклепбч-
ного шва. Н иболее
существенными не-
достатками клепа-
ных швов надо счи-
тать сложность и
высокую стоимость
производства их,
сложный, а иногда
важно, частую течь
и заставило искать
новые способы соединения частей бака и отказаться от заклепочных
швов. Однако ряд самолетов, эксплоатирующихся на транспортных
линиях, еще имеет клепаные баки, что и заставляет нас остановиться
на особенностях заклепочного шва авиационных баков. Материалом
для этих баков служит листовой дуралюмин, кольчугалюминий или
лауталь.
В ответственных местах применяется двухрядный шов (фиг. 10),
непроницаемость которого достигается применением прокладок в
виде шнура, пропитанного спиртовым раствором шеллака, плотной
18
.-инйй, цинк) или специальной бензостойкой мастики. Прокладки по-
мещаются между рядами заклепок в специально приготовленную риф-
товку и обжимаются заклепками. Швы, не требующие герметично-
сти, выполняются однорядными. К ответственным швам относятся
швы обичайки, днища с обичайкой, крепления арматуры к баку—т. е.
исе те, которые не должны пропускать горючего. Менее ответствен-
ными являются швы крепления перегородок к обичайке.
Для лучшего уплотнения шва заклепки ставятся на шайбах,
толщиной 1,5 мм, при этом требуется, чтобы расстояние между
шайбами, рядом расположенных заклепок, не было больше 1 мм.
На бензобаках обычно монтируется следующая арматура: горло-
вина для наполнения бака горючим, iutj цер для крепления бензо-
провода, подающего горючее из бака на питание, штуцер для под-
вода дренажной трубки, флянец для крепления бензиномера, сливная
пробка для слива отстоя из отстойника и иногда флянец для мон-
тажа устройства аварийного слива горю-
чего. Крепление арматуры бака к оби- г~\ /ту
чайке и днищам производят тем же спосо- 2
бом, что и соединение основных элементов jit,
бака—сваркой или заклепочным швом. J Т А ' (
Фиг. 11. Крепление арматуры бака сваркой.
Фиг. 12. Горловина бензобака.
Типичное крепление арматуры сваркой показано на фиг. 11, где
1 — обичайка из сплава Б-95, 2—флянец из этого же материала,
3—место сварки флянца и обичайки. Во флянец 2 впрессована дуралевая
втулка 4 с резьбой, при помощи которой к баку крепятся штуцера 6.
Для уплотнения соединения предусмотрена фибровая прокладка 5.
У места сварки обичайка имеет рифтовку.
Рассмотрим характерные конструкции деталей, устанавливаемых
на баках.
На фиг. 12 показана горловина бака. Высота горловины и ее
форма определяются расположением бака на самолете и соображе-
ниями удобства наполнения бака горючим. Диаметр горловины бака
влияет на скорость заправки самолета горючим, что весьма сущест-
венно в эксплоатации самолетов. Так как современные средства за-
правки могут подать до 400 литров в минуту, а скорость движения
горючего по шлангу не может быть выше 2 м/сек., то диаметр гор-
ловины должен быть не менее 70 мм. Внутрь горловины вставлена
съемная сетка, имеющая 16—20 ниток на погонный см. Принципи-
альное устройство отстойника показано на фиг. 13. Отстойник, это
полость, находящаяся в самой нижней части бака и предназначенная
для скопления механических примесей и влаги при отстое из горю-
iero вследствие большего удельного веса.
2*
19
Для слива горючего отстойник снабжается сливным краном той
или иной конструкции.
Одно из типичных сливных устройств показано на фиг. 14.
Корпус 1 на резьбе вворачивается во флянец, приваренный к баку.
На корпус 1 навернута на резьбе зажимная гайка 5, которая несёт
на себе диафрагму 3 имеющую ряд боковых отверстий (на схеме не
видно) для прохода горючего. На диафрагме 3 укреплена пробка 2,
которая, будучи прижата зажимной ганкой к корпусу I, обеспечивает
герметичность. Следовательно, для слива отстоя необходимо отвер-
нуть за/кимную гайку 5. При этом пробка 2 отойдет о г корпуса 1
и даст возможность выйти отстоявшимся примесям. Для того, чтобы
при отвертывании зажимная гайка 5 не могла быть снята совсем,
имеется фиксатор 4, не допускающий снятия зажимной гайки. Зажимная
гайка с Ломощыо дв\х приливов контрится к корпусу сливной пробки
Аварийный слив горючего из бензобаков применяется для двух
целей: экстренного удаления горючего с борта самолета при возник-
новении пожара в воз-
гухе и с целью облег-
чения самолета в тех
случаях, когда, при от-
казе одного из мот< -
ров, полет продол-
жается на одном мо-
торе (ПС-84) или в слу-
чае предстоящей слож-
ной посадки (на боль-
шую волну, при боль-
шой загрузке гидроса-
молета и т. д.).
Конструктивно ава-
рийный слив выпол-
няется весьма разно-
образно и, в тех случаях, когда он имеется на транспортных самоле-
тах, конструкция его будет описана при рассмотрении бензосистем
конкретных самолетов.
С целью повышения „живучести* бензосистемы, на военных
самолетах применяются специальные оболочки бензобаков, предназна-
ченные для затягивания отверстий при простреле, а также для
некоторого гашения скорости пули с целью уменьшения развора-
чивания пулевого отверстия. Во Франции распространено применение
оболочек, состоящих из ряда слоев различных материалов: гофри-
рованная бумага, редкая нитяная сетка, прорезиненая ткань, гофри-
рованная бумага, редкая нитяная сетка, двухслойная резина (сырая
и вулканизированная), сетка из шпагата, гофрированная бумага, ред-
кая нитяная сетка, снова двухслойная резина (сырая и вулканизиро-
ванная), прорезиненая ткань и проволочная сетка. Подобный протектор
не только гасит скорость пули, но и быстро затягивает пулевое
отверстие.
Баки особых конструкций
Особого внимания заслуживают бензиновые баки из прорезине-
ний ткани, находящие все более широкое применение в самолето-
строении. Дело в том, что течь баков в эксплоатации наиболее иаст<»
20
,тян.।яется вследствие совместного действия на оаки виорационных
нагрузок и коррозии. Чтобы устранить эту причину течи бензобаков
американская фирма „Мэринг" предложила специальный тип бака,
состоящий из двух элементов: камеры, изготовленной из нрорези-
неной ткани, служащей для обеспечения герметичности резервуара,
и негерметичного корпуса из листового металла, назначение которого
воспринимать на себя все нагрузки на бак, возникающие в экспло-
Фиг. 1-1. Сливная пробка бака.
атации. Таким образом, бак устроен аналогично пневматику самолета—
внутри покрышки, воспринимающей все нагрузки, помещена камера,
обеспечивающая герметичность.
На фиг. 15 показан такой бак, имеющий три камеры. Верхний
снимок показывает три от тельные камеры из прорезиненой материм,
свободно висящие после снятия нижней крышки корпуса бака. На
нижней фотографии показан этот же бак, но с установленной нижней
крышкой корпуса бака. Чтобы разгрузить внутреннюю камеру' от
Hai рузок она сделана несколько большего размера чем корпус и
потому свободно, без и (пряжения лежит внутри корпуса.
21
Надежность таких баков подтверждается большим числом испы-
таний. Кроме того, камеры весьма быстро могут быть отремонтиро-
ваны. С этой целью камеры, через специальный люк, извлекаются
из корпуса. При двух пулевых прострелах камеры были отремонти-
рованы за 85 минут, из которых только 10 минут были использованы
для ремонта, а остальное время ушло на монтажные и демонтажные
работы. Важно также и то, что горючее в этих баках не соприка-
сается с каким либо металлом и поэтому о коррозии не может быть
никакой речи. Синтетический каучук, применяемый для пропиты-
вания материала камер, воздействию горючего не поддается.
Фиг. 15. Бензобак из ткани.
К особым конструкциям бензобаков следует отнести баки, кото-
рые, являясь резервуарами для содержания горючего, одновременно
работают как силовой элемент самолета. К такому типу баков отно-
сится бак самолета Блекборн-Данкансон, являющийся одноременно
частью лонжерона крыла. Иногда обичайка бака одновременно слу-
жит и обшивкой крыла.
Вес баков
Вес баков зависит от их емкости и материала. При этом ока-
зывается, что чем меньше емкость бака, тем больше веса его при-
ходится на 1 литр объема бака. Связано это с тем, что, уменьшая
объем бака, мы незначительно уменьшаем размеры арматуры.
При обработке статистических материалов получены эмпирические
формулы для весовых характеристик баков в зависимости от
емкости и применяемого материала. Так как для баков малой
емкости вес значительно зависит от веса арматуры, были взяты баки
емкостью свыше 100 литров и получены такие выражения для веса
баков в килограммах:
22
Для баков из алюминия и его сплавов . . . (/„,=(),035V 4- ЗГ
Для баков из жести и нержавеющей стали Ост = 0,057V 4- 7.
Для баков из меди и латуни...............G„ = 0,073V 4- 15.
Здесь G — вес бака в килограммах, V — объем бака в литрах.
Испытания баков
Бензиновые баки самолетов подвергаются специальным испыта-
ниям, которые состоят из испытания на герметичность, .на вибростой-
кость и на динамическую нагрузку.
\ Испытание на динамическую нагрузку проводится редко и. глав-
ным образом, как серийное (т. е. испытание одного бака на всю се-
рию). Подобное испытание заключается в бросании бака, заполнен-
ного водой, с определенной высоты. При этом стремятся создать для
бака условия, в которых он будет находиться при установке на само-
лете. Высота и число бросаний зависят от типа самолета и оговари-
ваются в технических условиях специально.
Испытание на герметичность и вибростойкость проходит каждый
бак. Оно состоит в том, что бак с заглушенными отверстиями запол-
няется воздухом под давлением и погружается в ванну с водой. Да-
вление воздуха определяется по формуле
где р—испытательное давление в атмосферах,
д—удельный вес горючего,
h—высота бака в метрах,
п—перегрузочный коэфициенг для случая А,,р.
Появление пузырьков воздуха указывает на наличие и место не-
герметичности шва, которая и устраняется.
Испытание бензобаков на вибрацию производится на специаль-
ном станке, где бак, укрепленный так же как и на самолете, подвер-
гается действию вибрационных нагрузок, возбуждаемых специальным
вибратором. Амплитуда колебаний выбирается в пределах 15 мм, а
частота и число колебаний устанавливается для каждого типа бака
в зависимости от их назначения, объема и конструкции. В результате
вибрационных колебаний герметичность швов бака не должна нару-
шаться.
Установка баков на самолете
При размещении баков на самолете исходят из следующих со-
ображ<ний. На самолетах, нуждающихся в большой маневренности
(истребители, учебно-пилотажные), стремятся основную массу горю-
чего разместить в фюзеляже, ближе к центр) тяжести самолета. На
самолетах, нуждающихся в повышенной „живучести“ (бомбардиров-
щики), баки разносятся по всему крылу. На транспортных самолетах,
где желательно фюзеляж иметь свободным or баков и одновременно
необходимо уменьшить влияние выгорания горючего на центровку
самолета, баки располагают главным образом в центроплане самолета.
На фиг. 16 показан центроплан самолета ПС-84 (вид снизу) с мото-
гондолами. Между мотогондолами видны 4 больших полости, пред-
назначенные для установки бензобаков.
23
дующее: удобство заполнения их горючим и слива отстоя, удобство
снятия баков из самолета для ремонта и монтажа на самолете, а так-
же весьма желательно иметь возможность осмотра баков не снимая
их с самолета. Очень часто все эти условия выполнить трудно,
однако на самолете ПС-84 все они выполнены. Баки легко снимаются,
и ставятся на место после снятия нижних крышек отсеков, пока-
занных на фиг. 16. Доступ к бакам, как со стороны заправочных гор:-
ловив, гак и со стороны отстойников, удобен. Осмотр баков можно
производить на самолете сняв крышки отсеков центроплана.
Крепление баков к деталям самолета может быть осуществлено
различно: на лентах, на кронштейнах или каким либо специальным
способом
Наибольшее распространение получил способ подвески баков на
лентах. При этом способе крепления ленты охватывают бак и усилие
Фиг. 16. Центроплан самолета ПС-84.
передается сравнительно равномерно на все части обичайки На фиг. 17
показан отсек для бензобака в центроплане самолета ПС-84 с лен-
тами для подвески бака (вид снизу). Всего в отсеке видно шесть
лент, которые после установки бака стягиваются тендерами. Ленты,
будучи натянуты, сами являются амортизаторами, но, кроме того,
в местах крепления лент к лонжеронам установлены круглые ре-
зиновые амортизаторы (фиг. 17, показано стрелкой Д). В местах со-
прикосновения бака с деталями отсека и лентами подложены мягкие
подушки, также смягчающие толчки на баки. На фиг. 18 показан бак,
установленный в такой отсек и затянутый лентами.
Крепление баков при помощи кронштейнов в настоящее время
почти совершенно, не применяется, так как при этом способе крепле-
ния усилие на бак передается от кронштейна на незначительную по-
верхность обичайки и поэтому часто вызывает деформацию бака
в месте крепления кронштейна.
24
Фиг. 17. Люк для бака. Фиг. 18. Бак, установленный в люк.
25
----------------------|руииприводыиихсоединения
В качестве бензопроводов применяют в большинстве случаев
круглье трубы или гибкие шланги, снабженные для соединения между
собою специальной соединительной арматурой. Главными требова- |
ниями, предъявляемыми к бензопроводам, являются: хорошая сопро-
тивляемость бензопроводов и их соединений вибрационным нагруз- 1
кам, полная герметичность соединений, простота монтажа, возможно I
меньшцй вес, простота изготовления и стойкость против коррозии.
Материалом, идущим на изготовление трубопроводов, являются I
дура.1К)Миний, красная медь, латунь и специально разработанный, I
многослойный материал, идущий на производство гибких трубопро- (
• водов.
Вследствие сравнительно большого удельного веса в последнее
время трубопроводы из меди и латуни вытесняются трубопроводами
из легких алюминиевых сплавов.
При разработке бензосистем размеры трубопроводов подбира- I
ются и3 ассортимента стандартных размеров, приведенных в табл. L I
Таблица 1
Г’,;змеры алюминиевых и медных труб для трубопроводов
ACT-1-АС и ACT—2—АС.
Пару жцый диамеГр в М.Ц Внутрен- ний дна метр в мм Толщина стенки в мм Площадь жи- вого сечения трубы в см" Теоретический вес 1 погон, метра в кг
Алюминие- вые Медные
3 2 0,5 0,0314 0,0108 0,0349
6 4 1,0 0,1257 0,0432 0,1397
8 6 1,0 0,2827 0,0605 0,1956
10 8 1,0 0,5027 0,0778 0,2515
12 10 1,0 0,7851 0,095 0,3071'
15 13 1,0 1,327 0,121 0,391
18 16 1,0 2,011 0,147 0,475
22 20 1.0 3,142 0,181 0.587
27 25 1,0 4.969 0,225 0,727
34 32 1,0 8,042 0,285 0,922
42 40 1,0 12,57 0,354 1,146
53 50 1.5 1964 0,667 2,159
В последнее время начинают широко применяться гибкие трубо-
провод^ так как они не боятся вибрационных нагрузок, не нагарто-
вываю.гся в процессе эксплоатации и удобны при монтаже. При этом
та часдь трубопровода, которая непосредственно примыкает к мотору,
как правило, на новейших тинах самолетов изготовляется из гибкого
шлангу.
26
Существует значительное количество различных материалов,
идущих на изготовление гибких трубопроводов. Приведем пример
строения гибкого трубопровода, разработанного в одном из исследо-
вательских институтов. Основой гибкого трубопровода является спи
раль из латунной проволоки толщиной 1,5 мм с шагом 6—8 мм и
с внутренним отверстием требуемого диаметра. Спираль обматы-
вается порезанным на полоски шириною 60—80 мм тонким митка-
лем, пропитанным особым составом, делающим миткаль непроницае-
мым. Затем накладывается целофан, изготовляемый из вискозы с рас-
четом, чтобы в каждом сечении было не менее 4 слоев целофана.
Целофан, закрытый слоем миткаля, покрывается азбестовым полот-
ном толщиною 0,75 мм, резиновой лентой толщиною 0,5 мм, затяну-
той тонким шпагатом, наконец, клеенкой толщиной 0,5 мм и все за-
тягивается тонкой медной проволокой толщиной 1 мм. Проволок?
наматывается спиралью между витками латунной внутренней спирали,
стягивая многослойные стенки трубки. Изготовленный таким образом
гибкий бензопровод прошел испытания и показал хорошие результаты
Кроме описанного типа гибкого трубопровода существует ряд
других, как, например, из тиокола (специальная бензосгойкая синте-
тическая резина), из гофрированной металлической трубы (гофр по-
перечный), из набора металлических колец в виде буквы S, брониро-
ванного снаружи металлической сеткой и др.
Отрицательной особенностью гибких трубопроводов является
более высокое гидравлическое сопротивление их сравнительно с со-
противлением металлических труб. Это свойство гибких трубопрово-
юв способствует образованию кавитационных режимов в бензоси-
стеме, что и послужило причиной запрещения их в Америке. Согласно
указаний американского Министерства Коммерции, для придания гиб-
кости трубопроводу следует применять дюритовые соединения.
Для соединения трубопроводов применяется специальная арма-
тура. Рассмотрим конструкцию следующих, наиболее распространен-
ных типов соединений: ниппельного, типа AM (по типу соединение
фирмы Альберт Мулэ), типа Паркера и дюритовых.
Ниппельное соединение трубопроводов
Ниппельное соединение (фиг. 19) состоит из следующих деталей:
ниппеля, гайки и штуцера. Ниппель напаивается на конец трубки и
имеет шаровую поверхность сопри-
косновения со штуцером. Штуцер
имеет конусную поверхность, к ко-
торой примыкает ниппель. При
соединении ниппель вводится в ко-
нусное отверстие штуцера и гайкой
прижимается к штуцеру. В зави-
симости от назначения соединения
штуцер может быть напаян на ко-
нец трубки, укреплен на флянце
к баку, завернут нарезанным кон-
Гаика
Фиг. 19. Ниппельное соединение.
цом в корпус отстойника или дру-
гого агрегата. На фиг. 19 показан штуцер для ввертывания в корпус
какого-либо агрегата на резьбе.
Кроме обычного соединения трубопровода применяется другая
арматура—угольники, тройники и крестовина. Эта арматура монтп-
27
руется в гех местах, где нельзя простым изгибом трубки изменить
направление трубопровода на 90°(угольник) или в местах соединения
двух или трех трубопроводов.
Ниппельное соединение является жестким соединением и, следо-
вательно, не поглотает вибраций трубопроводов. К недостаткам
этого вида соединения надо отнести также необходимость пайки,
что не дает возможности применить ниппельное соединение на трубо-
проводах из алюминиевых сплавов. Поэтому ниппельные соединения
применяются на медных, латунных и стальных трубопроводах.
В эксплоатации ниппельная арматура весьма надежна, но вслед-
ствие указанных выше ее недостатков она на новейших типах само-
летов имеет ограниченное применение.
Соединение арматурой типа AM
Соединение AM (фиг. 20) состоит из штуцерной втулки 6, снаб-
женной с обоих концов внутренней конусной резьбой, уплотняющего
кольца 2, конусного кольца 3 и сш
кольца во втулке 5. Уплотняющее
циалыюй гайки, зажимающей оба
кольцо 2 состоит из резинового
кольца, охваченного с внутрен-
ней стороны свинцовой разбор-
тованной трубкой 1, которая за-
щищает резиновое кольцо от
влияния горючего.
Конусное кольцо изготов-
ляется из дюраля и выполняет
три функции: предохраняет ре-
зино-свинцовое кольцо от раз-
рушения краями вращающейся
гайки при монтаже соединения;
обжимает уплотнительное кольцо
вокруг трубки благодаря внутрен-
Фиг. 20. Соединение тина ДМ.
нему конусу со стороны резино-сгинцового кольца; контрит зажимную
1 айку, распирая ее края наружным конусом, обращенным к гайке.
Все три функции конусного кольца весьма важны для нормаль-
ной работы соединения. Работа соединения состоит в том, что, при
.заворачивании гайки во втулку, она нажимает на конусное кольцо,
которое передает давление резиновому уплотнительному кольцу. По-
следнее несколько деформируется и уплотняет трубопровод во втулке.
Контровка зажимной гайки выполнена следующим образом.
Нарезная часть гайки имеет четыре продольных прореза, которые,
при заворачивании гайки в конусную резьбу втулки, дают возмож-
ность обжиматься нарезной части гайки. Одновременно нарезная
часть г 1Йки, опираясь внутренним конусом на наружный конус конус-
ного кольца, распирается. Таким образом зажимная гайка самоконт-
рится во втулке.
Соединение AM не требует особой подготовки концов соединяе-
мых трубок, которые просто вставляются во втхлку. Также как и
ниппельное, соединение AM изготовляется в виде у гольпиков, трой-
ников, крестовин и др.
Достоинствами соединения AM являются: возможность примене-
ния труб из любого материала, так как пет необходимости пайки;
эластичность соединения, что существенно с точки зрения разгрузки
трубопроводов от вибрационных нагрузок; отсутствие необходимости
специальной подготовки концов трубки, что значительно облегчает
зксплоатацию соединений. Недостатки арматуры AM заключаются
и том, что соединение, будучи смонтировано, не дает возможности
проверить правильность монтажа и что после каждой разборки необ-
ходимо заменять резино-свинцовое уплотняющее кольцо.
Так как из-за неправильного монтажа арматура AM дает течь,
укажем основные правила по монтажу этих соединений. При соеди-
нении двух концов трубок необходимо, чтобы концы трубок плотно
сошлись один с другим посередине длины втулки, или уперлись
в буртик во втулке, если таковой имеется. В противном случае
уплотняющее резиновое кольцо при деформации может быть выда-
влено внутрь трубопровода и вызовет засорение магистрали.
При монтаже соединения надо придерживаться такого порядка-
первым во втулку вводится уплотняющее резиновое кольцо, затем
конусное дюралевое кольцо и гайка. Конусное кольцо должно был
Фиг. 21. Контровка соединения типа AM.
вставлено так, чтобы его наружная конусная поверхность входила во
внутренний конус гайки. Надо помнить, что конусное кольцо предна-
значено для защиты уплотняющего резинового кольца от разрушения
его краями вращающейся гайки и поэтому должно находиться между
уплотняющим резиновым кольцом и гайкой.
Для предохранения от выхода трубки из втулки соединения
предусмотрена контровка трубок, которая осуществляется так: два
хомутика плотно обнимают трубки у входа их во втулку и соединены
между собой перемычкой 2, удерживающей оба хомутика на определен-
ном расстоянии между собою (фиг. 21).
Соединения типа Паркера
В настоящее время все более широкое применение находит себе
соединение Паркера, весьма распространенное в Америке и Англии.
Самолеты ПС-84 и ПС-43, а также ряд других, снабжены этим типом
соединения. *
Соединение трубопровода типа Паркера (фиг. 22) состоит из
штуцера 1, стального ниппеля 2. одетою на трубку 3 свободно (без
пайки) и гайки < Штуцер имеет конический конец в месте присо-
единения к нему трубки, а на противоположном конце—коническую
резьбу типа Бригса для крепления штуцера в корпус какого либо
агрегата (помпа, фильтр и др.). В том случае когда арматура служит
тля соединения двух трубок, оба конца штуцерной трубки одина-
ковы—с конусами. Конец присоединяемой трубки развальцовывается
на конус, соответствующий конусу штуцера. Ниппель, свободно пере-
двигаясь по трубке, при затяжке гайки 4 нажимает на развальцован-
ною часть трубы своим внутренним конусом и прижимает ее к ко-
нусу штуцера. Таким образом получается хорошее уплотнение соеди-
нения.
Положительной особенностью соединений типа Паркера надо
считать отсутствие папки, что дает возможность применять их для
соединения труб из лшких сплавов тяжело поддающихся пайке.
Сами соединения очень просты и в эксплоатации при демонтаже не
требуют замены деталей
как у соединения AM.
Весь процесс монтажа
ниппеля и гайки сводит-
ся к развальцовке конца
трубки, что легко может
быть выполнено при на-
личии оченьпростого при-
способления.
Так как штуцер и
корпус агрегата, в кото-
Фиг. 22. Соединение типа Паркера. рый он вворачивается, мо-
гут быть из одного мет
талла (сплав алюминия), то для предупреждения заедания резьбового
соединения их применяется специальная смазка нарезки.
Кроме рассмотренных соединений существует много других, ме-
нее распространенных, как-то: Виккерса, Бешар, Мюллера и др.
Но они не представляют особого интереса и потому рассмотрены
не будут.
Дюритовые соединения
Довольно широкое распространение имеют гибкие дюритовые
соединения, которые находят себе применение и на новейших типах
самолетов. Для изготовления дюрита идут специальные бензо- и масло-
стойкие сорта резины, а также резина специально для высококипя-
щих жидкостей.
Соединение двух трубопроводов дюритом показано на фиг. 23.
Концы трубопроводов имеют развальцованные буртики и устанавли-
ваются на расстоянии /, равном (0 3 — 0,5) D, но не меньше 2 мм.
Снаружи на оба конца соединяемых трубок наложен кусок дюрито-
вого шланга согласно размеров, указанных на чертеже, и обжат
четырьмя хомутиками. Хомутики для дюритовых соединений могут
быть различны, но наибольшее распространение имеют универсаль-
ный и ленточный хомутики.
Положител» ной особенностью дюритового соединения является
гибкость, а, следовательно, и хорошая сопротивляемость вибрацион-
но
лым нагрузкам Так как в этом типе соединения нет электрического
контакта соединяемых трубопроводов, то необходимо, с целью обес-
печения такою контакта, накладывать медную полоску снаружи на
нюрит с загибом концов под шланг для соприкосновения с трубками
В эксплоатации дюри-
говые соединения нуж-
но содержать в чистоте,
у таляя масло, бензин
и грязь разрушающих
дюрит.
Фильтры бензосистем
Как было указано
раньше, горючее, при
прохождении трубо-
провода от баков к кар-
бюратору, подвергает-
ся фильтрации и от-
стою. При этом горючее проходит минимум два фильтра—фильтр
карбюратора и фильтр-отстойник, находящийся в системе.
Рассмотрим устройство бензиновых фильтров, находящихся в си-
стеме Назначение этих фильтров состоит в задерживании механиче-
ских примесей, находящихся в горючем, и сосредотачивании их
в своем отстойнике ,
н.
-10
Фиг. 24. Бензофильтр самолета ПС-84.
| 1 i г
для удаления из системы. Такие фильтры в боль-
шинстве своем выполня-
ются из густой медной,
латунной или никелевой
сетки.
Кроме сетчатых филь-
тров применяются филь-
тры пластинчатые, задер-
живающие не только ме-
ханические примеси, но
и воду. Устройство пла-
стинчатых фильтров, от-
деляющих воду от горю-
чего. основано на том,
что вода не может пройти
капилярные щели между
пластинками вследствие
большего поверхност-
ного натяжения воды
чем горючего (в 3 раза
больше).
самолета ПС-84. Горючее
пройдя сетку 3, выходит
На фиг. 24 показан сетчатый фильтр
юступает в фильтр через отверстие б и,
через отверстие /. Отделенные сеткой механические примеси оса-
ждаются вниз и могут быть слиты через сливную пробку 10. Для
очистки и ремонта сетки служит съемная крышка 8, имеющая легко
открывающийся замок в виде скобы 5 и затяжного болтика 4.
Американские нормы требуют, чтобы фильтры в магистрали
бензосистемы имели частоту сетки 40 ниток на сантиметр как по
утку, так и по основе при толщине проволоки 0,012 мм.
31
На фиг. 25 показан фильтр одного из самолетов, где па корпусе
фильтра 1 установлены два крана 2, через которые горючее подводится
Фиг. 25. Бензофильтр самолета.
к фильтру от баков.
Сверху на корпусе
фильтра приварен
флянец крепления
фильтра 4. Штуцер.?
служит для соеди-
нения двух филь-
тров бензосистемы
между собою. Прой-
дя через цилиндри-
ческую сетку 6. го-
рючее выйдет I з
фильтра через шт\-
цер 5 и поступит на
питание. Для очист-
ки сетки корпус
фильтра имеет съем-
ную крышку 9. Слив
отстоя из фильтра
производится через
кран 3. Сетка филь-
тра имеет 384 от-
верстия на 1 см-.
Уплотнение крышки
фильтра осущест-
влено резиновой про-
кладкой.
Бензиновые насосы
Ранее было уста-
новлено, что в на-
стоящее время ос-
новным видом пи-
тания авиационных
двигателей горючим
является принуди-
тельное питание при
помощи бензиновых
насосов специаль-
ного типа.
Таким образом,
назначением насоса
в бензосистеме яв-
ляется подача горю-
чего из баков к кар
бюратору под определенным давлением, обеспечивающим нормальное
витание мотора.
Конструктивно насосы выполняются различно: в виде плунжер-
ного насоса, мембранного, шестеренчатого и коловратного. На совре-
менных бензосистемах почти не встречаются насосы плунжернш о
и мембранного типа, так как они оказались недостаточно надежны
12
в эксплоатации и имели значительный вес- Шестеренчатые насосы,
имевшие большое распространение в последние 8—10 лет, в настоя-
щее время почти полностью вытеснены насосами коловратного типа.
Главной причиной отказа от шестеренчатых насосов являются их
плохие характеристики всасывания. Если шестеренчатый насос пред-
варительно не залить горючим, он не может всосать горючее, нахо-
дящееся ниже 0,9—1 м от его всасывающего отверстия. Современ-
ные же самолеты весьма часто требуют подачи топлива из баков,
расположенных ниже 1 м. Особенно это важно для гидросамолетов,
где мотор расположен на 2—2,5 м выше бензобаков.
Следовательно, современными бензиновыми насосами являются
коловратные.
Коловратные бензиновые насосы существуют двух типов—тина
Ромек и типа Эванс, отличающихся друг от друга конструкцией ра-
бочей части насоса. На фиг. 26 показаны принципиальные схемы этих
чвух типов коловратных насосов.
Ромек
Эванс
Фиг. 26 Схемы насосов Ромек н Эванс.
Первоначально выясним, как работает всякий коловратный на-
сос. Ротор насоса вращается в неподвижном корпусе насоса и ведет,
подвижную вдоль своего диаметра, пластинку АВ. Горючее поступает
в штуцер 2 и подходит к рабочей части насоса. При вращении пла-
стинки АВ, ее конец А, пройдя входное окно, создает за собою раз-
режение, под действием которого горючее будет заполнять полость,
образующуюся за движущимся концом Д. Как только конец лопасти А
пройдет выходное окно 3 горючее, под действием конца лопасти В,
будет вытолкнуто в выходной штуцер 3. В свою очередь конец л< -
пасти В также создает за собою разрежение и засосет горючее, кото-
рое, под действием конца А, будет вытолкнуто в штуцер нагнетания.
Ротор насоса вращается вокруг точки О, эксцентрично расположен-
ной относительно рабочего цилиндра насоса Е. При вращении ро-
тора сухарики лопасти АВ, имея некоторое перемещение относительно
лопасти, все время плотно соприкасаются со стенками цилиндра.
Конструктивным различием коловратных насосов Ромек и Эванс
являются различно выполненные лопасти и рабочие цилиндры. Ло-
3 Попов. Г. И.
33
пасть насоса Ромек неразъемна и снабжена сухариками на концах,
обеспечивающими плотное прилегание концов лопасти к цилиндру.
Лопасть же насоса Эванс разъемна с внутренней пружиной, раздви-
гающей обе части лопасти и прижимающей их к рабочей поверхности
цилиндра. В результате такого различия устройства лопастей, ци-
линдры насосов Ромек и Эванс также выполнены различно: цилиндр
Ромек изготовляется по кривой улитки Паскаля, свойство которой
состоит в том, что все хорды, проходящие через ее фок\с, который
лежит на оси роторц равны между собою, а рабочий цилиндр насоса
Эванс строго цилиндричный. Вследствие этих особенностей насосы
различаются по своим качественным показателям работы. Насос Ро-
мек работает с большей высотой подсоса, более устойчивым давле-
нием при разном числе оборотов и меньшим внутренним трением ра-
бочей части. Эти качества закрепили за насосом Ромек твердое
право на более широкое распространение.
Коловратные насосы моторов М-103, МГ-31 и др. выполнены
по принципу Ромек.
Кроме основной рабочей части насос имеет редукционный кла-
пан, поддерживающий определенное давление на выходе из насоса,
перепускной клапан, служащий для перепуска через насос горючего
при заполнении бензосистемы горючим с помощью ручной номчы,
когда механический насос не вращается, и двух штуцеров—подвода
и от вода горючего. Для того, чтобы горючее поступало в поплавко-
вую камеру карбюратора, необходим определенный перепад давлений
в подводящем бензопроводе и поплавковой камере карбюратора.
Этот перепад давлений колеблется от 0,1 до 0,32 избыточных атмо-
сфер и обуславливается, с одной стороны, необхо гимостыо иметь
в бензосистеме возможно большее давление, чтобы предупредить
разрыв струи при действии инерционных сил, а с другой—способ-
ностью поплавковых механизмов современных карбюраторов выдер-
живать давление не более 0,5—0,7 избыточных атмосфер в горизон-
тальном положении поплавковой камеры. При наклонах этот верхний
предел снижается и поэтому принят не более 0,35. Давление же на
выходе из бензинового насоса возрастает с оборотами и поэтому
необходим автоматически действующий клапан, ограничивающий это
давление согласно требований, изложенных выше. Этим клапаном
является редукционный клапан.
Однако, в связи с полетами на большой высоте и в связи с по-
явлением двигателей с наддувом, возникли дополнительные затруд-
нения в бензопигании. Дело в том, что на двигателях с нагнетате-
лем карбюратор может быть установлен или „до нагнетателя" или
„после нагнетателя". В случае установки карбюратора до нагнета-
теля двигатель может питаться как самотеком, так и принудительно,
так как при такой установке карбюратора давление в его поплавко-
B<ft камере равно атмосферному, т. е. такое же, как в бензобаках.
Следовательно, при подьеме на высоту, падение давления в бензо-
баках, отражающееся на давлении горючего перед карбюратором,
будет сопровождаться падением давления в поплавковой камере кар-
бюратора и перепад давления на входе горючего в карбюратор, при
подъеме на высоту, будет сохраняться.
Совсем иначе протекает процесс при питании карбюратора,
помещенного за нагнетателем. В этом случае в поплавковой камере
карбюратора будет давление наддува — Рк, которое неизменно до
34
расчетной высоты. Бензобаки же попрежнему сообщены с атмосфе-
рой, вследствие чего, при подъеме на высоту, давление на выходе из
помпы будет падать. Таким образом, при подъеме на высоту, пере-
пад давлений будет снижаться и, наконец, наступит такой момент,
когда поступление горючего, из-за отсутствия перепада давлений,
прекратится. На фиг 27 показана диаграмма, отражающая эти про-
цессы. Кривая I изображает изменение давления топлива перед кар-
бюратором с подъемом на высоту, кривая 2 — изменение давления
в поплавковой камере карбюратора при расположении его за нагне-
тателем. Падение атмосферного давления с высотой изображено кри-
вой 3. Точка пересечения кривой I и кривой 2 —А указывает на
по.т'ое отсутствие перепада давления перед поплавковой камерой
карбюратора. В данном случае это-
му моментх соответствует высота
1850 м.
Кроме того возможен случай,
когда заслонка, регулирующая по-
ступление воздуха в нагнетатель,
будет сильно прикрыта, в резуль-
тате чего в поплавковой камере
карбюратора, расположенного после
нагнетателя, давление упадет ниже
атмосферного. Давление же горю-
чего на входе в поплавковую ка-
меру будет попрежнему выше атмо-
сферного. Это приведет к резкому
возрастанию перепада давления,
могущего дойти до 0,7—0,8 избы-
точных атмосфер, в результате чего
поплавковая камера переполнится
Фиг. 27. Зависимость давлений от высоты.
юрючим и может возникнуть по-
жар. Поэтому, для обеспечения по-
дачи топлива к карбюратору, уста-
новленному за нагнетателем, необходимо, чтобы давление под редук-
ционным клапаном бензинового насоса изменялось так же, как будет
изменяться давление в поплавковой камере карбюратора.
Конструктивно эта задача решается при помощи эластичной мем-
браны, вставленной под редукционный клапан бензонасоса, с подво-
дом в нее давления из всасывающей трубы.
Схема такой бензосистемы показана на фиг. 28. В мембрану под
клапаном подведен воздух из полости после нагнетателя, следова-
тельно давление горючего, регулируемое клапаном, будет изменяться
соответственно изменению давления наддува.
Рассмотрим конструкцию и особенности конкретных насосов.
Бензиновый насос БНК-56
Насос БНК-56 представляет собой насос коловратного типа
с нераздвижной лопастью (принцип Ромек). Гарантируемая произво-
дительность насоса—600 литров в час при 2100 об/мин. В зависи-
мости от назначения, насос может быть выполнен правого или левого
вращения. Для переделки насоса с одного на другое вращение необ-
ходимо перевпрессовывать рабочий цилиндр, что может быть сделано
а Зо
только на заводе. Вес насоса со штуцерами под трубки 13X15 им -
1480 г. Насос имеет редукционный и перепускной клапаны, соединен-
ные в один узел. Редукционный клапан насоса снабжен мембраной
автоматической высотной регулировки. Наличие мембраны позволяет
применять насос БНК-56 для питания карбюраторов, расположенных
за нагнетателем.
Конструктивно насос выполнен следующим образом (фиг. 29а).
В алюминиевый корпус посажены с натягом, предварительно собран
ные в один узел, детали (фиг. 296): стальной азотированный цилиндр,
стальной азотированный ротор, бронзовая лопасть -с двумя стальными
закаленными сухарями и два подшипника из свинцовистой бронзы.
Этот узел зажимается в корпусе гайкой сальника через свинцовое
уплотнительное кольцо. Внутри гайки сальника смонтирована муфта
Ольдгейма, выполняющая роль сальника и компенсирующая неточ-
ности при монтаже привода от мотора (перекос, смещение оси при-
вода мотора относительно оси насоса).
Фиг. 28. Схема бензоспстемы для питания карбюратора, располо-
женного за нагнетателем. / — карбюратор. 2 — бензонасос, 3 — под-
вод воздуха под мембрану, 4 — клапан с мембраной, 5—нагнета-
тель, 6 — бак.
Муфта Ольдгейма, передающая вращение от привода к ротору,
представляет собой стальной плоский диск с двумя взаимно перпен-
дикулярными кулачками, служащими для соединения, с одной сто-
роны, с ротором, а с другой — с приводом.
Та сторона диска муфты, которой он ложится на верхний
бронзовый подшипник, шлифована и притерта. Хвостовик ротора
отъемный и также имеет притертую поверхность, прилегающую к
кольцевой плоскости бронзового подшипника хвостовика. Пружина,
помещенная между муфтой и хвостовиком, прижимает эти детали
с силой в 4,5—5 кг к опорным плоскостям подшипника ротора
и подшипника хвостовика.
Гайка сальника, в которой помещена муфта Ольдгейма, на бо-
ковой поверхности имеет четыре отверстия, сообщающие ее вну -
треннюю полость со сливным штуцером.
С6
г
Фиг. 29-а. Насос БНК-56. /—давление воздуха от нагнетателя, 2—сливной нтцер,
3— впускной клапан.
Фиг. 29-6. Рабочая часть насоса БНК-56. / — ганка сальника, 2—муфта Ольдгейма н
детали привода. 3— свинцовое уплотнительное кольцо, 4—детали лопасти, 5—цилиндр
ротора, 6—задний подшипник, 7—ротор, S—передннй подшипник.
Фиг. 29-в. Узел клапанов, /—перепускной клапан. 2—редукционный клапан, 3—ме.м-
бра.ча, 4—регулировочная гайка. 5—замок гайки.
В этом же алюминиевом корпусе помпы, но в другом колодце,
помещен механизм, регулирующий давление (фиг. 29в). Редукционный
клапан опирается на седло, запрессованное в корпус. На стержне
редукционного клапана свободно сидит перепускной клапан, при-
жатый к редукционному клапану пружиной.
Полутомпаковая мембрана припаяна одним концом к латунному
донышку, а вторым к латунному корпусу, который своим фляйцем
зажат между корпусом помпы и крышкой. Между корпусом помпы
и корпусом мембраны, а также между корпусом мембраны и крыш-
кой, находятся бумажные прокладки. Внутри мембраны помещена
пружина, натяжение которой регули-
руется регуЛИрОВОЧНОЙ ГаЙКОЙ И фИКСИ- возика
руется замком гайки, входящим в про-
резь гайки. Замок удерживается в своем
положении пробкой, под которую ставит-
ся фибровая прокладка. Через отверстие
в крышке внутренняя полость мембраны
Фиг. 30. Схема работы редукционного клапана БИК-56.
сообщается или с полостью наддува или с атмосферой в зависимости
от расположения карбюратора на моторе (до или после нагнетателя).
Рассмотрим схему работы помпы. Рабочая часть помпы заса-
сывает горючее из баков через всасывающий штуцер (фиг. 30) и по-
дает его в нагнетательную магистраль бензосистемы. Как только
подача горючего превысит потребление горючего мотором, давление
в нагнетательной магистрали подымется и передастся на редукцион-
ный клапан. При превышении давления сверх установленного редук-
ционный клапан откроется и перепустит излишек горючего во
всасывающую часть помпы. Таким образом редукционный клапан
поддерживает давление не выше установленного. Для получения
более полного представления о работе редукционного клапана рас-
смотрим силы, действующие на него. На редукционный клапан дей-
ствуют следующие силы:
п) давление горючего в нагнетательной части помпы—Ргор',
б) силы упругости пружины, находящейся в мембране—Р„р,
в) давление на всасывании двигателя—Рк, так как мембрана
сообщена с полостью после нагнетателя;
г) давление в баке — Рат (атмосферное давление);
д) вес столба горючего, определяемый уровнем горючего в
баках относительно уровня редукционного клапана — Рн.
Но давление Р„т и Рн действует не только на редукционный
клапан, а и на донышко мембраны, которое по площади равно пло-
щади редукционного клапана. Следовательно, с какой силой Рат и Рн
будут действовать па редукционный клапан, увеличивая давление,
с такой же силой они будут действовать и на мембрану, уменьшая
ее давление на клапан. В результате такого компенсирования дав-
ление в баке Рат и давление столба горючего Рн на работе редук-
ционного клапана совершенно не скажутся.
Отсюда следует, что для случая равновесия редукционного
клапана можем записать такое выражение:
Ргор=(РПр + Р^ Рат~Рн) + Рат + Р.'н,
г те выражение в скобках составляет давление на редукционный
клапан со стороны мембраны с пружиной. Или окончательно:
Р =Р + Р
Из этого выражения мы видим, чго при изменении Рк будет
меняться давление горючего перед карбюратором, что и необхо-
тимо иметь при питании карбюратора, стоящего за нагнетателем.
Изменение атмосферного давления и уровня горючего в баке на
работу насоса не влияет. ___
На фиг. 31 показано положение, когда насос не вращается,
а через насос прокачивается горючее ручной помпой. Такое поло-
жение будет при заливке системы перед запуском двигателя, а так-
же при аварийном питании ручной помпой. При этом горючее,
открывая перепускной клапан, сжимает пружину его и проходит
в нагнетательную часть бепзосистемы.
На фиг. 32 приведена обычная характеристика насоса, показы-
вающая зависимость его производительности, давления горючего на
выходе п разрежения на всасывании при работе в сухую от числа
оборот, в ротора насоса. Здесь же приведена кривая, показывающая
изменение потребности горючего для мотора М-103 в зависимости
от чис'а оборотов. При 2400 об/мин. коленчатого вала мотора ротор
насоса имеет 2300 оборотов.
На фиг. 33 приведены высотные характеристики насоса БНК-56.
Показана зависимость давления па выходе и производительность
насоса от высоты полета при 2200 об/мин. ротора насоса. Пунктиром
показано предполагаемое продолжение кривых. Падение давления
и производительности насоса на определенной высоте объясняется
кавитационными свойствами рабочей части насоса.
В условиях эксплоатации разрешается разбирать, в случае не-
обходимости, только редукционный клапан, муфт\ Ольдгейма и
отъемный флянец. Рабочая часть насоса разбирается только в за-
водских условиях.
39
Для разборки редукционного клапана БНК-56 необходимо:
1. Отвернуть четыре гайки, крепящие крышку к корпусу.
2. Снять крышку, стремясь не порвать находящуюся под пей
бумажную прокладку, затем вын\ ть мембрану и клапан. Мембрану
одновременно с крышкой вынимать не разрешается, так как при этом
пружина, находящаяся внутри мембраны, чрезмерно растянет ее, вы-
зывая перенапряжения в материале мембраны и, следовательно, при-
ведет к нарушению регулировки клапана и уменьшению срока
службы мембраны. ,
3. Промыть бензином клапан и его детали, осмотреть и, в случае
износа клапана до диаметра 35 мм, заменить. Если же при осмотре
будет установлено, что плоскость клапана, которой он прилегает к
।незду, имеет износ, то клапан надо разобрать и притереть по плите,
проверяя на краску плотность прилегания клапана к гнезде.
Фиг. 31. Схема работы перепускного клапана БНК-56.
Мембрана должна быть заменена, если в ней обнаружится один
из следующих дефектов: коррозия, трещины, перекос оси свыше
1 мм, износ витков по наружному диаметру или вмятины на витках.
При сборке клапана необходимо следить, чтобы была обеспе-
чена полная герметичность стыка флянца корпуса мембраны с кор-
пусом насоса, в противном случае будет иметь место подсос воздуха
в насос, что нарушит регулировку его.
Перед сборкой клапана необходимо также проверить наличие
зазора между донышком мембраны и стержнем клапана. Зазор дол-
жен быть 0,3—0,6 мм. Для проверки зазора нежно поставить в
насос клапан, прокладку и затем мембрану. С помощью глубомера
замерять расстояние от бобышки дна мембраны до плоскости флянца
корпуса, не нажимая на дно мембраны. Затем повторить замер нажав
40
ла дно мембраны до упора ею в стержень клапана. Разница заме-
ров покажет какой зазор имеется междх донышком мембраны и
стержнем клапана.
Для регулировки давления бензина надо, сняв пробку и вы-
тянув замок, с его помощью вращать регулировочную гайке. Заво-
рачивая гайку, мы сильнее сжимаем пружину и этим увеличиваем
давление горючего. Вращение гайки в обратную сторону дает умень-
шение давления горючего в бензосистеме перед карбюратором.
Эксплоатационные особенности муфты Ольдгейма следующие:
1. При сборке муфты
диск ее с кулачками обя-
зательно ставить на то-
рец подшипника притер-
той поверхностью.
2. Все рабочие по-
верхности муфты недолж-
ны иметь забоин, рисок,
царапин, особенно в ра-
диальном направлении.
К рабочим поверхностям
муфты относятся: торец
подшипника, торец шай-
бы хвостовика, прилегаю-
щий к бронзовому кольщ
гайки сальника, и торец
муфты, прилегающий к
торцу подшипника.
3. В собранном насосе
отъемный хвостоцнк дол-
жен иметь осевой люфт
в пределах 0,6—1,5 мм.
4. Муфта требует пе-
риодической смазки. Пе-
ред запуском мотора
шприцем, через сливное
заглушенное отверстие
(сняв заглушку) или, если
это удобно, через слив-
ной штуцер залить по-
лость у муфты маслом
ААС или МД. Перед дли-
тельным полетом зали-
вать касторовое масло.
При хранении насоса или
продолжительной стоянке
маслом.
При эксплоатации бензопомпы БНК-56 наиболее
даются следующие причины отказа: заедание редукционного клапана;
подсос воздуха вследствие недостаточной герметичности сальника
или прокладки под флянцем корпуса мембраны: неплотность редук-
ционного или заливного клапанов; потеря эластичности пружиной
редукционного клапана; течь бензина вследствие износа рабочих
поверхностей муфты Ольдгейма или трещины мембраны. Кроме
полость у муфты заливается
оескислотным
часто наблю-
41
того эксплоатации насоса при низких температурах показала, что,
в результате обмерзания мембраны при запуске двигателя, надое-
дает повышенное давление горючего, которое постепенно снижается
до нормального, по мере прогрева насоса от мотора. Обмерзание
мембраны происходит при охлаждении теплого воздуха, находя-
щегося в ней после остановки мотора. При этом небольшое коли-
Фнг. 34. Насос ВНК-2.
чество паров воды, со-
держащееся в воздухе,
конденсируется на мем-
бране и замерзает.
Бензиновый насос
БНК-2
Насос БНК-2—на-
сос коловратного типа
с иераздвижной ло-
пастью. Насос снабжен
двумя отдельно устано-
вленными клапанами,
из которых каждый,
в зависимости от на-
правления вращения ротора насоса, может работать как перепускной
или как редукционный.
Корпус насоса (фиг. 34) отлит из алюминиевого сплава. Во
внутреннюю цилиндрическую полость насоса помещен ротор, опира-
ющийся на два подшипника 5 из свинцовистой бронзы, впрес-
сованные в корпус насоса. С другой стороны подшипника 5 распо-
42
пожен сальник 8. Между впрессованными подшипниками 5 зажат
дабочий цилиндр 12 с отверстиями для входа и выхода горючею.
Внутреннее отверстие рабочего цилиндра 12, также как и у насоса
БНК-56, выполнено не цилиндрическим, а по кривой Паскаля.
Ротор имеет лопасть из бронзы с двумя контактными сухари-
ками. Привод ротора осуществляется ведущим валиком 1, изготов-
ленным заодно с ротором, по в последних конструкциях неотъемный
ведущий валик заменен отъемным и введена муфта Ольдгейма.
Клапаны насоса (фиг. 35) одинаковы и могут выполнять, в за-
висимости от направления вращения ротора, роль как редукцион-
клапан о опирается
Фиг. 35. Редукционный клапан БНК-2.
ного, так и перепускного. Стальной
седло 28. Стержень клапана дви-
гается в направляющей 16. На конце
стержня сделана выточка, служа-
щая для прохода замка 25, предо-
храняющего клапан от выпадания
из направляющей при монтаже.
Клапан прижимается к своему
седлу стальной пружиной 7, дру-
гой конец которой упирается в та-
релочку 21. Упорные стальные
стержни 20 передают движение та-
релочке 2/ от передвижной гайки 19,
в которой они закреплены. Гайка 79
с левой нарезкой навернута на ре-
гулировочный винт 17, который
одним своим концом упирается
во втулку 16, а другим в головку
винта 18. Винт 18 подобран такой
длины,чтобы при полном заверты-
вании его регулировочный винт не
мог зажаться, а имел свободное
вращение. Регулировочный винт 17
имеет замок 22, шарнирно закре-
пленный в гайке 23. При вращении
винта/7по часовой стрелке, гайка 19,
благодаря левой резьбе, будет дви-
гаться к грибку клапана и через
стержни передаст движение таре-
лочке 21, которая сожмет пружину 7.
Между гайкой 23 и направ-
ляющей втулкой проложена про-
кладка 25 для предотвращения течи горючего. На гайку 23 наверты-
вается колпачок 24 с прокладкой 27. Колпачок контрится.
При установке насоса на мотор МГ -31 давление на выходе,
при малых оборотах (450—600 об мин.), должно быть не меньше
0,15—0,18 кг[см2. На максимальных оборотах мотора давление не
должно превышать 0,3 кг') см2.
Если необходимо повысить давление горючего при выходе его
из насоса, нужно с клапана, находящегося на стороне всасывающего
штуцера, отвернуть колпачок 24, откинуть замок 22 из паза регули-
ровочного винта 17 и повернуть винт но часовой стрелке до уста
новлення нормального давления. Для уменьшения давления рег\-
•13
лировочный винт 17 поворачивается против часовой стрелки. После
окончания регулировки давления запирают регулировочный винт
замком 22 и, завернув колпачок, законтривают его проволокой.
В эксплоатации насос БНК-2 не требует особого ухода. Наи-
более важно следить за сохранностью фильтров бензосистемы, ко-
торые, фильтруя горючее, защищают насос, так как попадание
твердых частичек во внутреннюю полость насоса может вызвать
заедание ротора и, как следствие, поломку привода ротора. Харак-
терными эксплоатационными дефектами насоса БНК-2 являются:
заедание одного из клапанов; снижение подачи насоса вследствие
подсоса воздуха где-либо во всасывающей магистрали; износ насоса,
который также приводит к снижению его производительности.
Бензиновый насос 18-ПБ-1
Шестеренчатый насос 18-ПБ-1 сохранился на моторах М-17 и
М-22 еще эксплоатирующихся па транспортных линиях Союза.
Рабочая часть насоса (фиг. 36) состоит из двух шестеренок,
приводимых во вращение через удлиненную ось одной из шесте-
ренок. Шестеренки при вращении захватывают зубьями горючее,
Фиг. 3(>. Насос 18-ПБ-1.
заполняющее пространства между
ними, и несут его в нагнетатель-
ную часть помпы, откуда горючее,
будучи выжато при входе зубьев
в зацепление, поступает под давле-
нием к карбюратору.
Насос снабжен двумя клапа-
нами шарикового типа 3, регули-
ровка которых осуществляется за-
тяжкой пр\ жины при помощи вин-
тов. Насос может работать при ле-
вом и при правом вращении. Редук-
ционные клапаны при этом ме-
няют свое назначение: один служит
как редакционный, а другой как
перепускной и наоборот. Ось при-
вода уплотнена пробковым саль-
ником, который затягивается брон-
зовой гайкой. За сальником имеется
полость, в которой скапливается
просачивающееся горючее из рабо-
чей части помпы и масло из мотора
через привод. Эта полость имеет
отводную трубку, во которой ско-
пившееся горючее и масло отводится наружу. Небольшая течь масла
из отводной трубки наблюдается постоянно и считается нормальной.
Значительная течь масла требует снятия помпы, а иногда замены
гайки, зажимающей сальник насоса. Течь бензина из сливной трубки
указывает на пропуск пробкового сальника. Устраняется течь горю-
чего подтягиванием сальника или заменой его новым. Сальник при
усп-ановке на место пропитывается смесью животного сала с 20" 0
графита в порошке.
Характерными эксплоатационными дефектами насоса являются:
увеличение зазора между шестернями и корпусом помпы, приводящее
к уменьшению подачи насоса; подсос воздуха через сальник; ослаб-
ление, заедание или поломка пружины редукционного клапана и др.
Насос 18-ПБ-1 должен быть хорошо защищен от попаданш
вместе с горючим твердых частичек, которые значительно ускоряют
износ насоса. При зазоре между шестернями и корпусом в 0,1 .мл/
насос значительно снижает свою производительность и до. жен быть
заменен.
Ручные помпы
в бензо-
Подавляющее большинство ручных помп, служащих
системе для заливки системы горючим перед запуском двигателя и
для аварийного питания при отказе механическою насоса, изготов-
ляется по типу помпы системы
На фиг. 37 показана руч-
ная помпа самолета ПС-43,
смонтированная заодно с филь-
тром бензосистемы и редук-
ционным клапаном-. По техни-
ческим условиям альвеер. при
120 качаниях ручки в минуту,
должен иметь производитель-
ность 14 литров.
Ал ьвеера.
Рис.П
Рис.1

Фиг. 37. Устройство ручной помпы.
Горючее подводится к помпе через штуцер подводящей маги-
страли, расположенный на корпусе фильтра. Таких штуцеров два,
один из которых заглушен, так как предусмотрен для удобства под-
вода горючего.
Горючее, пройдя фильтр, поступает в полость сообщенную-
с трубопроводом, во которому горючее засасывается механическим
насосом. В том же случае, когда горючее должно подаваться ручной
помпой, оно поступает в рабочую часть ручной помпы и через шту-
цер отводящей магистрали также подается к карбюратору. Для того,
13-
чтобы при работе ручной помпой не превысить установленное давле-
ние, помпа снабжена редукционным клапаном, имеющим регулировку.
При работе ре аукционного клапана излишек горючего перепускается
обратно во всасывающую часть ручной помпы. Рабочая часть ручной
помпы состоит из крыльчатки и двух пар клапанов попарно собран-
ных в два корпуса и смонтированных в корпусе помпы. Одна пара
является клапанами впуска, другая—клапанами выпуска. При уста-
новке крыльчатки и клапанов в корпусе помпы образуются четыре
полости — а, б, в, г (фиг. 37). Полости б и в являются полостями
всасыгания и сообщаются с полостью фильтра впускными клапанами.
Полости а и г являются полостями нагнетания и сообщаются со
штуцером отводящей магистрали клапанами нагнетания. Крыльчатка
н теле имеет два канала, из которых один сообщает полость б с по-
лостью г, а другой — полость в с полостью а. Между крыльчаткой
и корпусами клапанов для уплотнения установлены фибровые суха-
рики. При качании крыльчатки, как показано на' фиг. 3/-I, в полости б
образуется разрежение, под действием которого откроется впускной
клапан и засосется горючее, заполняя полость б. При обратном дви
жении (фиг. 37-11) крыльчатки в полости б создается давление, кла-
пан впуска закроется и горючее, че-
рез канал в крыльчатке, поступит под
давлением в полость г, откроет клапан
выпуска этой полости и будет вы-
толкнуто в штуцер отводящей маги-
ст ради. Совершенно аналогично рабо-
тают полости «нас их клапанами.
Фильтр помпы имеет удобную
съемную крышку и сливной крап
стандартного американского типа. Та-
ким образом устроены ручные помпы
самолетов ПС-84 и др., но они вы-
полняются без фильтров и редукцион-
ных клапанов.
Краны бензосистем
Для управления работой бензо-
системы, а также для удобства экспло-
атации ее в трубопровод системы
включаются краны. Краны бензоси-
стем должны отвечать следующим
требованиям: отсутствие течи как
внутренней, так и наружной, отсут-
Фнг. 38. Кран типа ЦАГИ.
ствие возможности самопроизвольного
открытия и закрытия, быстрота действия и возможно больший срок
эксплоатации без ремонта.
В настоящее время наибольшее распространение имеют кран
типа ЦАГИ и пробковый кран.
На фиг. 38 показан кран типа ЦАГИ. Он представляет собою
кран игольчатого типа, закрывающийся при повороте ручки на 90°,
что достигается многозаходностыо и большим шагом нарезки. Два
конуса иглы клапана служат для перекрытия сообщения между шту-
цером подвода и отвода, а верхний—для уплотнения иглы при откры-
45
и крана, чтобы горючее не проходило по штоку иглы наружу.
q эгой же целью установлен сальник из азбестового шнура. Внутри
lV4KH крана смонтирована пружина, служащая для предупреждения
самопроизвольного вращения иглы крана.
Пробковый кран (фиг. 39) состоит из корпуса 1 с конусным колод-
ием, имеющим на боковой поверхности отверстия для присоединения
штуцеров подвода и на дне колодца отверстие для отвода горючего, ко-
их сной пробки 2 крана, имеющей одно отверстие на боковой поверхности
л'сообщенное с ним отверстие в торце меньшего основания конуса,
пружины 3, крышки 4, пробковой пр жладки 5 и винтов о. Конусная
вращающаяся пробка крана изготовлена из ряда слоев высококаче-
ственной пробки. Конусность ей придана с той целью, чтобы при
износе трущихся поверхностей под действием пру жины 3 пробка
крана оседала и таким о.бразом образующийся зазор устранялся бы
автоматически. При вращении конусной пробки крана она будет все
время сообщена своим торцевым отверстием со штуцером отвода и
попеременно будет сообщаться своим боковым отверстием с одним
Фиг. 39. Пробковый кран.
из боковых отверстий штуцеров подвода горючего. Следовательно,
кран, показанный на фиг. 39, может иметь четыре положения: подача
в основную магистраль (штуцер отвода) из левого штуцера подвода,
из верхнего, из правого и закрыто — горючее в штуцер отвода не
поступает. Такие пробковые краны установлены на самолетах ПС-84
и ПС-43.
6. Расчет бензосистем самолетов
Введение в расчет
С точки зрения исследования работы бензосистемы самолета и
Расчета целесообразно разделить ее на две части: а) часть системы
До бензонасоса, работающую под разрежением, нарастающим по мере
пРиближения к насосу, и б) часть системы после бензонасоса, рабо-
тающую под давлением.
Первая часть состоит обычно из баков, перекрывного крана
°аков, фильтра, иногда коллектора и сравнительно длинных участков
47
трубок. Вторая часть является более короткой и состоит из пожар-
ного крана и коротких трубок. Кроме тою, вторая часть бензо-
системы, как наиболее близко прилегающая к мотору, работает при
более высоких температурах, получая дополнительный нагрев от
нагретых деталей мотора. Участок первой части, прилегающий непо-
средственно к насосу, ил еющему привод от мотора, также нагрет.
Разрежение в бензопроводе о насоса будет тем больше, чем
больше высота полета, длина трубок и число источников местных
потерь напора (краны, соединения, изгибы трубопроводов и др.).
Увеличение высоты расположения насоса относительно баков также
ведет к увеличению разрежения.
Давление в трубопроводе после помпы устанавливается в опре-
деленных пределах, допустимых с точки зрения нормальной работы
поп танкового механизма карбюратора.
Работа системы в условиях эксплоатации, а также расчетные
данные системы в значительной степени определяются параметрами
горючего, на котором » истема должна работать. Дело в том, что для
бензина является характерным высокое давление паров при сравни-
тельно низких температурах, наличие растворенных в бензине под
высоким давлением газов (пропан, бутан, изобутан), энергично выде-
ляющихся из бензина при понижении давления и наличие растворен-
ного в бензине воздуха, также выделяющегося при соответствующие
условиях. »
Исследование работы бензосистем самолетов показало, что во
всасывающем бензопроводе насоса со (даются условия, благоприят-
ствующие испарению горючего, выделению из него растворенных
газов и выделению воздуха. Естественно, что чем больше разрежение
и температура на всасывании насоса, тем интенсивней будет происхо-
дить образование паров горючего и выделение газов и воздуха.
Особенно существенно, с этой точки зрения, снижение давления
на всасывании бензонасоса при подъеме на высоту вследствие паде-
ния давления в бензобаках. Поэтому, существует определенная гра-
ница высоты, до которой бензосистема работает нормально и после
которой питание прекращается.
На фиг. 40 показано образование пузырьков паров 4-газов 4-воз-
духа во всасывающем бензопроводе насоса по мере подъема на высоте.
Условия, при которых произошло образование показанных пузырьков,
следующие: температура горючего 4-18э С, давление его паров при
этой температуре достигало 260 гр см\ высота всасывания 3 метра.
Снимки получены на специальной установке, имеющей стеклянный
участок трубопровода при входе горючего в насос.
Как видно из фиг. 40 сначала пузырьки небольшие и располо-
жены на больших друг от друга расстояниях, при подъеме на высоту
их величина возрастает и, наконец, на высоте 3500 метров они зани-
мают половину объема трубки. На высоте около 6000 метров всасы-
вающая струя прервалась и помпа опорожнилась.
Таким образом в бензопроводе протекает не жидкое
горючее, а смесь i о р ю ч е г о с парами, газами и воэду-
х о м. Эту смесь вполне характеризует отношение объема пара
к объему бензина, обозначаемое через /?:
объем пара _ D
— — — •*— Г\ •
объем бензина
48
• Экспериментально усыновлено, что питание с перебоями начи-
нается уже при /?— 4, что практически соответствует, при нормаль-
ном давлении у земли, температуре 10% выкипания горючего при
перегонке.
При расчете бензосистемы необходимо учитывать эти особен-
ности горючего, так как работа системы на смеси горючего и паров
требует повышенной производительности насоса, чтобы обеспечить
достаточное для питания мотора поступление жидкого бензина.
Сопротивление бензопроводов и местные потери при работе системы
на> этой смеси будут также отличаться от тех, которые пол\ чаются
при работе на чистом бензине.
Особенно следует остановиться на влиянии на режим протека-
ния горючего в бензосистеме действия инерционных сил, возникаю-
щих при изменении скорости движения самолета. Причем значение
влияния ускорений на бензо-
питание особенно возросло
с увеличением скорости по-
лета.
Бензосистема, совершая
движение в полете сов-
местно с самолетом, вслед-
ствие частых изменений ско-
рости движения подвер-
гается действию инерцион-
ных сил, оказывающих зна-
чительное влияние на ра-
боту системы. При этом воз-
никает вопрос, на каких ре-
жимах полета инерционные
силы наиболее опасны с точ-
ки зрения надежности пита-
ния, т. е. вопрос о вы-
боре расчетных слу-
чаев.
Общеизвестно, что мак-
симальное ‘.ткорение испы-
тывается самолетами во время крутого выхода самолета из состоя-
ния пикирования (случай Ак). Значительные ускорения возникают
также при посадке и некоторых других маневрах самолета.
Однако, расчетные случаи для расчета на прочность не moi ут
являться расчетными для бензопитания, так как бензосистема имеет
некоторый запас горючего в поплавковой камере карбюратора и по-
этому легко переносит большие по значению, но кратковременные
инерционные нагрузки и плохо переносит сравнительно небольшие,
но продолжительно действующие ускорения. Особенно опасны те
случаи, когда при продолжительном действии ускорения на бензо-
систему мотор работает на форсированных режимах. Важно отметить,
что особенно опасно также действие ускорения, направленного про-
тив потока горючего в бензопроводе, расположенном параллельно
продольной оси самолета. Действие ускорения по направлению дви-
жения горючего в трубопроводе менее опасно.
В первом случае может иметь место разрыв потока и прекра-
щение питания, а во втором — переполнение поплавковой камеры
Е~
г~

о
1000
Izooo
13000
111 on О
3 5000
^^5500»
Фиг. 40. Образование паровых пробок в бензо-
проводе.
4 Волков, Г. И.
49
карбюратора вследствие повышения давления на входе в нее. При
^том существенное значение имеют монтажные особенности каждой
конкретной системы питания; чем больше вертикальных участков
бензопровода, чем они длиннее, тем большее значение, в смысле на-
дежности питания, имеют вертикальные ускорения; чем больше число
и длиннее горизонтальные участки, тем большее значение имеют
горизонтальные ускорения.
Изложенные соображения о выборе расчетных случаев для бензо-
системы привели, в частности во Франции, к утверждению, что
вполне достаточно рассчитать бензопитание на двух режимах полета:
«) горка с горизонтального полета или взлет с земли и б) нормаль-
ный горизонтальный вираж без потери скорости.
Первый случай непродолжителен, но имеет первостепенное зна-
чение с точки зрения надежности, так как этот маневр обеспечи-
вается исключительно мощностыО мотора. Второй случай может быть
весьма продолжительным и поэтому является также чрезвычайно
важным.
Практически проектирование и расчет бензосистем ведется по
следующей схеме:
1. Имея, из проекта самолета, расположение моторов и бензо-
баков, определяется расположение основных агрегатов бензосистемы
на самолете — коллекторов, фильтров и др. При этом руководству-
ются соображениями, изложенными в разделе „Рабочая схема бензо-
системы".
2. На полученном чертеже системы наносятся размеры, необхо-
димые для расчета. К этим размерам относятся: горизонтальные
и вертикальные расстояния между различными элементами, длина
отдельных частей трубопровода и т. д.
3. Затем должны быть получены исходные данные для расчета:
мощность моторов на заданной высоте, максимальный расход горю-
чего моторами, удельный вес горючего и другие его данные (кинема-
тическая вязкость, температура 1О°/о выкипания и т. д.), полетный
вес самолета, площадь несущих поверхностей самолета, высоту, на
которой нормально будет эксплоатироваться самолет (наивыгддней-
шая высота полета) и коэфициент местных гидравлических потерь
элементов системы принятых для установки.
4. Имея исходные данные, производим просчет сечения трубо-
проводов различных участков бензосистемы.
5. Производится расчет линии всасывания системы.
6. Просчет на кавитацию в системе.
7. Производится расчет линии нагнетания системы.
8. Затем просчитывается нижняя точка системы, если она пре-
дусмотрена проектом.
Рассмотрим отдельные этапы расчета.
Определение диаметра трубопроводов
Для определения диаметра трубопроводов отдельных участков
бензосистемы необходимо знать максимальный расход горючего через
данный трубопровод, легко определяющийся из максимального рас-
хода горючего двигателем.
Уменьшение расхода горючего с подъемом на высоту целесооб-
разно не учитывать, так как увеличение высоты полета одновременно
30
уменьшает процент жидкого бензина в смеси бензина и паров, про-
текающих в бензопроводе, и фактически имеет место взаимная ком-
пенсация этих двух явлений.
Диаметр трубопровода определяется из условия, что, при задан-
ном максимальном расходе горючего, скорость протекания его по
трубопроводу не должна превышать 0,6 метра в секунду для трубо-
проводов до бензонасоса, а для нагнетающей части бензосистемы,
в зависимости от диаметра трубопровода, эта скорость не должна
превышать следующих пределов:
Трубы 8—10 мм — 70 см, сек.
„ 10-12 „ — 90 „
„ 12—14 „ — НО .
„ 14—16 „ — 130 „
Эти верхние границы скоростей определяются, с одной стороны,
желанием получить меньшие потери напора на преодоление гидравли-
ческих сопротивлений, а с другой — с целью избежания сильных
гидравлических ударов, возникающих при больших скоростях во
время закрытия и открытия кранов.
Получив, таким образом, диаметр трубопровода подбираем соот-
ветствующий стандартный размер из таблицы 1 (стр. 26).
Расчет лнннн всасывания бензоснстемы
Целью расчета всасывающей линии бензосистемы является опре-
деление давления в бензопроводе у входа в насос, которое необхо-
димо для определения высотности бензосистемы.
Фиг. 41. Схема расчетной точки II.
Давление в точке 11 бензосистемы (фиг. 41) запишется так
2 ___ \
(О
где Р2 — давление в точке 11 бензосистемы в г/см"*,
Рб — давление в бензобаке (атмосферное) в г/см-,
г2 — координата точки 11 в см,
4»
51
'! — удельный вес горючего в г/г.и3,
г/,— скорость горючего в точке II бензосистемы см[сек,
2
V р —сумма гидравлических потерь на участке бензосистемы от
л—Л
точки I до точки II в г/см2,
Р, — инерционные давления в бензопроводе г/см’.
Из величин, входящих в выражение (I), известны: давление
в баке Р6, координата z.,, удельный вес горючего f и скорость
в точке П-гс», полученная при расчете диаметра трубопровода.
Остается определить сумму гидравлических потерь и инерцион-
ные давления в бензопроводе (в точке II) в двух расчетных случаях
(горка и вираж).
Определение гидравлических потерь
При рассмотрении гидравлических потерь системы различают:
а) потери па преодоление сопротивления трения в трубопроводах,
б) потери на преодоление местных сопротивлений системы (кранов,
фильтров, различных изгибов трубопроводов и т. д.).
Рассмотрим потери на трение в трубопроводах системы. Вели-
чина гидравлического сопротивления трубопровода зависит от режима
движения жидкости в нем. Различают два режима движения жид-
кости: ламинарное и турбулентное. Чтобы определить какой режим
имеет место в каждом конкретном случае необходимо применить
критерий Рейнольдса, который выражается формулой
= (2)
где v—средняя скорость движения жидкости в трубопроводе,
d—диаметр трубопровода,
v—кинематическая вязкость жидкости (горючего).
Число Рейнольдса /?,—-величина безразмерная. Величина числа R
определяет режим движения жидкости в трубопроводе следующим
образом: если кинематическая вязкость жидкости v и диаметр трубо-
провода остаются неизменными, го при увеличении скорости движе-
ния жидкости по трубопроводу наступает момент когда движение
из ламинарного переходит в турбулентное. Скорость, соответствующую
этому изменению режима, Рейнольдс назвал критической скоростью,
а число Rp, соответствующее критической скорости, называется
критическим числом Рейнольдса. Для круглых гладких труб (бензопро-
водов) на основании опытов критическое число Рейнольдса практи-
чески надо принять равным 2320. Следовательно, если R, больше
2320, то имеет место ту рбулентный режим, если меньше—лами-
нарный.
Для наглядности определим число Рейнольдса для бензопровода
одного из самолетов между фильтром и насосом.'
Внутренний диаметр трубопровода равен 1,4 см. Скорость дви-
жения бензина но трубопроводу определим из расхода горючею
двигателем. Расход равен 0,270 кг л. c./час., номинальная мощность
мотора—860 л. с. Скорость бензина в трубопроводе удобно выражать
52
в „1/ сек., поэтому все величины выразим через эту же размер-
ность.
G
f . 7 .36О0
_ 860 -270-4
V6'H3 3,14 - 1,4« • 0,75 • 3600 - 100 “°’558 -и.сек-
Кинематическую вязкость горючего возьмем из таблицы 2.
Таблица 2
№№ л/п Наименование горючего ' Г V
1 Краснодарский бензин . . . „ 15 0,698 0,00608
о Бакинский бензин 2 сорта 15 0.659 0,00997
3 Бензол . 15 0.883 0,00793
1 Этиловый спирт 20 0,800 0.01546
Для бакинского бензина 2-го сорта v = 0,00997 сл3 сек.
vd _ 55,8 • 1,4 _
Ке' v ~ 0,00997 /835>5-
Такны образом в бензопроводе данного самолета имеет место
турбулентный режим движения горючего, что вообще характерно
для бензосистем самолетов.
Величину потерь напора на преодоление сопротивления трения
при движении горючего в трубе найдем по общеизвестной формуле-.
Рг = • • -4 4- 7 г см-, (3)
r d 2g ' ’
где Z—длина грубы в см,
Рг—потери в zjcM2,
d—диаметр бензопровода в см,
v—скорость _течения горючего в сэи(сек.,
\—удельный вес,
а—т. в. коэфициент Дарси—величина безразмерная.
Для определения коэфициента Дарси существует несколько
эмпирических формул, из которых широко применяется формула
Блазиуса, дающая хорошие результаты в пределах числа Рейнольдса
до 100000 (отклонение не более 7°/0). Формула Блазиуса дает связь
коэфициента Дарси с числом Re
(4)
Французская фирма AM рекоменд-, .-т для бензопроводов значе-
ние /. определять по формуле Ланга:
• '•=« + Wy/^-, (5)
где 1. = 0,02.
53
Для гибких трубопроводов, имеющих применение в бензосисте-
мах самолетов, потери, определенные по вышеизложенным формулам,
следует умножить на коэфициент, учитывающий увеличение сопро-
тивления гибких труб из-за конструктивных особенностей
Рг гибкой трубы**РГ металл, трубы -К, (6)
Значения коэфициента для гибких труб следующие:
а виафлекс—Kr~ 1,25
петрофлекс—/<r=l ,5
суперфлекс—/<,=2,0
Местные потери напора на преодоление сопротивления отдель-
ных элементов бензосистемы мог)т быть найдены по формуле Вай-
сбаха:
РгМ=^ (7)
где Рг— потери напора на преодоление местных сопротивлений,
v — скорость горючего после препятствия,
7 — удельный вес горючего,
^ — коэфициент, учитывающий особенности сопротивления.
Коэфициенты С для различных стандартных элементов бензоси-
стемы, определяющиеся главным образом экспериментально, могут
быть также найдены в некоторых случаях по формулам, приводимым
в курсах гидравлики и гидравлических справочниках 1).
Приведем значения коэфициентов С для арматуры AM.
Таблица 3
Значение коэфициента Z для типовой арматуры AM.
п/п Наименование арматуры AM Г
1 Кран переходной 1/4 оборотный (Д.0.). 2,86
2 Кран игольчатый (Р.А.) 2,6
3 Трехходовой распределительный кран 2,86
4 Тройники и крестовины 1,72
5 Соединения для сбрасываемых баков . 2,0
6 Поворотные соединения 4,86
7 Коллектор без клапана 2,0
8 Коллектор с обратным клапаном . . .. 4,0
9 Обратный клапан ... ..... 2,29
10 Фильтр с обратным клапаном 2,0
И Фильтр без обратного клапана . . . 3,72
12 Фильтр небольшого размера без кла- пана (полузакрытый)'. 2,58
’) Например: Академик Н. 11. Павлове к и й „Гидравлический справоч-
ник", 1937 г., стр. 293.
54
Кроме того известно, что коэфициент С для игольчатого крана
ЦАГИ равен 2,6, для входа бензина из бака в трубу при наличии
отстойника С=1. Имея изложенные материалы не трудно определить
сумму потерь на преодоление гидравлических сопротивлений участка
бензопровода между точками I и II.
Определение инерционных сил
Расчетными случаями являются, как это ранее было показано,
гва режима полета—горка с горизонтального полета и правильный
горизонтальный вираж без потери скорости. Положение самолета
в воздухе на этих расчетных случаях определяется в случае горки
(фиг. 42) углом р и в случае виража (фиг. 43) углом т. При этом
на самолет будут действовать ускорения, которые в случае горки
могут быть разложены по двум направлениям—по оси х—jx, т. е.
вдоль оси фюзеляжа самолета, и по оси z—jz (фиг. 44а), а в случае
виража—по оси z—jz (фиг. 446).
Возьмем какой - то участок бензопровода I—II (фиг. 45), распо-
ложенный вдоль оси фюзеляжа и определим инерционные нагрузки,
действующие на струю горючего в нем на режимах полета выбранных
расчетных случаев. В стационарных условиях разность статических
давлений между точками бензопровода I и II, возникающая за счет
веса столба жидкости, равна:
(Р2—Р^стац= Z2 'Р ‘g г/СМ2, (8)
где Pj и Р2— давление в точках I и II,
z., — координата точки II,
р — плотность горючего,
g— ускорение силы тяжести.
На расчетных режимах будут действовать ускорения jx и у,,
влияющие на давления в точках I и II. Если положение самолета
в полете задано углами р и т, то разность давлений между точками
I и II запишется так:
(^2 Ру)полетн-^-Р 1/х " + jz ' Z2~P
+ g(x2- sin P +_Уз sin " + z2 ‘ cos ₽ • Cos T)]- (9)
Введем обозначения:
nz = + cosp -cosт; «z=staT; nx — — 4-sinp. (10)
g g
Тогда можем переписать выражение для (Р2—Pj)noiemtl так:
(Л>—Р^поЛетн=(х2 пх + у„- ny + z2- (11)
- Так как в полете будут действовать силы статического давле-
ния и инерционные сильц то, вычтя из выражения (11) выражение (8),
получим величину дополнительных инерционных давлений
= Pi (12)
Pj—[х2 - пЛ. +у2 • пу + г.,(пг-—!)]-[. (13)
Таким образом величина Р2 может быть легко определена, если
для расчетного случая известны ускорения и величины углов р и ~.
55

когфициенты ил, nv и п могут быть определены также на осно-
вании ниже приведенных теоретических формул, полученных мз ряда
формул аэродинамики *).
При горке с горизонтального полета
Для мотора с нагнетателем
х пх I1—°>1» (И)
\ Лтах Р у Р V /
1 1де /V — мощность мотора на заданной высоте в л. с.,
Р—полетный вес самолета в кг,
S — площадь несущих поверхностей самолета в м-,
•л — относительная плотность воздуха на заданной высоте
Р возд. на высоте
и, =2 ——-------------— ,
р возд. на земле
Для мотора без нагнетателя
пх = 14,2 1/ Р — 0,1, (15)
Лтал PfP v '
где А’о—мощность мотора у земли.
Значения для пу и иг при этом следует брать равными*.
«,, = 0; пг=1. (16)
Для случая правильного горизонтального виража без потери
скорости выражения этих же коэфициентов будут:
для моторов с наддувом
3
Г /n\sS
«, = 27,1 | (17)
для моторов без наддува
з __________
/г,=27,1р| 1^р]г -р (18>
Так как при выводе выражений для пг учтен наклон на угол т,
то nv и пх следует брать равными н}лю. Пользуясь формулами (I).
(3), (5), (7), (13), (1«4), (16) и (17) определим давление в точке II
(фиг. 41)—Р2, действующее на горючее, которое протекает по бензо-
проводу.
Имея давление Р.„ можем проверить точку II бензосистемы с точки
зрения образования кавитационных режимов в ней, т. е. образования
паровых пробок и разрыва струи горючего.
Расчет на кавитацию --------
Кавитационными режимами называют такие режимы протека-
ния жидкостей по трубопроводу, при которых, вследствие падения
) Получение выражений для пх, пу и пг можно найти у В. Demtchenko
..L. alimentation en combust jble des nioteur d'aeronautique par le iysteme AM“ ч. U.
57
давления в трубе до давления насыщенного пара жидкости, завися-
щего от температуры, будут выделяться’растворенные в жидкости
газы и образовываться пары, что приводит к отрыву жидкости от
стенок трубопровода и разрыву струи. Обычно, в результате появ-
ления кавитационных режимов в бензосистеме уменьшается прокачка
помпы и при дальнейшем развитии этих режимов питание прекра-
щается. Таким образом, задача состоит в нахождении связи между
давлением в бензопроводе Р2, температурой и упругостью насыщенных
паров горючего, соответствующих появлению кавитационных режимов
Если температуру начала кипения горючего при нормальном ат-
мосферном давлении Ра=1033,6 г/см2 обозначим через tB, то темпера-
туру кипения горючего tH, при другом давлении Рн, можем найти по
формуле
— К-log . (19)
Рн
где К—коэфициент, равный для авиационных топлив, в среднем 78-
Подставляя значения и прологарифмировав, найдем
tji ~tB — 235,1 + 78 log Pff. (20)
На фиг. 46 приведены кривые давления паров бензина в функции
температуры для горючих с различной температурой начала кипения
при атмосферном давлении у земли. Построены они по формуле (20)-
Таким образом, чтобы гарантировать надежное питание горючим,
Р2 должно быть больше Рн. При этом для того, чтобы предусмотреть
возможность снижения Р., из-за подсоса где- шбо в бензопроводе,
а также учесть кавитационные особенности самого бензонасоса, обычно
берется так называемый кавитационный запас — А. Для коловратных
S8
цасосов системы AM кавитационный запас равен 33 г1с.»'\ что может
быть рекомендовано и для насосов БНК-56 и БНК-2.
Следовательно
Р2>Ря+Л ь (21}
или
(22)
Значение Рн можно взять из кривых (фиг. 46) зависимости дав-
ления насыщенных паров горючего от температуры. Температура го
рючего должна быть взята с учетом температуры воздуха у земли
и местного нагрева трубопровода от мотора. Если данных о местном
нагреве трубопровода нет, то достаточно принять за расчетную тем-
пературу наиболее высокую температуру воздуха у земли в районах
где будет эксплоатироваться самолет.
Укажем при этом, что общеизвестное падение температуры воз-
духа с подъемом на высоту, согласно стандартной атмосферы, реко-
мендуется не учитывать, так как неоднократные эксперименты пока-
зали, что горючее в баках бензосистемы почти не меняет своей, уста-
новившейся на земле, температуры с подъемом на высоту.
Если условие, выраженное неравенством (21), не будет удовле-
творяться, то могут быть приняты следующие меры, направленные
на удовлетворение его:
1. Улучшение гидравлических свойств всасывающей линии насоса
за счет увеличения диаметра труб, тщательного выполнения арматуры
(повороты, переходы сечений) и обеспечения полной герметичности
бензопровода (чтобы не было подсоса воздуха).
2. Установка дополнительных питательных бачков, расположенных
ближе к бензонасосу.
3. Размещение помпы в низкой точке бензосистемы с гибким
приводом от мотора.
4. Охлаждение бензина и тепловая изоляция бензопроводов, на-
ходящихся между пожарной перегородкой самолета и карбюратором
5. Эжекторная подкачка.
Принцип устройства эжектора состоит в том, что в основной
*’оток Q2 (фиг. 47), идущий по основной магистрали со скоростьюV.,
«водится эжектпргющий поток Qp имеющий скорость V\> К,. В ре
тультате обмена количеств движения между частицами горючего этих
двух потоков, основной поток пол\ чает прирост энергии, приводящий
к повышению давления в сеченин 3 3 магистрального потока по
Фиг. 48. Поплавковый механизм карбюратора.
сравнению с давлением
в сечении 2 — 2 до эжек-
тора. Подвод эжектирую-
щего потока может
быть осуществлен cni
циальной помпой.
Расчет линии иагиетаиия беизо-
системы.
Расчет линии нагне-
тания бензосистемы ве
дется с целью обеспечения
надежного питания кар-
бюратора. Обычно этот
расчет состоит из:
определения диаме-
тра трубопровода между
помпой и поплавковой ка-
мерой карбюратора для
скорости течения, огра-
ниченной данными, при-
веденными в разделе
„Определение диаметра
трубопровода";
по чечета гидравли-
этого ; частка бензосистемы
тер1>“);
подсчета инерционных
(юрка, вираж);
определения пределов
ческою сопротивления
(см. „Определение гидравлических по-
давлений на расчетных случаях полета
избыточного давления горючею перед
карбюратором.
В результате бу чет получено следующее условие:
Рп Re, (23)
где z • 7 — статическое давление столба горючего,
Рп— давление в поплавковой камере,
Рм - давление под реду кциинным клапаном,
гс и /?.— нижняя и верхняя границы избыточною давления перед
чарбюратором.
Значение для RL может быть найдено по формуле
Ц = W~, a+Ps Р.в (24)
Ф • L
। де а, н и с — размеры, показанные на схеме (фиг. 48),
U — объем поплавка, погруженный в горючее,
7—удельный вес горючего,
г1! — вес запорной иглы,
Р2 — вес поплавка,
Ф—сечение отверстия для прохода горючего в поплавковун
камеру карбюратора.
Значение для гг получится из этого же выражения при макси-
мальном наклоне поплавковой камеры карбюратора.
Практически установлено, что значения гс и Rc бывают
Я. ^0,3 кг см- и гг£5 0,06 0,08 кг см2.
Имея необходимые величины из выражения (22), не тру дно опре-
делить давление на редукционный клапан Р„ и по этому давлению
подобрать соответствующую пружину клапана.
Просчет иижней точки системы.
Для того, чтобы предохранить бензосиСтему от попадания воздух:
к насосу, в случае опорожнения одно! о из баков системы, желательно
предусматривать т. н. нижнюю точку системы, представляющую собою
коллектор, расположенный в самой нижней точке бензосистемы.
Расположение коллектора определяется условием, которое состоит
в том, что минимальное давление столба жидкости от любого бак.
*’а низкую точку превышало бы сумму максимальных гидравлических
потерь и инерционных давлений в трубопроводе до опорожнения
всех баков.
Пусть бак II на схеме (фиг. 49) опорожнился первым. Для пре л
Преждения подсоса воздуха из этого бака необходимо, чтобы мини-
61
мальное давление в юллекторе бака I было больше давления Р6., —
давления в баке II.
Минимальное давление в коллекторе со стороны бака I будет
Рк^Рб^^-^Р,-Ра.
1 низкая точка должна удовлетворять условию
Если P6i = Ро2, то
^•7>VPrl + Pa. (25)
В случае опорожнения первым бака I, задача решается аналогично.
Примерный расчет бензосистемы
Рассчитать бензосистем}' одномоторною самолета, схема которой
токазана на фиг. 49-а.
Исходные данные.
1. Мощность питаемого мотора на высоте 3700 м 77=860 л. с.
2. Площадь несущих поверхностей самолета S = 56,7 лт2.
3. Полный полетный вес самолета Р-~4200 кг.
Фиг. 49-а. Схема к примерному расчету бензосистемы
4. Наивыгоднейшая высота полета 77 = 3700 м.
5. Расход горючего мотором Се — 270 г/л. с. час.
6. Мотор высотный — с нагнетателем.
62
Определение диаметра бензопроводов.
Максимальный расход горючего
„ N'Ce __ 860-270 о_ ..
О =— — — —---------------=86 смясек.
3600 • ~„ор 3600 • 0,75 1
Принимая скорость горючего в бензопроводе до насоса г =
0.6 л/сек., находим диаметр бензопровода
. . 1 / 86-4 , __
42 = 1/ ~~ = 1/ ап о 7~i ~ П35 СМ.
» у v • к у 60-3,14
По таблице 1 подбираем стандартный размер бензопровода —
16X18 мм- Размер бензопроводов после насоса принимаем также
16Х 18 мм.
Таким образом скорость движения горючего в бензопроводе
16 X 18 будет
v = 0,43 ло'сек.
Расчет линии всасывания.
Произведем расчет линии всасывания от бака А до насоса по
-формуле (1).
Определим V1 Рг. Длина бензопровода от бака до насоса
lv + 12 = 1200 + 800 = 2000 мм.
4 42
- -0,75 = 87л.
2 981
Потери на трение, по формуле (3), равны:
е=к.Л+4 ,1£т=х.М0
d 2g d
Козфициент Дарси — К определим по формуле Блазиуса (4)
_ 0-316 .
А — 4 ,
VRe
Ре— 43'1,6 = 6900;
0,00997
Х=0^.=0,0346;
]?6900
. Рг — 87 -0,0346 =3,01 гем2.
Потери на преодоление местных сопротивлений равны:
На линии всасывания имеется один фильтр, один кран типа ЦАГИ,
один угольник типа AM. Коэфициенты местных потерь, согласно
' а блицы 3, равны:
Фильтр — С = 2,58
Кран —С = 2,6
Угольник — С = 2,86
63
Потери определятся по формуле Рг
Фильтр Р, = 1,83 г см2
Кран Р,= 1,84 „
Угольник Р,— 2,025 .
5,695 г см'1
V Рг — 5,695 + 3,01 = 8,705 г см3.
1 г
Определим по формуле (13) инерционные силы, действующие на
струю горючего ,в двух расчетных случаях—горка и вираж на наи-
выгоднейшей высоте.
Для рассчитываемого участка системы x2 = 750.w.w; _>’» = 1200 мм
z, = 300 мм. ——
Для расчетною случая — горка:
N [~S
Н' =14’2^У "Р
/?_у=0;
/г2= 1;
Р; =л-2 • пх • -; = 75 • (14,2^ | 1^0,695 — 0,1 0,75=10,12 г,см'-.
Рб — 630 г см-;
/ 43- \
Р, -630—I- 30 0,75 + —---------0,75 4- 8,705 4- 10,12 = 632 г. см3. 1
V 2-981 I 1
Для расчетною случая—вираж:
/ 43а \
Р, — 630— —30 0,75-]---------0,75 4- 8,705 + 22,32 ) = 620,77 г см2.
\ 2 981 /
Расчет системы на кавитацию.
Как видно из предыдущею, давление neper насосом наиболее1
низкое на расчетном случае виража Р:?в„;, = 620,77 гем3.
Р*тр ' Рн + А. •
А = 33 г см2.
6-1
Согласно графика (фиг. 46)
Рн = 275 г см'2 (при t = 25° С и при tB = 70" С).
Р->мр = 620,77 >308 г слР
Условие надежности на наивыгоднейшей высоте полета выпол-
няется. '
Установим, до какой высоты будет выполняться условие на-
дежности
С этой целью просчитаем систему на высоте 9000 м для рас-
четного случая виража
Pi = z.,(nz 1)7 = 30/27,1 1/0,380 (—У- 1Y 0,75;
\ V \4200/ 4200 J
Р; = 30 • (27,1 • 0,0595 1) 0,75 — 13,75 г см2.
(4Q2 \
-30-0,754-----—0,75 + 8,705 + 13,75) ;
2-981 /
Р2 — 303,3.
Таким образом на высоте 9000 м уже не выполняется условие
надежности, гак как Р2 </-*„-)-Д- После аналогичного подсчета для
высоты полета 8000 м оказалось, что Р2 = 348,6 г см-, т. е. примерно
до 8500 м условие надежности выполняется.
Расчет линии нагнетания.
Диаметр бензопрсгвода между насосом и карбюратором выбран
нами равным 16X18 мм. Принимаем следующие границы колебания
избыточного давления перед поплавковой камерой карбюратора:
. ге = 0,08 кг см2 = 80 г см'2;
____Rc = 0,32 кг см? = 320 г см'2.
Определим по формуле (23) величину РИ давление перед ре-
дукционным клапаном насоса. Давление в поплавковой камере карбю-
ратора Рп равно Рк, которое для питаемого мотора сохраняется по-
стоянным до высоты 3300 м и для мощности 860 л. с. равно 880 _и.м.
Р„ = 880 мм рт. ст. = 1210 г см?.
Определим У Рг и Р-,.
Гидравлические потери У Рг.
11а трение в бензопроводе по формуле (3)
Рг = к — — • 0,75 = 56;
1,6 2'-981
л = 0,0346;
Р, = 56 0,0346 = 1,94 г см2.
5 Волков, Г. И.
65
Местные потери.
На участке между насосом и карбюраторами находятся следую-
щие элементы, вызывающие местные потери.
1. Два поворотные соединения — С = 2,86
2. Один кран типа ЦАГИ — С = 2,6
3. Один тройник —С=1,72
Потери определятся по формуле
г»3
Р — С----т г см2.
2g
1. Поворотное соединение — Рг = 1,94 • 2 = 3,88
2. Кран ЦАГИ - . . . . Рг=1,83
3. Тройник — . . . . РЛ=1,21
6,92 гем2
V рг=б,92 (-1,94 = 8,86 г/см3.
Определим Р; по формуле (13). Для расчитываемого участка
системы х, = 820 мм: у/2 = 0; z2 = 450 мм.
Для расчетного случая —горка на высоте // = 3700 м.
"'=14'2-w/S^°’695 = 0’280 |
пг=1
Р, = 82 • 0,280 • 0,75 = 17,2 г) см2.
На расчетном случае—вираж
Pi = z2(n2- 1) т = 45 • (1,99— 1)0,75 = 33,4 г'см2.
Для горки имеем:
80<Р„ - 45 0,75 - 8,86 - 17,2 - 1210 <320.
1349,81 <Р„< 1589,81,
т. е. давление на редукционный клапан насоса должно быть равным
примерно 1470 г;см*.
Для виража
80<Р„ 45 - 0,75 - 8,86 — 33,4 — 1210 С320.
1366<РЛ >1606.
Давление па клапан равно примерно I486**? см2. Принимаем
давление на редукционный клапан насоса равным 1475 г см*.
66
7- Бензосистемы самолетов ГВФ и их эксплоатационные особен-
ности
Бензосистема самолета У-2
Система (фиг. 50) действует на принципе самотека. Бензиновый
бак расположен выше карбюратора на 450 мм. Система состоит из
очного бака, емкостью 135 литров, крана и фильтра-отстойника. Из бака
идет сливная трубка, которая также снабжена краном. Специального
пожарного крана система не имеет, его
крывной кран. Дренаж бензобака осуще-
ствлен в виде отверстия в пробке залив-
ной горловины. Для того, чтобы в бак
не попадала грязь и чтобы при фигурных
полетах бензин не выливался через дренаж-
ное отверстие, на пробке имеется змеевик
нз трубочки, который несколько препят-
ствует этому. Бак изготовлен из оцинкован-
ного листового железа, толщиною 0,6 мм.
Бак снабжен бензиномером, который
устанавливают, главным образом, на само-
летах, летающих по трассам (местные ли-
ний). Соединения бензопроводов ниппель-
ные; трубопровод, подводящий бензин
к карбюратору, имеет дюритовое соеди-
нение. Дюрит введен для предупреждения
трещин, которые могут появиться в этой
трубке от вибраций.
Фильтр-отстойник бензосистемы (фи-
гура 51) укреплен на противопожарной
функции выполняет пере-
Фиг. 51. Фильтр бензосистемы
самолета У-2.
перегородке со стороны мотора и имеет
лпе латунные сетки 6, прижатые пружиной 5. Для слива отстоя
фильтр снабжен краном 7. Очистка сеток производится после снятия
4’
67
крышки 3, установленной на фибровой прокладке 4. Бензин подво-
дится к фильтру через нижний штуцер и отводится через верхний
Заливная система включена в магистраль между краном и
фильтром-отстойником и состоит из заливного насоса (шприца) и
трубопроводов.
К дефектам бензосистемы самолета У-2 надо отнести, прежде
всего, отсутствие достаточного отстоя горючего в баке, а также от-
сутствие специального пожарного крана, так как перекрывной кран,
служащий одновременно пожарным, установлен слишком далеко от
карбюратора и количество бензина между краном и карбюратором
довольно большое. Нельзя признать удовлетворительным устройство
дренажа бака, так как змеевик все же не всегда гарантирует невы-
текание горючего на фигурах.
При эксплоатации системы надо особенно наблюдать за соеди-
нением трубопровода с баком и с карбюратором. Через каждые
10 часов полета очищаются сетки фильтра. Перед каждым летным
днем из фильтра и из бака сливается по 1 —1,5 литра бензина для
удаления отстоя.
Бензосистема самолета П-5 (ПР-5)
Питание двигателя горючим на самолете П-5 производится ком-
бинированным способом: принудительно из нижних баков 1 и 2 (фиг. 52),
при помощи шестеренчатого насоса 18-ПБ-1 5 и самотеком—из верх-
них баков 3 и 4. Самолет имеет 4 бака—два нижних 1 и 2, каждый
емкостью по 255 литров, установленных в передней части фюзеляжа,
и два верхних 3 и 4, каждый емкостью по 155 литров, расположен-
ных в центроплане. Горючее из нижних баков поступает по грубо-
проводу к трехходовому крану нижних баков 9, а отсюда к насосу 5,
который под давлением 0,15—0,25 атм., через фильтр-отстойник 6
и пожарный кран 7, подает его в поплавковые камеры карбюра-
торов.
При питании самотеком, из верхних баков, горючее идет по
трубопроводу и трехходовому крану верхних баков 8, затем по трубо-
проводу к фильтру-отстойнику 6 и через пожарный кран 7 к карбю-
раторам. Отводящие трубопроводы трехходовых кранов 8 и 9 соеди-
нены между собою, что дает возможность заливать перед запуском
из верхних баков трубопровод, подводящий горючее к насосу. Трех-
ходовые краны даю г возможность питать мотор из любого бака или
из любой группы баков. Причем, если открыть краны на питание из
всех 4-х баков, то избыток горючего, подаваемый насосом под давле-
нием, идет по трубопроводу к трехходовому крану верхних баков и
через кран в верхние баки, что дает возможность всегда иметь в верх-
них баках горючее для питания самотеком. Для того, чтобы верхние
баки не переполнялись, они снабжены трубками для отвода избытка
горючего в нижние баки. Дренажные трубки нижних баков сообщают
полость горловин баков с атмосферой, для чего вторые концы их
выведены под фюзеляж. Дренаж верхних баков осуществлен сообще-
нием верхних баков с полостями горловин нижних баков, сообщенных
с атмосферой. В верхних баках' дренажные трубки выведены в по-
лость специального грибка, выступающего над поверхностью бака.
Для контроля работы системы установлен манометр 10. Нижние баки
снабжены бензиномером гидростатического типа, служащим для за-
мера количества горючего в нижних баках. Заполнение баков горю-
чим производится через горловины, а слив горючего из системы про-
изводится через сливные краны нижних баков, установленные на
отстойниках, и через сливной кран, установленный на подводе к бензо-
насосу.
Соединения бензопроводов ниппельные. Система для заливки
двигателя перед запуском состоит из заливного бачка 14 емкостью
2,5 литра, снабженного внутри смонтированным шприцем, при помощи
которого бензин заливается во всасывающие коллекторы двигателя.
Размеры бензопроводов системы показаны на фиг. 52.
Система бензопитания самолета П-5 имеет два главных недо-
статка. Первый из них—это расположение бензо-фильтра после насоса,
что приводит к довольно быстрому износу шестеренчатого насоса.
Второй недостаток системы—неудовлетворительный дренаж, что часто
приводит к засорению дренажных трубок, к переливу горючего из
бака в бак, а иногда и к сливу горючего через дренажные трубки
в атмосферу. Поэтому, за дренажными трубками необходим постоян-
ный уход. Надо систематически их продувать, особенно зимой. В ре-
зультате засорения дренажных трубок может образоваться вакуум
в баках, который вызывает недостаточное питание, а иногда прекра-
щение питания. В эксплоатации требуется, чтобы при пробе мотора
на земле была опробована его работа при питании из верхних и ниж-
них баков.
Взлет для большей надежности питания производится при пита-
нии из нижних и верхних баков, так как, в случае отказа насоса, пи-
тание будет производиться самотеком.
После взлета, первые 45—50 минут питание производится из
верхних баков (при полной заправке всех баков), а затем переходят
69
„а питание из нижних баков. Надо стремиться, чтобы посадка с пол
ными верхними баками не производилась, так как это связано с до-
полнительными нагрузками на узлы центроплана самолета.
Бензосистема гидросамолета
Ввиду высокого расположения моторной установки на гидросамо-
летах, питание двигателей горючим может быть осуществлено только
принудительно.
Система бензопитания одного из гидросамолетов (фиг. 53) состоит
из 4-х баков, два из которых, емкостью 425 литров каждый, помещены
в крыльях, а два, каждый емкостью 335 литров, в центроплане.
Баки сообщены трубопроводами с коллектором 1, который смонтирован
Фиг. 53. Бензосистема гидросамолета.
на верхнем обводе 14-го шпангоута лодки. Коллектор снабжен пятью
кранами—4 для перекрытия трубопроводов из баков и одинЗ для слива
горючего. Бензин из баков, через коллектор 7 и фильтр 4, поступает по
трубопроводу, который, разветвляясь, одной своей ветвью идет
к бензонасосу типа Ромекб', а другой крупной помпе типа альвеер/2,
находящейся в пилотской кабине. Пройдя механический насос6, горю*
чее под давлением поступает через пожарный кранЗ к карбюратору 9.
Между пожарным краном и насосом помешен редукционный клапан/,
поддерживающий установленное давление в трубопроводе и отводя-
щий избыток горючего во всасывающую магистраль насоса. За по-
жарным краном в бензопровод включен амортизационный бачок 10 для
поглощения пульсации горючего в бензопроводе из-за неравномерной
работы насоса. К амортизационному бачку подведена трубочка бензо-
70
манометра 11, контролирующего давление горючего, поступающего в
карбюратор. По второй ветви горючее, под действием ручной помпы,
поступает в нагнетательный бензопровод после насоса, до редукцион-
ного клапана. Ручная помпа 12 служит для заливки системы горючим
перед запуском двигателя и может быть использована для кратко-
временного аварийного питания в случае отказа механического насоса.
От насоса идут две трубочки: одна '14 для стравливания воздуха из
бензосистемы с краником на конце, а другая 15 для отвода бензина,
протекающего через сальник насоса. На бензопроводах, идущих
вверх по стойкам моторамы, установлены обратные клапаны 5. Дре-
нажные трубки баков 76 соединены между собою попарно и выведены
в обтекатели передних ног мотоустановки.
Бензобаки снабжены аварийным сливом, устройство которого
выполнено следующим образом: в нижней стенке обичайки смонтиро-
ван круглый флянец, отверстие которого диаметром 70 мм закрыто
впаянной латунной диафрагмой. При установке диафрагмы во флянец,
между флянцем и диафрагмой пропаивается 2 3-х мм тросик, к ко-
торому крепится трос, идущий к пилоту.
Достаточно, в случае необходимости, потянуть за трос, как тро-
сик, впаянный между' диафрагмой и флянцем, разрывает место пайки
и вырывает диафрагму, открывая отверстие. Горючее выливается че-
рез короткий патрубок непосредственно в атмосферу.
Для заливки двигателя перед запуском имеется заливочная си-
стема, состоящая из бачка, дерекрывпого крана, шприца и трубопро-
вода. Соединение трубопроводов осуществлено арматурой AM.
Бензосистема самолета ПС-84
Двигатели самолета ПС-84 питаются горючим принудительно из
4-х баков, расположенных в центроплане самолета (фиг. 54). Баки
подвешиваются с помощью лент снизу центроплана в четырех поло-
стях его, две из которых находятся между первым и вторым лонже-
ронами центроплана, а две между вторым и третьим лонжеронами.
Два передних бака имеют емкость по 796 литров каждый, а два зад-
них по 760 литров. Из баков горючее поступает к четырехходовому
крану-коллектору 5 и дальше к бензофильтру 6, ручному альвееру /
и через трехходовой пожарный кран S к бензиновым насосам БНК-56
10, которые подают горючее к карбюраторам 77. Кроме этого основ-
ного пути прохождения горючего, система имеет т. н. поперечную
подачу горючего, которая состоит из двухходового крана 9 и трубо-
проводов 7о. Поперечная подача горючего предусмотрена па случай
отказа одного из механических насосов. В таком случае питание мо-
тора с отказавшим насосом будет производиться насосом другого
мотора через крагг и трубопроводы поперечной подачи. Давление
горючего перед карбюраторами контролируется двумя манометрами
/*, включенными в трубопроводы поперечной подачи. Параллельно
с манометрами установлены сигнальные лампочки 72, зажигающиеся
красным светом в случае падения давления перед карбюратором. Два
бака передний правый и задний левый — имеют краны аварийного
слива горючего в атмосферу, которые предназначены для облегчения
самолета при полете на одном моторе или перед сложной посадкой.
Сообщение баков с атмосферой произведено трубками, выведенными
под обшивку центроплана. Дренажные трубки двух размеров—19 лмг
Для баков, имеющих аварийный слив, и 9,5 .гм/ для других баков.
71
От трубки правого манометра идет отвод к шприцу 14 щя за
ливки двигателей перед запуском. Шприц имеет конструкцию, позво
ляющую одним шприцем заливать два мотора.
Рассмотрим конструкцию отдельных элементов системы,
баки самолета (фиг. 18), сваренные из алюминиевого сплава,
Бензо
имею!

Наружные
внутренние перегородки и профили жесткости-
головки
заклепок, при помощи которых перегородки крепятся к обичайке
обварены. Каждый бак имеет отстойник 1 (фиг. 55) со сливным кра
ником (фотоснимок фиг. 55
крышках баковых отсеков).
и корпуса кранов аварийного слива 2, а также
аварийного слива и трубопровод бензосистемы.
сделан снизу центроплана при снятых
На этом же снимке видно два патрубка

правление
кранам"
Управление краном
72
аварийного слива ясно видно из фиг. 56. Каждый бак снабжен по-
плавковым электрическим бензиномером.
Четырехходовой кран-коллектор (фиг. 57) установлен между
задними баками у второго лонжерона центроплана и представляет
собою пробковый кран по типу американских стандартных кранов
(фиг. 39). На снимке (фиг. 57) виден подвод горючего из баков
к »;рану по трубкам 1, корпус крана 2, отвод от крана к фильтру 3
и барабан для тросового управления краном 4 (снимок сделан снизу).
Фиг. 55. Бензобаки самолета ПС-8-), установленные в центроплане.
Фильтр бензосистемы самолета ПС-84 показан на фиг. 24. Руч-
ная помпа типа альвеер без фильтра и редукционного клапана. Трех-
ходовой (пожарный) кран также пробковый.
Монтаж фильтра, ручной помпы, трехходового крана и крана по-
перечной подачи показан на фиг. 58. Смонтированы эти агрегаты
в передней части центроплана и имеют хороший доступ через специ-
альные лючки. На этом снимке видны установленные фильтры со
сливным краником 1, ручная помпа 2, трехходовой кран 3 и кран
73
поперечной подачи 4 с отводами на манометры 5. Управление кра-
нами осуществляется тросами через барабаны на кранах.
Все соединения бензопроводов типа Паркера. На участках бензо-
провода, за противопожарной перегородкой, соединения произведены
бензостойким дюритом, дабы обеспечить возможность взаимного пе-
ремещения отдельных участков трубок, так как они крепятся к вза-
имно перемещающимся элементам — противопожарная перегородка,
моторама, мотор.
Давление, показываемое манометрами в полете, на 0,14 кг!см'!
меньше фактического давления у карбюратора вследствие того, что
манометры и карбюраторы установлены на разной высоте. Сигналь-
ные красные огни загораются при 0,21 кг/см'1 давления у карбюра-
тора, что соответствует показанию манометра 0,07 кг/см2.
Фиг. 56. Кран аварийного слива горючего самолета ПС-84.
Отсеки, где установлены бензобаки, вентилируются, для чего
предусмотрены в обшивке центроплана специальные отверстия. Все
баки электрически соединены с каркасом самолета. Аварийный слив
горючего необходимо производить при скорости полета не превы-
шающей 176 км час, при этом скорость вытекания горючего из обоих
баков будет 322 Л)Мин. Оба бака опорожняются за 5 минут. Слив
горючего производится через специальный кгтал, помещенный на
нижней обшивке центроплана по оси самолета. Слить можно все или
часть горючего из двух баков.
Питание моторов может производиться только из одного любого
бака. Если баки заправлены полностью, то расходовать горючее сле-
дует в таком порядке—задний правый, задний левый, передний пра-
вый и, наконец, передний левый. Такой порядок установлен, глав-
ным образом, с целью сбхраиения наивыгодной центровки самолета.
Для перехода питания на другой бак необходимо переключить четы-
74
рехходовой кран. При неполной зарядке баков горючим, для сохране-
ния центровки самолета в пределах допустимого, сперва заправлять
передние баки и, если рас-
считанное на полет количе-
ство бензина не помещается
в передних баках, заливать
горючее в задние в порядке,
обратном порядку расходо-
вания горючего. В эксплоа-
гации, при отказе бензона-
соса или его редукцио! ного
клапана, что обнаружится
падением давления у карбю-
ратора соответствующего
мотора, необходимо, при по-
мощи ручной помпы, соз-
дать давление и поддержи-
вать его до открытия крана
поперечной подачи. Этот
кран, при нормальной ра-
боте системы, закрыт и от-
крывается при отказе одной
из помп. При этом исправ-
ный насос второго мотора
обеспечивает питание мо-
тора, насос которого отка-
зал. Затем трехходовой кран
(пожарный) ставится в по-
ложение на питание того
мотора, у которого насос
исправен. Резкое падение
давления может быть также
при повреждении бензопро-
водки. В этом случае иногда
Фиг. 57. Четырехходовон крап-коллектор ПС-84.
может оказаться невозможным питание
поперечной подачей горючего (в зависимости от места повреждения
Фиг. 58. Агрегаты бензосистемы ПС-84, смонтированные в люке центроплана.
трубопровода). Тогда, для обеспечения питания одного мотора с исправ-
ной проводкой, надо закрыть крзн поперечной подачи, а трехходо-
вой кран поставить в положение питания
CQOl 4D9 'ifмац дпац
мотора с исправной про-
водкой. Самолет может
продолжать полет на од-
ном моторе.
Бензосистема самолета ПС-43
Бензосистема само-
лета ПС-43 работает на
принципе принудитель-
ной подачи горючего из
баков к карбюраторам мо-
тора. Горючее, в количе-
стве 1440 литров, разме-
щено в шести баках, на-
ходящихся в крыльях,
центроплане и в фюзе-
ляже самолета (фиг. 59).
Все баки системы разде-
лены на две группы
одну из которых состав-
ляют правый крыльевой
бак, емкостью 100 литров,
правый центропланный,
емкостью 430 литров и
средний фюзеляжный (на
схеме задний), емкостью
190 литров. Левую группу
составляют, такие же по
емкости, левый крылье-
вой, левый центроплан-
ный и передний фюзе-
ляжный. Обе группы ба-
ков объединяются крана-
ми-^краном правой груп-
пы и краном левой груп-
пы. Из обоих кранов идут
трубопроводы на пита^
ние, которые объединя-
ются до подхода к филь-
тру. Из кранов горючее
поступает к фильтру, на-
ходящемуся в одном кор-
пусе с ручной помпой и
редукционным клапаном
ручной помпы. Пройдя
Фильтр, горючее может
быть засосано механиче-
ским насосом БНК-56 или
ручной помпой подано на
питание. Шприц для за-
ливки мотора присоеди-
лен к корпусу ручной помпы, откуда он берет горючее для заливки.
Система имеет манометр для кон роля давления
его в карбюратор, а также контрольный прибор
лизирующей о падении давле-
ния в магистрали.
Б 1ки сварные, из алюми-
ниевого сплава, арматура ба-
ков приварная (фиг. 60 и 61).
Центропланный бак показан
на фиг. 9. Каждый бак снаб-
жен отстойником, заливной
I орловиной, сливным краном,
тренажной трубкой и приемни-
ком электробензиномера. В пе-
редней части крыльевых баков
и левого центропланного бака
вварена сквозная труба для
горючего при входе
с лампочкой, сигна-
тросовой проводки. Крылье- Фиг. 60. Крыльевой левый бензобак ПС-43,
вые баки обшиты войлоком
и полотном и плотно вставляются в крыло со стороны разъема. Бензо-
проводы от баков до мотора из дюралевых трубок 16Х 14 мм. На
противопожарной перегородке бензопроводы имеют разъем. Ввертная
арматура бензопроводки имеет коническую резьбу Бригса. Соединение
бензопроводов осуществлено соединениями типа Паркера и дюрито-
выми соединениями.
77
Устройство ручного альвеера показано на фиг. 62. Ручной
альвеер установлен внизу на полозе фюзеляжа с левой стороны
и управляется жесткой тягой, ручка которой смонтирована на ко-
лонке управления шасси и закрылков. Альвеер имеет производитель-
ность 14 литров в минуту при 120 качаниях ручки. Краны пробко-
вые (фиг. 39). Управление кран: ми, расположенными справа внизу
фюзеляжа, жесткое с карданными соединениями. Для подхода к кра-
Фиг. 62. Ручной насос ПС-43,
нам в обшивке центроплана и крыла предусмотрены лючки. У ручек
управления кранами имеются сектора, окрашенные в разные цвета
с надписями и номерами, указывающими на положение крана.
Схема допускает питание моторов из любого бака.
Бензосистема почтового самолета
Питание моторов горючим на почтовом самолете производится
принудительно бензиновыми насосами БНК-56. Бензосистема самолета
(фиг. 63) имеет четыре бака 3 и 2, два из которых имеют емкость
по 420 литров и два по 450 литров. Из баков горючее поступает
к двум фильтрам 4, на которых смонтированы перекрывные краны
бензобаков. Из фильтров горючее поступает к моторам 1, из правого
фильтра к правому могору, из левого фильтра к левому мотору.
Трубопровод от фильтра к мотору раздваивается для подвода горю-
78
чего к двум насосам мотора 5, а после насосов, снова объединившись,
идет к пожарному крану 9 и дальше к карбюраторам.
Для контроля работы системы установлены два манометра 21,
присоединенные к трубке для заливки системы перед запуском, кото-
рая идет от щитка запуска 22 к пожарному крану. Заливка системы
и двигателей перед запуском производится при помощи насоса-само-
тска АКР-30 из специального бака. Этот вопрос подробно будет
рассмотрен при описании работы самопуска АКР-30.
Оба бензиновых фильтр i системы 4 сообщены между собою
трубопроводом 6, что позволяет каждый из 2-х моторов питать из
любого бака, что весьма важно для надежной работы самолета. На
трубопроводе, соединяющем фильтры, имеется дренажный краник 8,
служащий для выпуска воздуха при заливке системы. Дренаж баков
выполнен в виде идущих от заливных горловин 10 трубок, концы
которых выведены под фюзеляж впереди грузового люка. Бензопро-
воды изготовлены из дюралевых трубок размером 12X14 до филь-
тров и 14 X 16 мм после их, соединенных арматурой AM.
Фиг. 63. Бензосистема самолета ПС
Бензобаки сварные из сплава Б-95, имеют следующую арматур^:
заправочную горловину 10, расходный штуцер 12, флянец для уста-
новки электрического бензиномера поплавкового типа 11, дренажную
трубку, сливной кран и два запасных флянца для установки аварий-
ного слива и аварийного дренажа. Вся арматура присоединена к баку
способом „АКА“, т. е. затяжкой фибры между обичайкой и телом
арматурной детали навернутым на резьбу флянца. Баки установлены:
два крайних в крыльях, а средние в центроплане. Для замены
крыльевых баков надо снимать консольную часть крыла.
Бензофильтр (фиг. 25) самолета описан в разделе „Фильтры бензо-
систем".
Пожарный кран игольчатого типа ЦАГИ управляется также как
и перекрывные краны бензобаков, установленные на корпусе фильтра—
жесткими тягами с участками боуденовского троса.
Полная емкость баков 1670 литров, но ввиду наклона самолета
при стоянке, предельная емкость бензобаков составляет не более
1600 литров. Бензиномеры на стоянке не дают правильных показа-
ний; они разградуировапы па горизонтальное положение баков, по-
79
-этому на земле определять количество горючего в Оаках следует
при помощи специальных мерных линеек, имеющихся на каждом само-
лете. После заправки пробки горловин баков должны быть плотно
закрыты во избежание подсоса воздуха, вызывающего неравномер-
ный расход горючего из баков.
В эксплоатации довольно часто наблюдались случаи неравномер-
ного расхода горючего из баков и перелив горючего из крыльевых
в центропланные баки. Неравномерный расход, кроме подсоса воз-
духа через неплотно закрытую горловину, может быть вызван также
засорением дренажной трубки бака. Для предупреждения перелива
горючего из крыльевых в центропланные баки,^следствие превыше-
ния первых, надо после взлета в течение часа (при полной заправке)
работать только на центропланных баках, а затем переключать на
крыльевые.
На взлете и в полете бензиномеры должны быть выключены—
включение бензиномеров для замера горючего в баках производить
через 1—2 часа полета, а при окончании запаса горючего выключать
совсем. После заправки системы перед полетом для выпуска воздуха
из бензопроводов необходимо открывать дренажный краник и выпу-
скать 1—2 литра бензина до непрерывной струи, после чего дренаж-
ный краник закрыть.
Рекомендуется периодически проверять герметичность кранов
системы. Кроме того краны надо проверять на истечение—различная
пропускная способность кранов сказывается на равномерности расхода
горючего из баков.
Заливной бачок системы заливать до 3/4 его объема грозненским
бензином. При заливке бензопровода горючим под давлением от на-
жатия плунжера заливного насоса АКР-30 горючее, поступая к пожар-
ному крану и манометру, может деформировать Бурдоновскую трубку
манометра. Причиной деформации Бурдоновской трубки является рез-
кое нажатие плунжерного заливного насоса. Поэтому при заливке,,
во избежание деформации трубки Бурдона, надо плунжер заливного
насоса нажимать плавно и при этом обязательно следить за показа-
ниями бензоманомегра. При достижении давления 0,20—0,25 кг см*
заливку бензомагистрали прекратить. Для предупреждения попадания
сжатого воздуха при запуске в заливную магистраль, что также мо-
жет вызвать деформацию трубки Бурдона манометра, надо после
заливки обязательно закрывать краны заливки на щитке запуска.
Особенно тщательно на бензосистеме надо следить за чисто-
той дренажных трубок баков. После заправки баков горючим дре-
нажные трубки надо продуть, в противном случае горючее, которое
может попасть и задержаться в дренажной трубке, разобщит бензо? 1
бак с атмосферой.
8. Общие вопросы эксплоатации бензосистем
Надежность работы бензосистемы самолета в значительной сте-
пени определяется правильной постановкой эксплоатации. Рассмотрим
наиболее важные общие вопросы эксплоатации бензосистем.
Подготовка бвизииовой системы самолета к полету
Подготовка бензосистемы к полету обычно состоит из:
1. Определения запаса горючего, необходимого для совершений
полета.
«о
2. Заправки горючего в баки системы.
3. Слива отстоя, образовавшегося в системе.
4. Продувки дренажных трубок баков.
5. Проверки герметичности элементов системы.
6. Проверки работы системы.
Количество горючего, заливаемого перед полетом в баки системы,
определяется продолжительностью предстоящего иолета и довольно
часто бывает меньше емкости баков. Заправка самолета состоит из
количества горючего, необходимого для выполнения предстоящего
полета строго по трассе при заданных метеорологических условиях,
и из так называемого навигационного запаса, составляющего 10—25° ()
первой основной части горючего. Навигационный запас предусмотрен
па случай отклонения от трассы или временной потери ориентировки
пилотом, на случай изменения метеорологической обстановки полета
и других обстоятельств, увеличивающих время нахождения самолета
в полете. Практически на воздушных линиях поступают следующим
образом: заранее зная общий запас горючего, необходимого для по-
лета данного самолета между двумя какими-либо пунктами, и учтя
указания пилота, техсостав замеряет остаток горючего в баках от
предыдущего полета и дополняет его до необходимого количества.
При заправке бензосистемы главными моментами являются: а) тща-
тельная очистка горючего от механических примесей и влаги до ввода
его в баки самолета, б) безопасность заправки и в) скорость за-
правки.
Современные аэродромные средства заправки обеспечивают до-
статочную очистку горючего от механических примесей и влаги
и поэтому этот вопрос не является сложным. Более важно при за-
правке следить за соответствием параметров заправляемого горючего,
которые требуются для нормальной работы мотора. С точки зрения
эксплоатации бензосистем весьма важно контролировать нейтраль-
ность заправляемого горючего, так как наличие щелочи в горючем
в присутствии воды может вызвать коррозию баков. При заливке
горючего в баки самолета должны соблюдаться специальные правила,
обеспечивающие безопасность заправки. Наиболее существенными
при этом являются: опасность пожара и опасность отравления запра-
вляющего персонала в случае работы на свинцовом бензине.
Противопожарными мероприятиями являются следующие:
1. Ни в коем случае нельзя производить заправку баков при
наличии вблизи открытого огня, или сильно нагретых поверхностей.
2. При заправке запрещается производить работы по ремонту
электро-радиооборудования и зажигания, могущих дать искру.
3. Для предупреждения появления искры из-за скопления стати-
ческого электричества необходимо заземлить бензосистему путем
заземления самолета, а также заземления средств заправки.
Скорость 'заправки в значительной степени определяет время
пребывания самолета на промежуточном аэродроме, что особенно
существенно при эксплоатации современных скоростных самолетов,
т«зк как заправка заметно влияет на коммерческую скорость. Совре-
менные средства заправки могут подавать до 400 литров в минуту,
нто вполне достаточно. Однако при этом необходимо, чтобы сама
Г)ензосистема самолета допускала такую скорость заправки. Связано
Эт° с размерами заправочных горловин баков, а в тех случаях, когда
заправка нескольких баков производится через горловину одного
6 Волков. Г. II.
81
бака при перетоке горючего из бака в бак по трубопроводам, и с диа-
метром этих трубопроводов.
Небольшой подсчет показывает, что диаметр заправочных гор-
ловин должен быть не меньше 70—80 мм. П^и подготовке бензо-
системы к полет) необходимо из ее отстойников слить отстой. Слив
отстоя из отстойников баков надо производить до заливки в них
горючего, так как отстой, образовавшийся из остатка горючего, хра-
нившегося в баках при доливе их горючим, будет разнесен по всей
массе горючего.
Отстой из горючего может содержать воду, механические при-
меси и гидрат алюминия. Рассмотрим причины, вызывающие появле-
ние отстоя.
Вода появляется не только из-за попадания ее при заправке или
вследствие конденсации водяных паров с воздуха, находящегося над
свободной поверхностью горючего в баках, но и при снижении тем-
пературы горючего, вызывающего уменьшение гигроскопичности
топлива.
Следующая таблица дает представление об изменении раствори-
мости воды в горючем в зависимости от температуры.
Таблица 4
Наименование горючего % растворим, воды при + 25“ С % растворим, воды при 0’С Процентная разность
Бензол . . 0,045 0,010 0,03.5
Бензол +бензин . . . . 0,025 0,004 0,021
Бакинский бензин 0,012 0,000 0.012
Грозненский бензин 0,017 • 0,003 0,014
Из этой таблицы видно, что при изменении температуры, напри-
мер, бакинского бензина от + 25° С до 0° С на каждые 100 литров
горючего выпадает 0,012 литра воды или 12 см\ Эта вода, вслед-
ствие большего удельного веса, осаждается и скопляется в отстой-
никах откуда должна быть удалена перед полетом.
В отстое могут быть механические примеси, которые попадают
в систему при заправке или при отделении частичек элементов си-
стемы (заусеницы, стружки при монтаже резьбовых соединений бен-
зопровода, окалина и др.). Механические примеси также осаждаются
п удаляются из отстойников баков и фильтров.
Кроме того присутствие воды и щелочи в горючем, в случае
если баки изготовлены из алюминиевых сплавов, вызывает образова-
ние гидрата алюминия в виде . студенистой массы, засоряющей про-
ходы для горючего. Появление в отстое гидрата алюминия указы-
вает на щелочность горючего. Следовательно, во всех случаях появ-
ления гидрата алюминия, горючее должно быть проверено на ней-
тральность и при обнаружении щелочи должно быть заменено ней-
тральным.
Кроме систематического слива отстоя из системы, необходимо
периодически промывать бензобаки.
82
Особо следует остановиться на уходе за дренажем баков. Дре-
нажные трубки бензобаков служат для подвода воздуха, который за-
полняет пространство бака, освобожденное израсходованным горючим.
В случае засорения дренажных трубок воздух не будет поступать
в бак и в баке создастся разрежение, которое изменит напор горючего
и может вызвать перебои в питании мотора. В эксплоатационной
практике известны неоднократные случаи вынужденных посадок из-за
этой причины. Известны также случаи деформации баков вследствие
разрежения в них. В связи с этим надо следить за чистотой дренаж-
ных трубок и периодически продувать их.
Засорение дренажных трубок может произойти из-за попадания
в трубку пыли, снега, кусочков льда или из-за обмерзания трубки. Заку-
порка трубок может произойти также горючим, попавшим в трубку
и задержавшимся в ее перегибе. В дренажную трубку горючее может
попасть при небрежной заправке и при переполнении бака, которое
обычно является результатом разности давлений в баках, сообщенных
между собою.
Дренажные трубки желательно продувать перед каждым полетом.
Перед каждым полетом все элементы бензосистемы должны
быть осмотрены с целью обнаружения течи. Течь горючего может
вызвать пожар, или значительную потерю горючего в. полете. Наи-
более часто текут баки, соединения трубопроводов, краны бензоси-
стемы.
Образованию течи в значительной степени способствуют вибра-
ционные нагрузки на части бензосистемы, возбудителем которых,
главным образом, является мотор. Поэтому, одним из важнейших
способов борьбы с течью является устранение вибрации частей бен-
зосистемы. С этой целью в бензопровод непосредственно v мотора
включается гибкий участок и применяются гибкие соединения трубок.
Другие мероприятия по борьбе с вибрацией будут изложены при
рассмотрении вопросов монтажа системы.
Кроме вибрационных нагрузок причиной течи могут быть коррозия,
деформации под действием динамических нагрузок (грубая посадка)
и износ. Течь баков наиболее часто бывает по швам, особенно в слу-
чае наличия заклепочных швов. Сварные швы могут дать течь под
действием коррозии, которая может появиться или при наличии
щелочи и воды в горючем или же под действием оставшихся от
сварки флюсов.
Соединения бензопроводов текут главным образом по причине
неправильного монтажа или развинчивания их резьбовых соединений.
Течь кранов появляется в результате износа их рабочих поверх-
ностей или потери эластичных свойств пружины, создающей уплот-
нение рабочих поверхностей. При этом различают внутреннюю и-
внешнюю течь кранов. Первый вид течи может парализовать управ-
1ение работой системы и для обнаружения течи необходимо прово-
дить специальные проверки. Почти во всех случаях для устранения
течи кранов требуется притирка рабочих поверхностей их—пробки
крана в корпусе.
Заправив систему горючим, проверив дренаж баков, слив отстой
р, Убедившись в отсутствии течи, надо проверить работу системы.
С этой целью, при предполетном опробовании моторов, необходимо
следить за работой мотора при переводе его питания горючим с од-
ного бака на другой, или с одной группы баков на другую. При этом,
6
83
наиболее важным показателем правильной работы системы является
давление горючего перед поплавковой камерой карбюратора.
Давление горючего перед поплавковой камерой карбюратора
связано с режимом работы мотора и практически колеблется в пре-
челах 0,1 0,32 изб. атмосфер. Зависимость давления горючего от
числа оборотов ясно видна из характеристик насоса БНК-56 (фиг. 32).
Таким образом при опробовании двигателя перед полетом надо убе-
диться, что давление горючего соответствует числу оборотов дви-
гателя и, при увеличении оборотов, соответственно возрастает.
Если же давление вышло из установленных пределов, то должна
быть обнаружена причина этого нарушения режима работы насоса и.
по обнаружении, устранена.
Одновременно проверяется работа бензпномеров и бензоманометра
путем замера количества горючего в баках и наблюдения за работой
манометра при опробовании двигателя. Следует помнить, что при
стоянке самолета на земле бензиномеры не покажут истинного запаса
горючего в баках, так как они оттарировапы па положение баков
в горизонтальном полете самолета. Для бензосистем, работающих
по смешанном}' принципу (П-5—принудительно и самотеком) необхо-
димо убедиться, что при принудительном питании, при питании само-
теком и при комбинации этих способов питания мотор работает нор-
мально. Проделав весь цикл перечисленных работ, можно считать,
что система к полету готова.
Монтажная схема бензосистемы и указания по монтажу
При разработке монтажной схемы системы бензопитания, а также
при монтаже трубопроводов на самолете должны быть выполнены
следующие основные положения:
1. Длина бензопровода должна быть возможно меньшей. Число
изгибов бензопровода должно быть минимальным. Необходимо стре-
миться бензопроводку делать простой, без резких поворотов.
2. Бензопровод должен хорошо промываться горючим. Механи-
ческие примеси не должны отлагаться ни в одном из элементов си-
стемы, кроме, специально для этого предназначенных, отстойников.
3. Проводку трубопроводов следует вести по наиболее ней-
тральным, в смысле вибрации, частям самолета и мото-установки,
укрепляя их специальными хомутиками или кронштейнами. Расстоя-
ние между кронштейнами или хомутиками рекомендуется брать
в пределах 500 600 мм. В месте скрепления трубопровод должен
быть защищен от трения и смятия. С этой целью в местах уста-
новки хомутиков или кронштейнов ставятся мягкие прокладки из
кожи, резины или пластмассы.
Для предупреждения вибрации меж^у кронштейнами рекомен-
дуется переплетать бензопроводы ремнем, как это показано на фиг. 64.
4. Бензопроводы не должны тереться о какие-либо детали само-
лета, так как это в эксплоатации часто ’ведет к разрушению трубок.
В местах соприкосновения бензопроводов с другими частями самолета
также должны быть предусмотрены мягкие прокладки.
5. Проводку трубопроводов надо вести так, чтобы в эксплоа-
тации ее можно было осмотреть и без особого труда производить
монтажные работы.
После монтажа бензосистемы желательно провести испытание
ее работы. Это испытание должно состоять из проверки равномер-
«4
пости расхода горючего из всех баков, проверки системы с точки
зрения отсутствия перетока горючего из бака в бак, проверки доста-
точности дренажа и др. Некоторые авторы считают целесообразным
проводить испытание системы после монтажа, в полете, со снятием
кривых давлений в баках.
Та часть бензосистемы, которая находится под давлением, должна
быть испытана на герметичность под давлением, на 100% превы-
шающим давление топлива при входе в карбюратор.
Особого внимания при разработке монтажной схемы бензоси-
стемы заслуживают вопросы термоизоляции бензопроводов и венти-
ляции полостей, где расположены (Таки и элементы, могущие дать течь
Обшибка лодки
Фиг. 64. Крепление трубопроводов на самолете.
(краны, фильтры и др.). Это важно не только с точки зрения пожар-
ной безопасности, но, как это показано было раньше, и с точки зре-
ния увеличения высотности системы, борьбы с паровыми пробками.
Из изложенного следует, что наиболее распространенными при-
чинами, вызывающими в эксплоатации прекращение или затруднение
питания двигателя горючим, являются:
1. Отказ бензонасоса.
2. Отказ редукционного клапана системы, сопровождающийся
шдением давления горючего.
3. Образование кавитационных режимов в бензопроводе.
4. Засорение дренажных трубок баков.
5. Засорение фильтров.
II. МАСЛОСИСТЕМЫ САМОЛЕТОВ
1. Питание авиадвигателей маслом
Смазка авиационного двигателя, установленного на самолете,
осуществляется специальной системой, которая может быть разде-
лена на две основные части: систему внутренней циркуляции, состо-
ящую из отверстий и каналов в деталях двигателя, по которым масло
подается к трущимся поверхностям масляным насосом, и систем)
внешней циркуляции масла.
Первая часть системы смазки относится, собственно, к мотору
и обычно изучается при изучении вопросов моторостроения, а вторая
-часть, т. е. система внешней циркуляции масла, является частью обо-
рудования моторной установки самолета и поэтому будет рассмотрена
в этом разделе.
Системой внешней циркуляции масла на самолете принято на-
зывать совокупность агрегатов и трубопроводов, предназначенных
для содержания на борту самолета необходимого запаса масла, цир-
куляции его через мотор, охлаждения и очистки от механических
примесей.
Обычно система состоит из маслобака, сети трубопроводов,
устройств для охлаждения масла, различных автоматических контроль-
ных приспособлений, обеспечивающих определенную вязкость посту-
пающего в мотор масла, фильтров и устройств для отделения воз-
духа от масла.
Для того, чтобы представить себе работу маслосистемы само-
лета рассмотрим более детально функции, которые она выполняет.
Система смазки на самолете должна обеспечить достаточный
подвод масла к мотору, а также отвод из него масла, выполнившего
свои функции. Таким образом система смазки, в отличие от системы
бензопитания, есть система циркуляционная. Масло непрерывно цир-
кулирует через мотор и внешнюю систему, уменьшая трение деталей
двигателя и отводя тепло от них.
В процессе циркуляции через мотор масло, попадая в рабочую
часть цилиндров, частично сгорает. Однако этот расход не определяет
интенсивности циркуляции масла в маслосистеме и для существующих
моторов составляет небольшую величину. Интенсивность циркуляции
определяется соображениями охлаждения деталей мотора маслом-
Если принять, что масло отводит только тепло, образующееся в ре-
зультате трения рабочих поверхностей деталей двигателя, а также,
что мощность, затрачиваемая на трение, равна 0,03/V, двигателя,
то можно определить интенсивность циркуляции масла в системе
следующим образом:
(26>
86
где Q — количество масла, протекающее по системе в ка/час.,
Ne— эффективная мощность мотора в л. с.,
М— перепад температур входящего в мотор и выходящего из него
масла в ° С,
См— удельная теплоемкость масла в кал/«г° С.
Как средине значения для Д/ и См можно принять:
30 — 45 °C: С\, = 0,45 кал/кг С.
Учитывая возможность теплового перенапряжения двигателя,
обычно берется двойной запас циркуляции масла.
В таблице 5 приведены данные маслосистем, снабжающих маслом
различные моторы.
Таблица 5
Мотор Количество прокач. масла в л час Т-ра вход, масла в °C Т-ра выход, масла в °C Давление масла в ма- гистрали в кг/см- Расход масла в г л. с. час
М 34 1300 60 105 8 -10 15
М-25 660 60 93 3,5— 5,6 15
М-100 1350 60 95 3,5 8
М-85 600 50 90 6-7 23
Таким образом первой важнейшей функцией внешней системы
является обеспечение циркуляции масла через мотор.
Как было указано выше, при циркуляции через мотор, масло
частично сгорает. Отсюда вторая функция маслосистемы состоит
в содержании необходимого для полета запаса масла. С этой целью
система снабжается резервуаром—маслобаком, содержащим необхо-
димый запас масла.
На современных типах самолетов в циркуляцию через мотор
включается только часть запаса масла. По мере выгорания циркули-
рующей части она пополняется из основного запаса. Та же часть
масла, которая циркулирует, должна, после выхода из мотора, охла-
диться, для чего масло пропускается через радиатор. Следовательно
третьей важнейшей функцией маслосистемы является охлаждение
масла. При этом следует помнить, что целью охлажтения масла
является не только отвод тепла, уносимого маслом из мотора, но и
восстановление смазывающих свойств масла—вязкости, непосредственно
зависящей от температуры масла.
Последнее обстоятельство заставляет ограничивать температуру'
входящего в мотор масла. Масло, циркулирующее через мотор, в зна-
чительной степени насыщается воздухом вследствие распыления его
в виде тумана в картере мотора, а также вследствие захвата воздуха
откачивающей частью маслонасоса. Насыщение масла воздухом при-
водит к образованию большого количества пены, к увеличению объема
масла, циркулирующего через мотор. Вспененное масло не может
быть подано снова в мотор и поэтому во внешней системе циркуляции
масла должно быть предусмотрено устройство для отделения воздуха,
называемое пеногасителем.
87
Наконец, последней функцией маслосистемы самолета является
очистка масла от механических примесей. Масло, проходящее через
мотор, загрязняется частичками нагара, мельчайшими стр\ жками, смо-
листыми веществами, образующимися при высокой температуре и др.
Перед вводом масла в мотор необходимо очистить его от меха-
нических примесей. С этой целью в маслосистеме предусмотрены
фильтры и отстойники.
Маслосистема самолета, выполняющая перечисленные функции,
должна удовлетворять следующим требованиям:
I. Циркуляция масла через мотор и соответствующее давление
масла при входе в мотор должны обеспечиваться независимо от
положения самолета в воздухе и высоты полета.
2. Во внутреннюю систему смазки мотора должно подводиться
масло определенной вязкости, поэтому система внешней циркуляции
масла должна быть снабжена автоматическ ш регулировкой вязкости
масла.
3. Маслосистема должна обеспечивать очистку масла от механи-
ческих примесей и отделение от масла воздуха.
4. Трубопроводы системы должны быть герметичны, особенно
на всасывании насоса.
5. Монтажная схема системы должна обеспечивать удобство
слива масла из системы, заполнения ее, осмотра отдельных агрегатов
и трубопроводов, а также удобство монтажа отдельных элементов.
6. Трубопроводы должны иметь возможно меньшие гидравли-
ческие потери.
7. Система в процессе работы должна иметь контроль следую-
щих величин температуры масла, входящего в мотор и выходящего
из мотора, и давления масла на входе в мотор.
8. Вес системы должен быть возможно меньшим.
Перечисленные требования должны быть удовлетворены при
разработке маслосистемы нового самолета.
2. Рабочая схема маслосистемы
На фш. 65 показана схема устройства маслосистемы самолета.
Маслобак 1 содержит запас масла, которое частично находится
в ложном бачке 2, а частично в собственно баке. Ложный бачок
сообщен с внутренней полостью бака в верхней части и в нижней
части отверстиями. Маслобак сообщен с атмосферой дренажной
трубкой <5 и имеет горловину 4 для заполнения маслом. Из ложного
бачка 2, при открытом перекрывном кране 7, масло поступает по
трубопроводу 12 к фильтру .9, откуда засасывается маслонасосом
мотора 14 и под давлением подается в мотор. После выполнения
своих функций в моторе масло скопляется в отстойнике мотора, из
которого засасывается откачивающей частью маслонасоса и подается
по трубопроводу //, через радиатор 13, снова в бак. При входе
в бак 1 масло попадает в пеногаситель 3 и из него стекает в лож-
ный бачок.
Температура масла контролируется при входе в мотор термо-
меч ром 17, а при выходе из мотора термометром 18. Давление
масла, поступающего в мотор, контролируется манометром 16.
Крап 7 служит для разобщения маслобака с трубопроводом 12,
что необходимо для производства ремонта трубопровода и для
предупреждения перетока масла в мотор при стоянке самолета.
Краны 8 и 10 служат для слива масла из системы. Дренажная
труба 5 предназначена для сообщения бака с атмосферой, что необ-
ходимо для отвода воздуха, выделяющегося из масла в пеногасителе
и поддержания атмосферного давления.^
Маслопровод имеет гибкие участки 15, изолирующие всю масло-
систему от-вибраций, возбуждаемых мотором.
Несколько подробней остановимся на назначении ложного бачка,
который находит все более широкое применение в маслосистемах
современных самолетов. Из схемы видно, что благодаря наличию
ложного бачка 2 циркулирует не весь запас масла, а только та часть
масла, которая находится в ложном бачке. Это дает возможность
получить две существенные выгоды. Во-первых, благодаря цирку-
ляции сравнительно небольшого количества масла удается быстрее
нагреть его при прогреве мотора после запуска и этим сократить
время подготовки самолета к полету. Во-вторых, имеется возмож-
ность быстрее вырабатывать (расходовать) циркулирующую часть
масла, претерпевающую все процессы, приводящие масло в пегод.
Фпг. 65. Рабочая схема маслосистемы.
ность (нагрев, загрязнение и др.) и не подвергать этим воздействиям
весь запас масла. В результате качество масла, поступающего в
мотор, в меныпей мере изменяется со временем, гак как выгоре-
вшее масло заменяется свежим, не подвергавшимся ни нагреву до
высокой температуры, ни другим влияниям.
Радиатор для охлаждения масла 13 может быть как воздушного
охлаждения, так и водяного. Для моторов воздушного охлаждения
применяются маслорадиаторы с воздушным охлаждением. Прн водяном
охлаждении мотора могут быть применены оба типа маслорадиаторов.
Включение радиатора в маслосистему'- должно обеспечить пере-
пуск масла как через радиатор, так и мимо его. С этой целью ради-
аторы или маслосистема снабжаются термостатом, автоматически,
в зависимости от температуры масла, перепускающим масло через
радиатор или мимо него. Вместо автоматического термостата иногда
ставят, как показано на фиг. 65, шунтовой кран 19.
Размеры трубопроводов подбираются таким образом, чтобы
получить скорость движения масла:
а) для трубопровода всасывания масла из бака в насос
0,3—0,6 м сек..
«я
б) для трубопровода, откачивающего масло из мотора в бак —
до 0,8 — 1,0 лс.сек.
Давление масла, при поступлении его в мотор, для современных
двигателей колеблется в пределах 2,5—10 кг/см*. Маслопитание
двигателя не может быть осуществлено иначе как под давлением,
так как внутренняя система смазки мотора, представляющая довольно
большое сопротивление для прохождения масла, не может нормально
|аботать при других условиях- Отметим также, что с подъемом на
высоту появляются дополнительные трудности маслопитания, свя-
занные с падением давления в баке, что приводит к увеличению
разрежения на всасывании насоса. Масло, будучи насыщено воздухом,
при понижении давления интенсивно выделяет воздух, который,
скопившись, образует воздушные мешки, уменьшающие прокачку
масла помпой и приводящие даже к разрыву струи масла. Последнее
для шестеренчатых насосов неизбежно приводит к срыву работы.
Фиг. 66. Маслосистема с расжпженисм масла: 1— суфлер, 2 —
к бензоманометру. 3 — дозирующее устройство, 4—подвод бен-
зина в маслосистему, 5—регулятор вязкости, б—маслорадна-
тор, ;7—горловина бака, 8— ложный бачок, 9— холодное
масло, 10 — маслобак, 11— кран, 12—управление краном.
Одной из сложных проблем маслопитания является удовлетво-
рение двух требований—подача в мотор масла необходимой вязкости
и легкий запуск двигателей при низких температурах. Современный
авиационный двигатель, с сильно нагруженными подшипниками,
нуждается в масле высокой вязкости. Повышение вязкости масла
особенно необходимо для двигателей с воздушным охлаждением и
с охлаждением высококипящими жидкостями, где маслу приходится
работать при более высоких температурах. С повышением вязкости
масла увеличивается работа трения и пусковой момевт двигателей,
затрудняющие эксплоатацию моторов при низких температурах.
Решить эту задачу можно таким устройством маслосистемы,
которое допускает разжижение масла бензином при запуске. Перед
остановкой двигателя в маслосистему вводится бензин, в количестве,
достаточном для того, чтобы разжидить масло, заполняющее вп\-
трепнюю систему смазки мотора и облегчить запуск двигателя.
На фиг. 66 показана схема такой системы. Бензин вводится
в м-асло при помощи трубопровода, соединяющего топливную маги-
' по
стралъ с маслопроводом, подающим масло в мотор. Перед остановкой
мотора, с целью облегчить последующий запуск, летчик открывает
кран 11 на 3—4 минуты и разжижает часть масла, поступающего
в мотор. Благодаря наличию ложного бачка разжиженная часть
масла, после запуска через 10—15 минут, вырабатывается и мотор
работает на масле высокой вязкости. Подобное устройство масло-
системы дает возможность запускать двигатель без подогрева обыч-
ным стартером при температуре—30°С.
3. Конструкция элементов маслосистемы
Баки маслосистем
Масляный бак самолета (фиг. 67) выполняет несколько функ-
ций: а) содержит запас масла, необходимый для полета, б) очи-
щает масло при помощи фильтров и отстойников, в) способствует
ускорению прогрева масла при запуске двигателя, г) отделяет
воздух от масла. Для выполнения этих функций бак снабжается
ложным бачком /, фильтром 2, отстойником 3 и пеногасителем 4. '
Назначение и устройство ложного бачка изложено в разделе
„Рабочая схема маслосистемы". Фильтр 2 маслобака выполняется-
в виде сетки, установленной обычно
на выходе масла из бака. Отстойник 3
маслобака устроен на том же прин-
ципе, что и отстойники бензиновых
баков—т.е. бак имеет специальную
полость,где скапливаются, благодаря
своему большому удельному весу, ме-
ханические примеси. Эта полость имеет
кран 5, через который осадок может
быть удален из отстойника.
Пеногаситель 4 маслобака ус-
троен на принципе разлива вспенен-
ного масла по большой поверхности.
При этом пузырьки воздуха лопаются
и воздух выходит наружу через дре-
нажную трубку 6. Конструктивно пено-
Фиг. 67. Схема маслобака.
гаситель выполняется в виде гори-
зонтального лотка внутри бака. Кроме того пеногаситель бака может
быть устроен в виде центробежного сепаратора. В этом случае масло
подводится в ложный бачок тангенциально и при вращении отделяет
воздух.
Баки маслосистем самолётов, также как и бензобаки, изготов-
ляются в настоящее время из сплавов алюминия при помощи сварных
или заклепочных швов- Все замечания по поводу материала, швов
и конструкции бензобаков полностью относятся к маслобакам и вто-
рично здесь излагаться не будут.
Остановимся на некоторых особенностях маслобаков.
Объем маслобака определяется исходя из часового расхода
масла мотором и продолжительности полета. При этом толжен быть
учтен навигационный запас, а также запас объема на вспенивание
масла.
Если обозначим q удельный расход масла в г/л. с. час.,/ время
-продолжительности полета в часах, N—номинальная мощность мо-
тора вл. с., 7—удельный вес масла в г/си’, то объем бака определится
по формуле
V. = ——-— литров. (27)
1 7 • 1000
Для учета навигационного запаса надо объем увеличить на
iO__15«o. В каждом конкретном случае моторостроительные заводы
указывают желательный навигационный запас. Следовательно
.. , 1,15 - /V q- t 0.
|/,=l,15Vi=-----— литров. (28)
Принимая во внимание увеличение объема масла от нагрева
и вспенивания на 10%, объем маслобака определится по следующей
-формуле:
V бака = 1,1 V-, = —-—-’-5 литров. (29)
1000т
Ориентировочно объем маслобака самолета составляет 8 — 10%
емкости баков бензосистемы его. Отметим, что неправильно опреде-
ленный объем маслобака в эксплоатации доставляет много бес-
покойств из-за выбрасывания вспененного масла, в результате чего
загрязняется самолет и уменьшается запас масла на борту само-
лета. Выброс- масла из бака происходит также при неправильно
устроенном дренаже бака.
Наиболее рациональным следует признать сообщение бака
с атмосферой посредством трубки, соединяющей его с картером мо-
тора. При таком устройстве дренажа бака в случае выброса вспенен-
ного масла через дренажную трубку оно попадает в картер мотора
и снова засасывается откачивающей частью маслонасоса. Таким об-
разом масло не пропадает. Кроме того дренажная трубка маслобака,
-сообщенная с картером, не замерзает при низких температурах, так
как она подогревается от мотора, а проводка ее под капотом мотора
еще более благоприятствует этому.
Кроме описанной обычной конструкции маслобака, находят при-
менение специальные баки, которые, кроме перечисленных функций,
выполняют роль радиатора. С этой целью подобные маслобаки снаб-
жаются развитой гофрированной поверхностью одной из стенок,
находящейся в струе винта, со специальным подводом к ней масла.
Примером подобного устройства бака может служить маслобак само-
лета „Сталь-3“.
Относительно установки маслобака на самолете необходимо
прежде всего отметить целесообразность размещения маслобаков как
можно ближе к мотору, чтобы уменьшить вес и гидравлические
-сопротивления, возрастающие с увеличением длины маслопроводов.
Кроме того близкое расположение маслобака к мотору дает воз-
можность осуществить общий обогрев маслобака от мотора, что
весьма желательно при низких температурах.
Эти соображения привели к тому, что на mhoi омоторных само-
летах маслобаки устанавливаются для каждого мотора индивидуально,
н, следовательно, на самолете столько маслосистем,сколько моторов.
Между собою маслобаки многомоторных самолетов не. сообщаются.
Крепление баков к элементам самолета производится при по-
мощи дуралевых лент, стягиваемых тендерами. Кроме амортизации,
92
которая достигается креплением на лентах, ооычно между лентами и
баком, а также между лентами и элементом конструкций самолета,
к которому они крепятся, включаются эластичные материалы—резина,
войлок и др. •
Относительно маслонасоса бак должен стоять выше на 300—400 мм,
В летнее время желательно бак охлаждать струей воздуха.
С точки зрения эксплоатации очень важно иметь удобный слив
масла из бака и удобную горловину для заполнения бака маслом,
так как слив масла и заполнение бака маслом производится весьма
часто, особенно в зимнее время.
Маслопроводы, краны и фильтры
Трубопроводы маслосистем изготовляются из тех же материалов,
что и бензопроводы, т. е. из дуралевых, медных, латунных или гиб-
ких трубок. Соединительная арматура маслопроводов такая же как
и ранее описанная арматура бензо-
проводов с той лишь разницей,
что к соединениям маслопрово-
дов предъявляются повышенные
требования в отношении герме-
тичности их, так как маслопро-
воды работают под значительно
большим давлением, чем бензо-
проводы. Маслопроводы отли-
чаются от бензопроводов боль-
шим диаметром, что вызывается
большей вязкостью масла. Диа-
метр маслопровода может быть
определен по эмпирической фор-
муле
а' = 0,6|/Гмм, (30)
Фиг. 68. Кран маслосистемы.
где d — внутренний диаметр маслопровода в мм,
V— скорость движения масла по трубопроводу в м сек.,
W часовая прокачка масла в литрах, которая обычно задается
заводом, изготовляющим мотор (см. таблицу 5).
Как было указано выше, скорость движения масла по трубопро-
водам лежит в пределах 0,3 0,6 м сек. для всасывающего маслопро-
вода насоса, и около 0,8—1 м сек. для откачивающей линии.
Подсчет показывает, что соответственно приведенным цифрам,
диаметр трубопроводов будет на всасывающей линии не меньше
22—25 мм, а по линии откачивания масла в бак не меньше 18 20 мм.
К монтажу маслопроводов, кроме требований, изложенных при
рассмотрении, монтажа бензопроводов, должны быть предъявлены
требования наименьшего числа нижних точек, так как для удаления
масла (при сливе) из них в большинстве случаев необходимы крапы,
а также отсутствие петель, обращенных кверху, в которых может
скапливаться воздух, вызывающий разрыв струи масла.
Краны маслосистем обычного типа (фиг. 68), в которых конусная
пробка 1 с отверстием 2 вращается в корпусе крана 3 при помощи
рукоятки 4. Конусная пробка 1 прижимается пружиной 5, чем и до-
93
стирается плотность посадки пробки в корпусе. Для того, чтобы
масло не могло просачиваться вдоль оси пробки, предусмотрен саль-
ник 6, прижатый гайкой 7. Особенно важным является кран, пере-
крывающий доступ масла в мотор. Этот кран необходим в тех слу-
чаях когда маслобак расположен выше насоса на 0,7—-0,8 м и закры-
вается на время стоянки самолета для предупреждения перетекания
масла из бака в мотор. Перед пуском мотора в ход такой кран дол-
жен быть открыт. В эксплоатации наблюдаются случаи, когда из-за
рассеянности этот кран не открывают и запущенный мотор, вырабо-
тав масло, находящееся во внутренней системе смазки, выходил из
строя. Поэтому часто перекрывной кран между баком и насосом
связывают с системой зажигания мотора таким образом, что при
закрытом маслокране мотор не может быть запущен, так как зажи-
гание выключено.
Относительно фильтров маслосистем необходимо отметить, что
в большинстве своем они ставятся во внутренней системе смазки
мотора и рассматриваются при изучении конструкции мотора. Из та-
ких фильтров известны: пластинчатый фильтр Куно, устанавливаемый
при входе масла в мотор, сетчатый фильтр в маслоотстойнике мо-
тора и др. Внешняя система циркуляции масла снабжается фильтром,
устанавливаемым в маслобаках, а иногда и в цепи маслопровода
на пути масла в мотор.
Отличительной особенностью фильтров маслосистем является
сравнительно большая фильтрующая поверхность, что вызывается
повышенной вязкостью масла, а также довольно быстрым засорением
фильтров.
Для сетчатых фильтров берется сетка из латунной проволоки
с 400—600 клетками на 1 см3.
Конструкция и особенности радиаторов маслосистем
Масляный радиатор должен быть легким, должен рассеивать
большое количества тепла, обладать малым лобовым сопротивлением
и надежно работать в любых летных условиях; температура выходя-
щего из радиатора масла ни при каких условиях не должна превы-
шать безопасного предела. Кроме того, масляные радиаторы должны
быть защищены от повышенного давления при запуске мотора,
а также должны допускать быстрый прогрев масла при запуске мо-
тора. С точки зрения эксплоатации важно, чтобы слив масла из ра-
диатора был достаточно быстрым.
Удовлетворение перечисленных требований к масляным радиато-
рам все более и более осложняется форсированием авиационных мо-
торов и применением 'высококипящих жидкостей для охлаждения
моторов. Первое обстоятельство требует, кроме улучшения смазки
сильно нагруженных подшипников мотора, улучшения охлаждения их
циркулирующим маслом, а переход на охлаждение высококипящими
жидкостями эти трудности еще более усугубляет, так как почти на
100% увеличивает количество тепла, отводимого маслом.
В практике отечественного самолетостроения наиболее широкое
применение нашли масляные радиаторы водяного и воздушного охла-
ждения.
Водомасляный радиатор (фиг 69) состоит из набора трубок,
внутри которых циркулирует масло, заканчивающихся в двух кол-
лекторах, имеющих перегоротки, которые х строены таким образом,
94
что масло, войдя во входной штуцер и попав в одну секцию трубок,
циркулирует по трубкам из одной секции в другую и, пройдя все
трубки, выходит через штуцер выхода масла. В крышке одного из
коллекторов установлено 4 крана для слива масла из радиатора. На
фиг. 69 отверстия для установки кранов обозначены буквой К.
Охлаждающая вода омывает трубки снаружи, проходя в корпусе
радиатора. Для слива воды обичайка радиатора имеет кран, который
на фиг. 69 не показан.
Маслорадиаторы водяного охлаждения могут применяться в слу-
чаях установки на самолете двигателя водяного охлаждения. При
этом маслорадиатор включается в систему циркуляции охлаждающей,
воды, которая, пройдя радиатор системы охлаждения мотора, сле-
дует в маслорадиатор и охлаждает масло, циркулирующее по трубкам
маслорадиатора.
Воздушно-масляный радиатор (фиг. 70а и 706) состоит из набора
трубок 2, по которым проходит воздух, заключенных в корпус 1, имею-
щий так называемую рубашку, т. е. вторую оболочку, образующую
с корпусом радиатора полость. Масло, входя в штуцер 3, попадает
в эту полость, и заполняя ее, может или пойти через набор трубок,
омывая их снаружи и охлаждаясь при этом, или по полости, образо-
ванной рубашкой, пройти к клапану термостата, находящемуся в кор-
пусе 4 и, если он открыт, выйти через штуцер выпуска из ра-
диатора 5. Первый путь зигзагообразный, так как трубки разделены
перегородками 6, заставляющими масло менять свой путь и омывать
все трубки радиатора.
Воздушно-масляный радиатор с установленным на нем термоста-
том работает следующим образом. При запуске мотора холодное
масло не проходит через набор трубок, представляющих большое
95
сопротивление, а следует по рубашке радиатора и через открытый
клапан термостата наружу. При этом масло почти не охлаждается. При
повышении температуры масла термостат нагревается (см. ниже) и
„о мере нагрева перекрывает клапаном отверстие, благодаря чему
Фиг. 70-а. Воздушно-масляпый радиатор (вид сбоку).
количество масла, проходящее через полость рубашки радиатора,
будет уменьшаться, а количество масла, проходящее через набор
трубок, при этом охлаждаясь,
заданной температуре термостат
через полость рубашки и все
96
будет увеличиваться. Наконец, при
полностью перекроет проход маслу
масло будет следовать через набор
трубок. Если температура масла упадет ниже заданной величины тер-
мостат, охлаждаясь, приоткроет отверстие для прохода масла по по-
лости рубашки радиатора и, таким образом, поддержит температуру
масла в определенных пределах.
В некоторых случаях термостат устанавливается отдельно от
радиатора. Тогда на радиаторе вместо термостата ставится редук-
Фиг. 70-6. Воздушно-мас.тяный радиатор (вид с торца).
ционный клапан, который предохраняет радиатор от разрушения при
повышении давления и рубашка радиатора работает только при по-
вышении давления сверх установленного. Сотовые радиаторы имеют
длину в пределах 200—500 мм. Их трубки протягиваются из латуни,
толщиною 0,1—0,2 мм и собираются с зазором для прохода масла
в 0.5-:-2 мм.
7 Hojkob. Г. И.
97
Воздушно-масляный радиатор может применяться при установке
мотора любого охлаждения.
Рассмотрим более подробно достоинства и недостатки каждого
из этих типов радиаторов.
Основным недостатком водо-масляного радиатора является не-
возможность охладить масло ниже температуры воды, отводящей
тепло от маслорадиатора. Температура воды, после выхода ее из ра-
диатора водосистемы, составляет 60-—65’. Следовательно, масло не
может быть охлаждено этой водой ниже 65—70 .
Вследствие высокой температуры воды, поступающей на охла-
ждение масла, водо-масляные радиаторы работают при сравнительно
малом перепаде температур между маслом и водой, и, несмотря па
более высокий коэфйциёнт теплопередачи между маслом и водой
нежели между маслом и воздухом, поверхность охлаждения водо-
масляного радиатора почти одинакова с поверхностью охлаждения
воздушно-масляного радиатора, работающего при более высоком, пере-
паде температур.
Вес водо-масляного радиатора больше веса воздушно-масляного.
Несмотря на то, что водо-масляные радиаторы непосредственно не
шют дополнительного лобового сопротивления самолету, так как
могут быть расположены вне потока воздуха (под капотом), их скры-
тое лобовое сопротивление практически больше чем воздушно-масля-
ных радиаторов. Дело в том, что для отвода тепла, которое вода
поглощает при прохождении водо-масляного радиатора, необходимо
увеличение поверхности охлаждения радиатора водосистемы на 10%,
которое и дает дополнительное лобовое сопротивление.
К недостаткам водо-масляного радиатора следует отнести также
опасность попадания воды в масло, в случае разрушения трубок
маслорадиатора. В результате этого происходит ухудшение охлажде-
ния воды. Укажем также, что водо-масляный радиатор не может
применяться при охлаждении мотора высококипящими жидкостями,
имеющих высокую температуру на выходе из радиатора системы
охлаждения и не допускающую охлаждения масла. Кроме того,
управление водо-масляным радиатором сложнее чем воздушно-
масляным.
Однако, несмотря на столь существенные недостатки, водо-
масляные радиаторы до сих пор имеют применение. К достоинствам
водо-масляного радиатора следует прежде всего отнести быстрый
прогрев масла при запуске мотора, так как первое время после за-
пуска вода, циркулирующая через маслорадиатор, будет не только
охлаждать масло, а наоборот будет подогревать его. Эта особен-
ность имеет большое значение Для эксплоатации самолетов при низ-
ких температурах.
Кроме того, для водо-масляного радиатора характерно более
или менее постоянное значение коэфициента теплопередачи, так как
работа этого типа радиатора в меньшей степени зависит от режима
полета и атмосферных условий.
Водо-масляные радиаторы никогда не переохлаждаются и поэтому
при установке их нет необходимости иметь специальный регулятор,
автоматически контролирующий температуру масла.
Воздушно-масляные радиаторы отличаются меньшим весом, про-
стотой устройства и, что более важно, возможностью охлаждать масло
до довольно низких температур. Но воздушно-масляные радиаторы
98
подвержены переохлаждению и поэтому снабжаются термостатами,
способствующими более быстрому прогреву масла и поддерживающие’
рабочую температуру масла
в нужных пределах. Тепло- Таблица 6
отдача воздушно-масляного
радиатора зависит от ско-
рости обдувки его (режима
полета), от атмосферных
условий, а также от места
установки на самолете. Таб-
лица 6 дает представление
о теплоотдаче американских
возлушно-масляных радиа-
торов.
Воздушно-масляные ра-
диаторы устанавливаются
в области обдувки винтом,
в большинстве случаев с под-
водом воздуха при помощи
специальной трубы.
Диаметр радиа- тора в дюймах Теплоот- , дача кал.|сек. Количество Количество
протекаю- щего воздуха в *г,сек. протекаю- щего масла в кг|сек.
0,755 0,172 0,227
5 1,210 0,265 0,227
6 1,69 0,381 0,227
7 2,27 0,518 0,227
8 2,84 0,663 0,454
9 3,43 0,860 « 0,454
На фиг. 71 показана установка воздушно-масляного радиатора
на самолете ПС-84. Радиатор / расположен под капотом мотоуста-
новки и имеет подвод воз-
духа через патрубок 2, вы-
ступающий за пределы ка-
пота в нижней части мото-
гондол ы.
При установке воз-
душно-масляного радиато-
ра довольно часто трубу,
подводящую воздух к ра-
диатору. снабжают заслон-
ками для регулирования
количества воздуха, про-
текающего через радиатор.
На фиг. 71 видна тяга упра-
вления заслонками 3, при
помощи которой пилот мо-
жет регулировать охлажде-
ние радиатора.
Отметим очень круп-
ный недостаток такого спо-
соба регулирования охла-
ждения радиатора. Первым
признаком замерзания воз-
душно-масляного радиато-
ра, вследствие переохла-
Фиг. 71. Установка воздушно-масляного радпа- ждения, является повыше-
тора па самолете ПС-81. ние температуры масла,
так как циркуляция его
через радиатор прекращается. Это вводит в заблуждение пилота,
который думая об общем перегреве масла еще больше открывает за-
слонку и этим еще больше замораживает радиатор, в то время, как
99
ему следовало бы закрыть заслонки и прогреть радиатор, что возобно-
вило бы циркуляцию масла через радиатор и привело бы к снижению
температуры масла.
Поэтому, более рациональным следует признать автоматическое
регулирование открытия заслонок, связанное с температурой масла,
выходящего из радиатора.
Расчет маслорадиаторов обычно сводится к определению охла-
ждающей поверхности радиатора, лобового сопротивления и потери
напора в нем. Метод расчета маслорадиатора ничем существенным
не отличается от расчета радиаторов систем охлаждения и поэтому
здесь рассмотрен не будет *).
Приведем только следующие данные, дающие представление о
порядке расчетных величин маслорадиаторов. Количество тепла, отво-
димое маслом, составляет в среднем 37—65 кал. э. л. с. час. Прокачка
масла через мотор равна в среднем 1—2 л э.л. с. час. Температура
входящего в радиатор масла колеблется в пределах 80—116'С
(см. таблицу 5). Температура воды в водо-масляном радиаторе равна
в среднем 60—70' С. Перепад температуры масла в радиаторе соста-
вляет 10—30 для водо-масляных и 20—50 для воздушно-масляных.
Поверхность охлаждения маслорадиатора равна 0,0055—0,0065 м2 на
1 л. с. мощности мотора. Скорость масла в радиаторе можно прини-
мать в пределах 0,1 — 1 м сек. Скорость воды в водо-масляных радиа-
торах можно принимать в пределах 0,2—0,5 м сек. Потери напора
масла в радиаторе могут быть порядка 0,2—2 атмосфер. Потери на-
пора воды в водо-масляных радиаторах составляют 30—100.ым вод. ст.
Установлено, что отношение сухого веса радиатора к площади охла-
ждения составляет 2—6 кг м-. Эта же цифра для веса радиатора
с маслом на 50—100% выше, а с водой
и маслом на 100—200°/0 выше.
Отношение площади лобового со-
противления к охлаждающей поверх-
ности радиатора для сотовых радиаторов
колеблется в пределах 0,01 0,03.
Средняя величина коэфициента
теплопередачи от масла к охлаждающей
среде колеблется в пределах k = 100—
150 кал м- час С.
Фиг. 72. Термостат воздушно-мас-
ляного радиатора.
Термостаты маслосистем
Ранее было указано, что, ввиду
возможности переохлаждения, воздушно-
масляные радиаторы снабжаются авто-
матической регулировкой температуры
масла. Поддержание температуры масла в определенных пределах
особенно важно с точки зрения смазки мотора.
Функции автоматически действующего контролера температуры
масла выполняют термостаты, устанавливаемые или на радиаторах,
или отдельно от них.
На фиг. 72 показан разрез термостата, устанавливаемого на
маслорадиаторах. Клапан 1 своим основанием укреплен к гофриро-
*) Смотри статью II. И. Орлова „Современное состояние теории, и прак-
тики охлаждения масла в авиации"—„Т. В. Ф." Ай 4, 1935 г.
100 '
ванной коробке 3. На стержне клапана смонтирована пружина
упирающаяся вторым своим концом в каркас 5. Внутрь гофрирован-
ной коробки 3 залито 5—10 см3 изопентана, который при нагреве
испаряется и упругостью своих паров расширяет коробку. Этому
расширению противодействует пружина 4, которая при охлаждении
возвращает гофрированную коробку в начальное положение. Дви-
жение клапана начинается при температуре 37—4ГС и при темпе-
ратуре 57—63'' он уже продвигается приблизительно на 3 мм. При
температуре примерно 70—75° клапан полностью перекрывает отвер-
стие.
Как выше уже было сказано, когда клапан открыт масло идет
через полость рубашки радиатора не охлаждаясь и омывает гофри-
рованную коробку термо-
стата; с нагревом масла
коробка расширяется и
клапан перекрывает от-
верстие. Масло при этом
следует через радиатор
п охлаждается. После сни-
жения температуры мас-
ла, охлажденная гофри-
рованная коробка сжи-
мается под действием
пружины 4 и снова масло
идет по полости рубашки
радиатора.
Кроме описанных эле-
ментов термостат имеет
редукционную пружину 2,
затяжка которой регули-
руется толщиной про-
кладки под гайку 6. Ре-
дукционная пружина слу-
жит для перепуска масла
при возрастании давления
в радиаторе выше уста-
новленного предела.
На фиг. 73 показан
термостат маслосистемы
Фиг. 73. Термостат маслосистемы ПС-84.
самолета ПС-84, устана-
вливаемый отдельно от радиатора. При этом на радиаторе, вместо тер-
мостата установлен редукционный клапан, служащий только для предо-
хранения радиатора от разрушения.
Гофрированная коробка термостата 7, заполненная этиловым
спиртом, одним своим основанием неподвижно прикреплена к крышке
корпуса термостата 6, а вторым подвижным концом связана с валиком
золотника. При расширении гофрированной коробки 7 валик золот-
ника 9 приводит в движение золотник 8, перекрывающий или откры-
вающий соответствующие отверстия. Через отверстие / масло следует
из бака через термостат и выходит через отверстие 2 омывая гофри-
рованную коробку термостата 7. Дальше масло засасывается масло-
помпой мотора и подается на смазку в мотор. Из мотора масло идет
в отверстие термостата 3 и может быть подано, в зависимости от
1С1
положения золотника S, или снова в бак (как показано на фиг. 73}
или в радиатор через отверстие 5, показанное пунктиром.
Следовательно, если температура масла не выше 64', термостат
не допускает масло в радиатор, а отводит его в бак. При повышении
температуры масла выше 64 гофрированная коробка термостата
расширится, золотник подастся вправо, открывая отверстие для вы-
хода масла в радиатор и уменьшая отверстие для прохода масла
в бак. Масло будет частично итти в бак, а частично через радиатор
и также в бак. После достижения температуры масла 71—72 золот-
ник полностью закроет проход маслу непосредственно в бак и все
масло, проходя радиатор, будет в охлажденном виде поступать в бак.
Отверстия в золотнике 10 служат для перепуска воздуха из изоли-
рованных полостей для устранения сопротивления его при движении
золотника. Лапами 11 термостат крепится к противопожарной пере-
городке.
Описанные термостаты, регулируя температуру масла, автома-
тически поддерживают необходимую вязкость масла, поступающего
в мотор, так как для конкретного сорта масла существует опреде-
ленная зависимость вязкости масла от его температуры. Но доста-
точно залить в маслосистему другой, несколько отличный сорт масла,
как термостат не обеспечит необходимой вязкости масла, так как
связь между температурой и вязкостью будет другая.
Поэтому в Америке находят себе применение автоматические
регуляторы вязкости масла, действующие на принципе контроля не-
посредственно самой вязкости *).
4. Маслосистемы самолетов ГВФ и их эксплоатационные
особенности
Маслосистема самолета У-2
Маслосистема самолета У-2 (фиг. 73а) состоит из бака, емкостью
21 литр, сети трубопроводов и контрольных приборов.
Масляный бак устанавливается на противопожарной перегородке
со стороны мотора и крепится на кронштейнах. Под кронштейны
крепления маслобака положены резиновые прокладки.
Бак изготовлен из листов оцинкованного железа, толщиной 0,5 мм.
В верхней части бака имеется горловина для заправки, а в нижней
части отстойник и кран. Внутри горловины для заправки вставлен
сетчатый фильтр. Дренаж бака осуществлен трубкой, идущей от
пробки бака через весь бак вниз и наружу. Такое устройство дренажа
предохраняет его от замерзания, часто наблюдавшегося на масло-
баках ранее применявшейся конструкции.
Внутри бака для жесткости установлена вертикальная перею-
родка. Все швы бака пропаяны оловом. Из бака, через кран, масло
поступает по трубопроводу 1 к маслонасосу мотора, а из мотора по
трубке 2 масло возвращается снова в бак. Для слива масла преду-
смотрена особая трубка 3.
Давление масла контролируется масломанометром и должно быть
от 3-х до 5 атмосфер, в зависимости от режима работы мотора (на
оборотах 500 об.,мин. 3 атм., а при 1600 об. мин.—4,5—5 атм.).
•) Описание такого регулятора можно найти в «Т- В. Ф.> >4 6, 1938 г.
в статье „Проблемы смаеки и охлаждения двигателей1'.
1 )2
Температура масла контролируется термометром, приемник ко-
торого установлен в отстойнике мотора. Маслопроводы имеют диаметр
16 мм и соединены дюритом.
Фиг. 73-а. Маслосистема самолета У -2.
Маслосистема самолета П 5
Поршневой насос маслосистемы (фиг. 74) мотора М-17 на само-
лете П-5 засасывает масло из бака, установленного на противопо-
жарной перегородке со стороны мотора. •
Маслобак склепан из оцинкованного железа с пропайкой швов
и с внутренней стороны усилен уголками. В верхней части бака уста-
новлена горловина с фильтром. Маслопроводы ответа и подвои
масла к баку присоединены снизу. К насосу масло подается по трубке
диаметром 12 мм, а откачивается в бак по трубке диаметром 18,5 мм.
Для слива масла внизу бака предусмотрен сливной кран с трубкой
и кран в откачивающей магистрали. Дтя контроля температуры и
давления масла установлены термометр и манометр. Давление масла
колеблется в зависимости от режима работы мотора от 2,5 до 5 а гм.
Нормальная температура масла в полете—60—70’, пе выше 85 и не
ниже 40 .
Нельзя допускать уменьшение запаса масла в баке меньше
25—30 кг. так как это может сильно повысить температуру масла.
Маслосистема гидросамолета
Маслосистема гидросамолета (фш. 75) имеет один главный бак
овальной обтекаемой формы, установленный в центре водяного ра-
диатора, и добавочный бак, установленный в лодке между' 12-ми 14-м
шпангоутами.
ЮЗ
Циркуляция масла происходит через главный бак, а добавочный
с тужит для содержания запаса масла, подаваемого в циркуляцион-
ную систему в случае необходимости при помощи ручного альвеера 7.
С)ба бака снабжены дренажными трубками, свернутыми в виде змее-
виков 10. Кроме того главный бак имеет трубку 11 с краном для
слива масла и три штуцера для подвода маслопроводов. Система
имеет фильтр /, водомасляный радиатор с шунтовым крапом 4, пено-
гаситель 8, два манометра и два термометра.
Масло из главного бака по маслопроводу, берущему начало
снизу торцевой части бака, поступает в фильтр 1. Фильтр сетчатый,
имеет довольно большую фильтрующую поверхность, состоящую из
десяти концентрически расположенных сеток. Пройдя фильтр, масло
Фиг. 74. Маслосистема самолета П-5.
поступает к маслонасосу и под давлением подается в мотор. Из
мотора масло откачивается насосом и по трубке подводится к шун-
товому крану 4 водо-масляного радиатора. Шунтовой кран служит
для выключения радиатора. Если шунтовой крап закрыт, то масло
поступает в водо-масляный радиатор, охлаждается и следует дальше
по системе. Если же шунтовой кран открыт, то масло не пойдет
в водо-масляный радиатор, гидравлическое сопротивление которого
больше, чем сопротивление шунтового крана и обводной трубки, по
которой масло обойдет радиатор и пойдет в бак.
Кроме циркуляционной системы (главный бак, фильтр, насос,
мотор, насос, водо-масляный радиатор, главный бак), по которой масло
беспрерывно циркулирует, система имеет дополнительную сеть масло-
проводов, предназначенную, с одной стороны, для подачи в циркуля-
ционную систему масла из добавочного бака, а с другой—для отвода
из картера мотора вспененного масла в главный бак с отделением
воздуха из этой части масла в пеногасителе 8.
104
Пеногаситель, в данном случае, выполнен в виде цилиндрической
коротки, снабженной внутренним набором пластинок, расположенных
одна относительно другой под углом. В верхней части пеногаситель
имеет дренажную трубку. Вспененное масло попадает в пеногаситель
снизу, проходит между пластинками, где пузырьки воздуха отде-
ляются, а масло стекает вниз.
Контроль работы системы осуществляется двумя манометрами
и двумя термометрами. Термометр, контролирующий температуру
входящего масла, включен в трубку, идущую от фильтра к масло-
помпе. Термометр для контроля температуры выходящего масла
включен в трубопровод откачивающей магистрали возле насоса.
Маслосистема кроме манометра, контролирующего давление
масла на входе в мотор, имеет манометр, контролирующий давление
масла в подпятнике нагнетателя мотора.
Фиг. 75. Маслосистема гидросамолета.
Основная магистраль маслосистемы выполняется из дуралюмино-
вых трубок размером 25X27 мм, снабженных соединительной арматурой
типа AM.
Трубопровод из добавочного бака и сливная трубка верхнего
бака изготовляются размером 22X20 мм. При запуске мотора шун-
товой кран водо-масляного радиатора должен быть открыт (ручка
крана горизонтальна). Закрытие шунтового крана производится после
проверки приемистости мотора и работы свечей, для чего следует
мотор перевести на 400—500 об./мин. и плавно повернуть ручку шун-
тового крана в положение „шунтовой отвод выключен". Темпера-
тура масла должна быть при этом не ниже 65—70°С.
Резкое закрытие крана или закрытие его при низкой темпера-
туре масла может вызвать разрыв трубок водо-масляного радиатора
или другие деформации его.
На полном газе при Рк = 870 мм давление масла в главной ма-
гистрали должно быть 8—ПО атм., а в подпятнике нагнетателя
3—3,5 атм.
Температура входящего масла должна быть не ниже 60’, а вы-
ходящего не выше 105°С.
105
Маслосистема самолета ПС-84
Самолет ПС-84 имеет две маслосистемы, каждая из которых,
обслуживает свой мотор. Маслосистема (фиг. 76) имеет бак 1 емкостью
125 литров, термостат 2, насос 3 и воздушно-масляный радиатор 4.
Циркуляция масла происходит следующим образом. Из бака
масло поступает, через термостат, к маслонасосу и под давлением
подается в мотор. Откачивающая часть маслонасоса подает масло
в термостат, а оттуда, в зависимости от температуры масла, оно
отводится или непосредственно в бак, или частично в бак, а частично
через радиатор и затем в бак,
или же полностью через ра-
диатор и затем в бак.
Маслобак сварной из
листов алюминиевого спла-
ва, с приклепанными вну-
тренними перегородками
с последующей обваркой на-
ружных головок заклепок.
Бак крепится лентами
за противопожарной пере-
городкой и легко осматри-
вается через люк мотогон-
долы, куда убирается нога
шасси.
Установка маслобака
на самолете показана на
фиг. 77 (вид снизу). Так как
в месте установки масло-
бака проходит стойка подъ-
Фиг. 76. Маслосистема самолета ПС-84. ема И ВЫПХСКЭ ШЭССИ, ТО
бак имеет специальную глу-
бокую выемку в верхней поверхности для прохода этой стойки. Бак
(фиг. 76) имеет горловину для заполнения а, рейку для замера коли-
чества масла в баке б, пробку для слива масла и шесть штуцеров.
для присоединения трубок.
Дренаж бака осуществляется медной трубкой, диаметром 6,35 мм
8 и двумя трубками, сообщающими через флянец 9 бак с полостью
картера мотора. Таким образом, в случае отказа (обмерзание, засо-
рение) трубки 8, сообщение бака с атмосферой будет происходить
через картер мотора. Кроме того, в случае переполнения бака вспе-
ненным маслом, оно не будет выбрасываться наружу, а будет отво-
диться в картер мотора. Штуцер крепления трубки подвода масла от
бака к термостату виден на фиг. 77. В бак масло возвращается по-
двум трубкам, одна из которых итет от термостата, а другая от ра-
диатора к верхней части бака.
Внутри бака имеется канал для подвода горячего масла от
термостата к месту отвода масла на питание. Сделано это для более
быстрого прогрева масла при запуске и, по существу, предназначено
выполнять функции ложного бачка. На выходе масла из бака, внутри
его, установлен сетчатый фильтр. При заполнении бака масЛЬм до
горловины, остается еще пространство для пены в 17 литров.
Масляный ра тиатор воздушного охлаждения, установленный
па кронштейнах в нижней части мотогондолы (фиг. 71), имеет диаметр
И)6
220 мм и снабжен предохранительным клапаном, который, в случае
повышения давления масла (при переохлаждении радиатора) выше
1,75 «г/слг2, перепускает масло помимо сот радиатора непосредствен-
но в бак.
Охлаждение радиатора регулируется заслонками, установлен-
ными в трубе, подводящей воздух к радиатору.
Слив масла из системы производится через специальный кран
и трубопровод 6, а также через пробки радиатора и бака.
Для контроля работы системы установлен манометр и сигналь-
ные лампочки красного цвета, зажигающиеся в случае падения дав-
ления масла в магистрали мотора. К манометру идет трубка диа-
метром 6,35 мм, имеющая в месте присоединения у насоса калибро-
ванное отверстие, диаметром 3,2 мм, служащее для уменьшения
потери масла в случае разрыва трубки в полете.
Фиг. 77. Установка маслобака па самолете ПС-84.
Все трубки маслосистемы изготовлены из алюминиевого сплава
диаметром 25 мм. Исключение составляют тренажная трубка и часть
проводки линии давления масла впереди противопожарной пере-
городки, которые сделаны из меди. Соединение маслопроводов до
противопожарной перегородки выполнено арматурой типа Паркера,
а перед противопожарной перегородкой дюритовыми шлангами.
При эксплоатации маслосистемы надо следить, чтобы темпера-
тура масла на выходе из мотора не была выше 12СГС. При этой
температуре масла разрешается работать не более 10 минут. Нормально
температура масла на выходе из мотора должна быть 100 С. Перепад
температур входящего и выходящего масла должен быть не более 40э.
Давление масла 4,5 6,0 атмосфер.
Маслофильтры системы через каждые 25 часов очищаются и про-
мываются.
1<)7
пялся при заправке, горловина
И
Фиг. 78. Маслосистема самолета ПС-43.
Маслосистема самолета ПС-43
Маслосистема самолета ПС-43 (фиг. 78) состоит из бака, насоса
и радиатора с термостатом.
Масло циркулирует из бака ио маслопроводу Б к насосу, который
под давлением подает масло в мотор. Из мотора откачивающая часть
маслонасоса подает масло по трубопроводу В в радиатор. Из радиатора
по трубке Г масло возвращается в маслобак.
Маслобак сварной из листов алюминиевого сплава имеет пять
диафрагм. Обичайка и днище отштампованы из материала Б-95, тол-
щиной 1.3 мм. Диафрагмы из этого же материала, толщиной 1 мм,
укреплены к обичайке на заклепках, наружные головки которых
обварены.
Емкость бака 113.5 литра. Для того, чтобы маслобак не перепол-
рас положена сбоку на обичайке, на
уровне нормальной заправки. Кроме
заправочной горловины бак снаб-
жен заборным штуцером, дренаж-
ными штуцерами, штуцером обрат-
ного масла и измерителем уровня
масла. Вся арматура бака приварена
к обичайке его. Дренаж бака осу-
ществлен через картер мотора труб-
ками Е и Д, которые присоединя-
ются к задней крышке мотора. Для
отделения воздуха от масла, от
штуцера обратного масла внутри
бака проходит трубка, укрепленная
на противоположной стенке бака,
на расстоянии примерно 15 мм от
нее. Такое крепление конца обрат-
ной трубки способствует быстрому
растеканию масла по стенке и отде-
лению, следовательно, воздуха.
Все штуцера, за исключением
штуцера на маслорадиаторе, имеют
конусную резьбу. Соединение труб
маслосистемы со штуцерами осу-
ществлено при помощи дюрита.
Маслобак установлен на специальных кронштейнах и прижат лентами
к противопожарной перегородке со стороны мотора.
Охлаждение масла, циркулирующего в системе, происходит в воз-
душно-масляном радиаторе диаметром 220 мм. Подвод воздуха к ра-
диатору производится тремя патрубками, идущими между цилиндрами
мотора и объединенными в общий патрубок перед радиатором, а отвод
происходит через патрубок, выходящий за капот. Для регулировки
обдува радиатора в заднем патрубке установлена заслонка.
Температура масла, выходящего из радиатора, регулируется авто-
матическим термостатом, установленным на радиаторе.
Для контроля работы системы установлен один манометр дав-
ления масла после насоса и два термометра, показывающие темпера-
туру масла на входе и выходе его из мотора. Манометр и термометр
входящего масла объединены в трехстрелочный индикатор, а термо-
метр выходящего масла установлен отдельно.
-1J8
Давление масла на эксплоатационном режиме от 3,5 до
5,6 кг/см2. Температура входящего масла 60—75 но не более 90° С
йа продолжении короткого времени. Температура выходящего масла
не выше 100°.
Маслосистема почтового самолета
Маслосистема самолета (фиг. 79) состоит из маслобака / емко- •
стью 73 литра, водо-масляного радиатора 2 и трубопроводов
с кранами.
Маслобак самолета, клепанной конструкции, снабжен пеногаси-
телем и сетчатым фильтром на выходе масла из бака. Дренаж бака
осуществлен через негерметичную пробку горловины для заполнения
бака маслом. На штуцере отвода масла на питание смонтирован кран
для слива масла из бака. Кроме того для слива масла из маслосис-
темы служат 4 крана маслорадиатора. Водо-масляный радиатор обычной
и
Фиг. 79. Маслосистема почтового самолета.
конструкции установлен под картером мотора. Из бака в насос мотора
масло поступает по трубопроводу размером 22X24 мм, а из мотора
через радиатор в бак по трубопроводу размером 24 X 26 мм.
Крупным недостатком устройства бака является дренаж бака,
через который в эксплоатации довольно часто выбрасывает масло.
Поэтому, при наличии обшей емкости маслобака 73 литра, в бак
разрешается заливать масла не больше 46 литров. На выходе масла
из бака в мотор установлен перекрывной кран, который, во( избежание
переливания масла из бака в мотор при стоянке самолета, продолжа-
ющейся более 20-30 минут, должен быть закрыт. Перед запуском
мотора надо убедиться, что этот кран открыт—ручка стоит в поло-
жении „в мотор". Для замера количества масла в баке на борту
самолета имеется мерная линейка. Фильтр маслобака необходимо
промывать через каждые 20 часов, а через 60 часов производится
промывка маслобака. Во всех случаях слива масла из системы необхо-
димо обращать внимание на отсутствие воды в масле. Дело в том,
что присутствие воды в масле указывает на разрушение трубок водо-
109
масляного радиатора. Необходимо периодически промывать радиатор
и испытывать под давлением 0,4 кг'см3. С этой целью заглушаются
два отверстии подвода и отвода воды и через пробку слива воды
подводится воздух в водяное пространство радиатора, погруженного
в водяную ванну.
В практике эксплоатации почтового самолета наблюдались случаи
разрушения коренных подшипников мотора из-за недостаточной смазки,
наступающей вследствие образования масляной пробки застывшего
масла в подводящем маслопроводе от маслобака к насосу. Образова-
нию пробки в подводящем маслопроводе способствует наличие изгиба
ее у воздушного патрубка нагнетателя и расположения трубки, не-
обеспечивающего полного слива масла при разрядке. Для предупре-
ждения образования масляной пробки в подводящей трубке надо
утеплить все маслопроводы, маслобак и трубки подвода и отвода
воды от водо-масляного радиатора. Кроме того, с этой же целью,
при температуре наружного воздуха минус 10 С и ниже, необходимо
подогревать, наряду с обогревом мотора, всю маслопроводку с по-
следующим проворачиванием винта от руки 8—10 раз.
При эксплоатации зимой надо в маслосистему заливать масло,
нагретое до 90—100 С. Причем заливать следует после прогрева мотора
горячей водой. После запуска мотора манометр должен показать
давление масла через 8—10 секунд. Если через 8—10 секунд манометр
не покажет давления, мотор надо остановить.
После полета зимой масло немедленно сливается, а сливные
краны оставляются открытыми. Если стоянка самолета не продолжи-
тельна, то масло не сливается, но температура воды в водосистеме
не должна снижаться ниже 50°С. Если температура воды ниже 50 С—
мотор надо прогревать.
Давление масла в главном маслопроводе на режимах номинальной
и эксплоатационной мощности в случае остановки винтов ВИШ-2
равно 4—6 кг1см2, а при установки ВФШ—3,5 кг]см2. Давление
масла па малом газе должно быть не ниже 1,5 кг см2. Температура
масла при выходе из мотора не должна быть выше ПО С.
5. Общие вопросы эксплоатации маслосистем.
Наиболее важными эксплоатационными свойствами маслосистемы
самолета, как это было указано выше, являются скорость прогрева
масла при запуске мотора и достаточное охлаждение масла при
наиболее сложных условиях (форсированный режим работы мотора
и высокая температура воздуха).
Однако, кроме этих основных эксплоатационных свойств масло-
системы, необходимо осветить ряд общих вопросов эксплоатации
маслосистем самолетов, играющих важную роль в обеспечении на-
дежности работы маслосистемы.
Заправка маслосистемы
Заливка масла в маслобак производится в двух случаях: в случае
если масло ранее было полностью слито из маслосистемы и в случае
если запас масла в баке недостаточный для выполнения предсто-
ящего полета. Полный слив масла производится или при окончании
срока годности его к употреблению для смазки мотора или в случае
опасности застывания его в маслосистеме при низкой температуре
окружающего воздуха.
По
Срок годности для применяемых масел равен 20 и больше часам —
следовательно через определенные сроки масло сливается из масло-
бака и заменяется свежим. При заправке или дозаправке масла в бак
маслосистемы следует, главым образом, обращать внимание на чи-
стоту заправочной посуды, на соответствие сорта и количество зали-
ваемого масла. Если в маслобак будет залито масла больше допу-
стимого количества, оно будет выброшено наружу через дренажную
трубку, загрязнит при этом самолет и не будет использовано по
назначению. Заправлять масло следует через воронки с мелкой
метной сеткой до 9/10 объема маслобака.
Температура и давление масла
Контроль температуры и давления масла дает возможность
следить за работой маслосистемы, а также за тепловым состоянием
мотора.
Температура масла обычно контролируется в двух точках масло-
системы—на входе в мотор и на выходе из мотора. Причем для
каждого мотора существуют границы, за пределы которых темпера-
тура масла не должна выходить (смотри таблицу 5).
Контроль температуры масла на входе в мотор необходим для
обеспечения нужной вязкости масла, поступающего на смазку тру-
щихся поверхностей деталей двигателя.
Температура масла выходящего из мотора отражает общее
тепловое состояние двигателя и используется, наряду с контролем
температуры охлаждающей жидкости или головок цилиндров для дви-
гателей воздушного охлаждения, для наблюдения за работой двига-
теля.
Особо должна быть отмечена необходимость наблюдения за
температурой масла при запуске двигателя. Дело в том, что авиа-
ционный мотор после запуска не может быть переведен на более
высокое- число оборотов до тех пор, пока он не будет достаточно
прогрет и пока масло не будет нормально циркулировать через мотор.
Необходимая циркуляция масла через мотор должна наступить через
8—10 секунд после запуска, в противном случае мотор может выйти
из строя из-за перегрева трущихся поверхностей, заедания их и за-
клинивания. Поэтому маслосистема должна обеспечить быстрый про-
грев масла при запуске двигателя, без чего не может быть обеспе-
чена необходимая циркуляция масла через мотор.
Давление масла поступающего в мотор также должно нахо-
диться в установленных пределах, которые определяются гидравли-
ческим сопротивлением внутренней системы смазки мотора.
Давление масла зависит от вязкости масла. Так, при запуске
двигателя в первые минуты давление масла бывает значительно выше,
чем после прогрева двигателя, когда масло также прогревается
и его давление падает до нижнего предела. '
Например, для мотора М-100 этот нижний предел равен 1,5 атм.,
а верхний предел на полном газе колеблется между 4—6 атм.
в девисимости от свежести масла и др.
Отстой в маслосистемах
В процессе циркуляции через мотор и внешнюю систему смазки
масло загрязняется разного рода механическими примесями, которые
Попадают в мотор вместе с воздухом через суфлер, отделяются от
ill
алей мотора (мельчайшие частички металла, окалина и др.)
^образуются в самом масле при нагреве и повышенном давлении
И йствующих на масло (смолистые образования).
Эти механические примеси в масле, количество которых увели-
< ивается со временем, должны задерживаться перед' входом масла
4 мотор- С этой целью маслосистемы самолетов снабжаются различ-
ными фильтрами и полостями для отстоя механических примесей.
Кроме того механические примеси осаждаются как на стенках
бака, так и внутри маслопроводов.
Все это вызвало ряд эксплоатационных мероприятий, применяю-
щихся для улучшения смазки двигателя и работы маслосистемы.
Первое из этих мероприятий это сокращенный срок службы
масла — масло подлежит замене после определенного срока работы.
Затем систематически очищаются фильтры и удаляется отстой
из отстойников. При этом следует особо серьезное внимание обра-
щать на состав отстоя и, при обнаружении металлических стружек
в нем, немедленно определить причину их появления. До выявления
причины появления в отстое стружек, мотор не может быть пущен
в ход.
Кроме того периодически промывают маслобаки, для чего в бак
после слива масла заливают 5—8 литров керосина и через 3 5 минут
сливают его. Эту операцию повторяют до тех пор пока из бака не
пойдет светлый керосин без осадка.
Маслопроводы периодически подвергаются очистке, что обычно
выполняется при отжиге маслопроводов. Известно, что отжиг масло-
проводов производится для восстановления Пластичных свойств мате-
риала, из которого они изготовлены, но, кроме того, при нагреве
маслопровода осадок, образовавшийся на его внутренних стенках,
сгорает и легко удаляется из трубки.
Некоторые причины отказа маслосистемы
Одной из наиболее обычных причин отказа масляной системы
в пол,ете является подсос воздуха во всасывющей трубке маслонасо-
са. Особое значение этот дефект приобретает при полетах на боль-
шой высоте, где и без подсоса воздуха создаются, из-за увеличения
разрежения в маслобаке, весьма тяжелые условия для работы насоса.
Если же к этому еще добавится подсос воздуха на всасывании, то
отказ маслопитания наступит еще до достижения „потолка" маслоси-
стемы.
В связи с этим как при разработке маслосистемы самолета, так
и при ее эксплоатации должно быть уделено особое внимание устрой-
ству всасывающего маслопровода насоса. Главное при этом обеспе-
чить герметичность соединений трубок и уменьшить гидравлические
сопротивления маслопровода от бака к насосу путем уменьшения
длины трубопровода и числа соединений.
Особенности зимней зксплоатацни маслосистем
Масла, употребляемые для смазки авиационных двигателей, имеют
сравнительно высокую температуру застывания, что вызывает ряд
трудностей в эксплоатации маслосистем. Например, масло марки МД
застывает при—15°, а касторовое масло при—16°С. В связи с этим,
при понижении температуры воздуха, приходится принимать ряд.
112
специальных мер, направленных на обеспечение нормальной работы
маслосистемы. Рассмотрим эти мероприятия.
На зимний период эксплоатации маслосистема должна быть
утеплена. Для этого маслопроводы и бак покрываются слоем одного
ii3 следующих материалов—собачий мех, козий мех, фетр и шинельное
сукно. Утепляющий слой сверху покрывается или слоем киперной
ленты или слоем шнурового азбеста. Не отепляются в маслосистеме
только сливные и дренажные трубки. Отепление бака производится
в виде чехла, который, в случае необходимости, может быть раскрыт
для обогрева бака теплым воздухом от мотора при запуске, а затем
снова закрыт.
Кроме отепления маслосистемы в холодное время года, после
полета масло должно быть немедленно, пока оно еще не остыло,
удалено из маслосистемы. Если масло почему либо не было удалено,
оно застынет в системе и вызовет массу затруднений при запуске мо-
тора. Слив масла после полета обязателен при температуре ниже—5°С.
При температуре+5°С надо заливать уже нагретое масло (при-
мерно до 80-90° С).
Монтаж маслопроводов
Большинство соображений относительно монтажной схемы бензо-
системы полностью относится и к маслосистеме и поэтому повторены
не будут. Необходимо только подчеркнуть удобства слива масла из
маслосистемы и предохранения маслопроводов от разрушения под
действием вибрационных нагрузок. При этом должно быть обращено
особое внимание на изоляцию маслоироводки от вибрационных нагру-
зок, возбуждаемых мотором, путем применения гибких соединений
(соединения дюритовым шлангом).
На одном из самолетов в практике эксплоатации наблюдались
массовые случаи течи маслобаков в месте крепления трубки, идущей
к маслонасосу. Как установлено, причиной течи являлось неправиль-
ное крепление трубки, которая, будучи жестко прикреплена к баку,
одновременно жестко крепилась к центроплану самолета, в то время
как маслобак относительно центроплана имел некоторые перемеще-
ния. Этот пример наглядно показывает необходимость внимательною
отношения как к разработке монтажных схем малосистем самолета,
так и к монтажу маслопроводов.
8 Волков, Г. II.
113
III. УСТРОЙСТВА ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
С целью получения работы, необходимой для передвижения само-
лета в воздухе, в двигателях, установленных на самолете, сжи-
гается горючее. В результате сжигания горючего в цилиндрах
двигателя и трения рабочих поверхностей, двигатель нагревается
причем температура двигателя может подняться настолько, что его
детали будут претерпевать тепловые деформации, коробление и потерю
прочности материала, из которого они изготовлены. Слишком вы-
сокая температура двигателя, кроме того, уменьшает степень напол-
нения цилиндров, ухудшает условия смазки трущихся поверхностей,
вызывает преждевременную вспышку рабочей смеси и т. д.
Поэтому, для поддержания температуры двигателя в определен-
ных пределах, не нарушающих его работу, современные авиационные
двигатели снабжаются системой охлаждения, предназначенной для
отвода избытка тепла.
Установлено, что тепловая энергия, выделяемая топливом при
сгорании в цилиндрах, распределяется следующим образом:
а) в полезную работу превращается около 25—27%,
б) около половины (5и%) тепла уносится выхлопными газами,
в) на преодоление внутренних потерь двигателя (трение, на-
сосные потери) расходуется 5—8°/0 тепла,
г) 15—20% должйо быть отведено при помощи системы охлаж-
дения и маслосистемы.
Практически, для моторов типа М-100, можно считать, что
количество тепла, отводимое охлаждением, равно 50 — 55% коли-
чества тепла, превращаемого в эффективную моп чость.
Отвод такого количества тепла является сложной задачей, над
решением которой конструкторы напряженно работают и в настоящее
время.
Сложность задачи состоит в том, что тепло должно быть от-
ведено или непосредственно от деталей двигателя в воздух, или че-
рез какую-либо другую среду (вода, этиленгликоль и др.) также в
воздух. Причем передача тепла в воздух, и в первом и во втором
случаях, связана с наличием поверхности, обтекаемой воздухом, что
вызывает значительное сопротивление, затрудняющее полет. Особо
остро проблема охлаждения двигателя встает в связи с ростом ско-
рости полета самолета, так как оказывается, что на больших ско-
ростях полета значительная часть мощности двигателя расходуется
на преодоление сопротивления его охлаждающего устройства.
В настоящее время применяются два основных вида охлажде-
ния—воздушное охлаждение и охлаждение жидкостями. .
Детали двигателя, нуждающиеся в охлаждении, в случае воз-
тушного охлаждения снабжаются развитой поверхностью сопри-
114
’осн вения с воздухом в виде ребер, обдуваемых потоком воздуха.
Следовательно, тепло отводится непосредственно в воздух.
При жидкостном охлаждении детали, нуждающиеся в охлаж-
дении (главным образом цилиндры) снабжаются рубашкой, между
которой и стенками цилиндров циркулирует охлаждающая жидкость.
Тепло поглощается жидкостью и затем в специальном приспособ-
лении—радиаторе, отдается в воздух.
Для того, чтобы получить достаточно эффективное охлаждение
двигателя на самолете при наименьших аэродинамических потерях
применяются специальные устройства.
В случае воздушного охлаждения применяется система из капота
и дефлекторов, а в случае жидкостного охлаждения должна быть
предусмотрена система циркуляции охлаждающей жидкости и уста-
новка радиатора для охлаждения циркулирующей жидкости.
В процессе эксплоатации самолета система охлаждения его мото-
ров играет большую роль и в значительной степени определяет как
надежность работы материальной части, так и работу самолета в слож-
ных условиях (низкая температура, полет на высоту и т. д.).
1. Системы жидкостного охлаждения
При жидкостном охлаждении двигателя его наиболее нагретые
детали отдают избыток тепла в циркулирующую вокруг них жидкость,
которая, унося тепло в радиатор, отдает его воздуху. Таким образом
тепло от двигателя передается в воздух при помощи посредника —
жидкости.
В качестве охлаждающих жидкостей применяются: вода, этилен-
гликоль, престон и иногда, в качестве антифриза, смесь этилового спирта,
глицерина и годы.
К охлаждающим жидкостям предъявляются следующие требования:
1. Большая теплоемкость.
2. Возможно меньшая вязкость.
3. Высокая температура кипения.
4. Низкая температура замерзания.
5. Возможно меньший удельный вес.
6. Устойчивость физических свойств и химического состава при
эксплоатации.
7. Антикоррозийность и отсутствие накипи.
8. Дешевизна, удобство хранения и эксплоатации.
До сих пор еще не существует жидкости, которая полностью удов-
летворяла бы всем перечисленным требованиям, а применяющиеся жид-
кости удовлетворяют их в той или иной степени.
Весьма широко для охлаждения применяется вода, наиболее рас-
пространенная и дешевая из всех перечисленных жидкостей, отвечаю-
щая главным вышеперечисленным требованиям. Но вода не отвечает
третьему, четвертому и седьмому требованиям, что и вызвало стре-
мление найти заменителя ей. Поэтому довольно широко нашел себе
применение этиленгликоль, который имеет более высокую температуру
кипения чем вода, более низкую температуру замерзания и не влияет
на металлы. Однако этиленгликоль имеет ряд своих существенных
недостатков, из которых главными являются:
1. Большая гигроскопичность, вызывающая неустойчивость фи-
зических свойств этиленгликоля.
8*
115
2. Разрушает резину.
3. Огнеопасен.
4. Низкая теплопроводность и особые условия хранения.
В зависимости от вида и состояния жидкости в настоящее время
существуют три типа систем жидкостного охлаждения:
1. Водяное охлаждение—вода в жидкой фазе.
2. Водяное испарительное охлаждение.
3. Охлаждение высококипяшими жидкостями.
Рассмотрим отдельно каждый тип жидкостного охлаждения.
При охлаждении двигателя водой, в системе охлаждения цирку-
лирует вода при температуре и давлении не допускающих кипения ее.
При этом температура воды практически не допускается выше+ 85 .
Циркуляция воды в системе принудительная и осуществляется насо-
сом, установленным на моторе.
Различают закрытую и открытую системы водяного охлаж-
дения.
Открытая система имеет свободное сообщение своей верхней
точки с атмосферой и поэтому, с подъемом на высоту, подвергается
влиянию уменьшения давления воздуха, что ограничивает рабочую
температуру воды в системе и для высотных самолетов делает не-
возможным применение подобных систем охлаждения.
На современных самолетах находит себе применение закрытая
система водяного охлаждения, которая имеет сообщение с атмосфе-
рой через дренажный клапан, открывающийся при повышении дав-
ления в системе охлаждения. Изменяя затяжку пружины дренажногр
клапана можно заставить систему работать при некотором избытке
давления относительно атмосферного и этим увеличить высотность
системы охлаждения. Кроме того, наличие избыточного давления в за-
крытой системе, дает возможность поднять рабочую температуру
воды в системе на высоте и, следовательно, уменьшить охлаждающую
поверхность радиатора, благодаря увеличению перепада температур
между водой и воздухом. В настоящее время существуют также
системы водяного охлаждения с парообразованием. Эти системы дают
возможность несколько уменьшить вес воды в системе, а также
у меныпить охлаждающх ю поверхность радиатора.
Вода в системе с испарением частично испаряется, а частично
нагревается до температуры кипения, поглощая тепло, выделяемое
двигателем. Образовавшийся пар в сепараторе отделяется от воды
и направляется в конденсатор, а вода снова поступает в двигатель.
Таким образом система испарительного охлаждения состоит из двух
контуров (фиг. 80): водяного — двигатель, сепаратор, водопомпа,
двигатель, и пароконденсатного — двигатель, сепаратор, кон-
денсатор, конденсатная помпа, сепаратор, водопомпа, двигатель.
Основным преимуществом испарительного охлаждения является спо-
собность единицы веса пара отводить по сравнению с водой в 54 раза
больше тепла, что значительно уменьшает потребную циркуляцию
теплоносителя в охлаждающей системе.
К недостаткам системы охлаждения с парообразованием необхо-
димо отнести увеличение теплопередачи в масло, вследствие общего
повышения рабочей температуры двигателя, что вызывает, увиличение
площади маслорадиатора на 25—ЗО°/о. По этой же причине антпдего-
пационные свойства топлива должны быть повышены на 2—Зедишшы-
Кроме того, наличие сильно развитой поверхности конденсатора свя-
116
зано с рядом затруднений в эксплоатации, особенно при снижении
гемператх ры окружающего воздуха.
При разработке систем испарительного охлаждения возникают
следующие специфические трудности: а) сложность регулировки кон-
денсатора при повышенном давлении в системе; б) затруднения с от-
водом конденсата из конденсатора на некоторых режимах полета
(фигуры); в) необходимость специального конденсатора в области
обдувки винта, для охлаждения мотора на земле; г) высокая стоимость
изготовления конденсатора и сложность его ремонта.
Этиленгликоль и престон нашли себе широкое применение в
качестве охлаждающих жидкостей главным образом потому, что они
позволяют поднять рабочую температуру охлаждающей жидкости до
120—130 при нормальном давлении. Повышение температуры охлаж-
дающей жидкости, вследствие увеличения перепада температуры воз-
Фнг. 80. Схема испарительного охлаждения.
духа и охлаждающей жидкости, дает возможность уменьшить охла-
ждающую поверхность радиатора, приводящее практически к умень-
шению лба радиатора на ЗО°/о.
Однако при этом имеет место увеличение теплоотдачи в масло,
вызывающее увеличение поверхности охлаждения маслорадиатора на
80—100° п и снижающее эффект уменьшения лба радиатора системы
охлаждения до 20—25°/0.
При охлаждении высококипящими жидкостями, также как и при
испарительном охлаждении, вследствие общего повышения рабочей
температуры двигателя, необходимо увеличивать октановое число
топлива.
Наиболее сложной проблемой системы жидкостного охлаждения
является уменьшение лобового сопротивления радиатора. При этом
задача уменьшения потерь на охлаждение радиатора решается ком-
плексно с задачей обеспечения достаточного охлаждения на форси-
рованных режимах работы мотора.
117
Рациональным решением этой проблемы в настоящее время надо
считать помещение радиатора в туннель со входом воздуха через
отверстие в передней части туннеля и с выходом через регулируемую
выходную щель. Максимальное открытие выходной щели подбирается
для условий взлета. На других режимах полета расход воздуха через
туннель будет подбираться соответственно режиму работы двигателя
путем изменения площади выходной щели. Важнейшей проблемой
жидкостного охлаждения является также обеспечение нормальной
работы системы на большой высоте. Трудность состоит в опасности
образования кавитационного режима из-за закипания воды при умень-
шении давления в системе.
Таблица 7 дает представление о снижении температуры кипения
воды с подъемом на высоту.
Таблица 7
Высота в км 0 2 4 6 8 10 15
Плотность воздуха 0,125 0,103 0,084 0,067 0,054 0,042 0,020
Температура воздуха в °C . . . + 15 + 2 — 11 -24 -37 -50 — 56,5
Давление воздуха кг/см* .... 1 0,785 0,607 0,466 0,352 0,260 0,118
Температура кипения воды в °C 99,1 92,5 85,6 79,0 72,4 65 49
Если учесть при этом, что перед помпой давление будет ниже
атмосферного, то становится ясным, что температура воды в системе
должна быть ниже величин, указанных в таблице. Следует помнить,
что наиболее вероятным местом образования кавитационного режима
в системе водяного охлаждения является участок перед помпой.
Рабочая схема системы водяного охлвждения
На фиг. 81 показано принципиальное устройство системы водя-
ного охлаждения. Вода насосом 10 подается по трубе 9 в блоки мо-
тора, нагревается, поглощая тепло, и по водопроводу 6 поступает
к радиатору /7, установленному в потоке воздуха. Отдав часть тепла
воздуху, обтекающему радиатор, вода поступает к водо-масляному
радиатору 15 (если он имеется) для охлаждения масла и из водо-
масляного радиатора засасывается насосом. Вода в системе, вслед-
ствие нагрева, меняет свой объем. Кроме того часть воды, в процессе
работы системы, теряется. Для компенсации изменения объема воды
в системе и потерь воды в процессе работы, а также для создания
подпора на всасывании насоса, предусмотрен расширительный бачок 3,
сообщенный трубопроводом 5 с циркуляционной системой в месте
подвода воды к насосу 14. Расширительный бачок является самой
высокой точкой системы и поэтому сообщение системы с атмосферой
осуществляется через него. Для этой цели бачок снабжен дренажным
клапаном 1. Кроме того расширительный бачок используется для
отвода п конденсации пара, образовавшегося где либо в системе.
Трубки 2, по которым пар отводится в расширительный бачок, назы-
ваются дренажными.
Иногда от трубопровода, идущего от блоков мотора к радиатору,
делают отвод нагретой воды для подогрева карбюратора.
Для контроля работы системы, а также теплового состояния
двигателя, предусмотрены термометры, один из которых контроли-
рует температуру воды на выходе из блоков мотора, а другой на
входе в блоки мотора.
УооИбнь охлаждающей Жидкости при
не работающем моторе и нормальном
положении самолета на земле
Уровень охлаждающей Жидкости
8 расширительном бачке при ра-
ботающем моторе на земле
Фиг. 81. Рабочая схема системы жидкостного охлаждения.
11
ю
9
Ю
11
12
Э)/4

Заполнение системы водой производится через горловину рас-
ширительного бачка, а слив воды из системы через кран радиа-
тора 21 и краны, установленные в нижних точках системы в зависи-
мости от монтажной схемы ее на самолете.
Конструкция и особениостн вгрегатов системы охлаждения
Насосы.
Насос в системе охлаждения обеспечивает необходимую цирку-
ляцию охлаждающей жидкости. Он должен быть надежен в работе,
прост ио конструкции, должен иметь устойчивый рабочий режим и
потреблять возможно меньшую мощность. Подбирается насос по про-
качке и напору, которые он должен обеспечить при заданном числе
оборотов. Так как все без исключения насосы системы водяного
охлаждения центробежного типа, то для них характерны следующие
соотношения подобия:
м
W,____П1
а>2 п.,'
МЛ2.
«А8.
ма/ ’
(31)
Л2
т. е. для данной системы прокачка насоса iv изменяется прямо про-
порционально первой степени изменения числа оборотов, напор Н—
119
пропорционально квадрату и мощность N — пропорционально кубу.
Конструкция насоса рассматриваться не будет, так как она является
предметом изучения в курсе конструкций авиадвигателей.
Радиаторы.
Радиаторы систем жидкостного охлаждения предназначены для
охлаждения циркулирующей в системах жидкости. Они представляют
собой набор значительного количества прямых трубок, развальцован-
ных по концам на больший диаметр (фиг. 82) и соединенных концами
при помощи пайки. Охлаждающая жидкость проходит в пространстве
между сосешими трубками, а воздух, которому отдается тепло охла-
ждающейся жидкости, проходит внутри трубок. Пространство между
трубками для прохода воды имеет ширину равную 0,75—1,5 мм, при-
чем чем скорость протекания воды больше, тем меньше размеры этого
пространства Трубки радиаторов изготовляются из латуни или меди
с толщиной стенок 0,15—0,25 мм. Внутренний тиаметр трубки обычно
находится в пределах 7—12 мм, а длина их зависит от ряда сообра-
жений. связанных с проницаемостью радиатора, которая зависит как
от скорости потока воздуха, так и от особенностей у становки радиа-
Фиг. 82. Виды трубок радиаторов.
тора на самолете (в туннели пли без него). Практически длина трубок
колеблется от 350 до 500 мм. Трубки, образующие соты радиатора,
могут иметь самые разнообразные формы поперечных сечений
(фиг. 82)—квадратное 1, круглое 2, шестигранное 3, типа Андрэ 4 и
эллиптическое 5.
Кроме сотовых, наиболее распространенных радиаторов, приме-
няются также пластинчатые и трубчатые. В этом случае вода проте-
кает по трубкам пли плоским элементам в виде пластинок, а воздух
омывает их снаружи. Однако, вследствие недостаточной прочности и
сложности в эксплоатации, эти типы радиаторов не могут конкури-
ровать с сотовыми, которые, при наибольшей охлаждающей эффек-
тивности и сравнительной простоте производства, легко подвергаются
ремонту в эксплоатации.
Набор трубок, соединенных в соты радиатора, снабжается кол-
лекторами для подвода и отвода охлаждающейся жидкости. Коллек-
тора имеют патрубки для присоединения трубопроводов системы.
Отвод воды от радиатора делается как снизу, так и сверху. .При
верхнем отводе удается уменьшить длину, число соединений и пово-
ротов отводной трубы, по при этом ухудшаются условия тепловой
работы радиатора. При нижнем отводе жидкости от радиатора
120
усложняется 1ренаж системы, но удается создать более благоприят-
ные условия для теплоотдачи. В настоящее время большинство ра-
диаторов имеют подвод и отвод охлаждающейся жидкости в верхней
части. В нижней точке радиатора всегда устанавливается сливной кран.
При разработке конструкции радиатора и j становие его на само-
лете руководствуются требованием — при минимальном весе и мини-
мальном лобовом сопротивлении радиатора обеспечить необходимую
поверхность охлаждения.
На теплоотдачу и сопротивление радиатора влияют следующие
геометрические параметры радиатора:
— относительная глубина радиатора по направлению потока
воздуха, т. е. отношение длины трубки 1 к ее гидравличе-
скому диаметру;
h
---отношение ширины прохода для воды h к гидравлическому
диаметру радиаторной трубки;
/—коэфициент живого сечения радиатора для воздуха, пред-
ставлявший собой отношение свободного сечения для про-
хода воздуха к фронтовой площади радиатора;
-р---отношение охлаждающей поверхности радиатора к его
фронтовой площади.
Относительно установки радиатора на самолете необходимо от-
метить следующее. С целью уменьшения лобового сопротивления
р 1диатора в последнее время широко применяется установка радиа-
тора в специальном обтекателе-туннеле. Поток воздуха через туннель,
регулируется изменением площади выходной щели туннеля. Таким
образом па современных самолетах применяется не просто радиатор, а
радиаторная установка, состоящая из радиатора и т\ ннеля. Поэтому
расчет радиатора ведется совместно с расчетом туннеля. Кроме рас-
положения радиатора в туннеле, применяется установка радиатора
в щели крыла, а на устаревших типах самолетов, установка радиа-
тора без всяких обтекателей.
Регулирование обдува радиатора воздухом производится одним
из следующих способов:
а) изменением площади выходной щели туннеля;
б) при помощи жалюзи, устанавливаемых перед радиатором;
в) выдвижением радиатора из фюзеляжа или крыла.
Что касается весовых характеристик радиаторов, то на один
квадратный метр поверхности охлаждения приходится 1,22—1,28 кг
веса радиатора и 0,7—0,8 кг воды в радиаторе.
Расширительные бачки и дренажный контур.
Расширительные бачки системы жидкостного охлаждения пред-
назначены для содержания некоторого запаса воды, отвода и конден-
сации пара, образовавшегося в системе. Расширительный бачок поме-
щается в самой верхней точке системы и используется для сообще-
ния системы с атмосферой. С этой целью бачок снабжается или ре-
дукционным клапаном или дренажной трубкой.
В згвисимости от расположения на мотоустановке самолета, ба-
чок, во время стоянки самолета на земле, может быть заполнен во-
121
дой или полностью, или частично. Дело в том, что в рабочем поло-
жении системы (самолет в линии полета) расширительный бачок дол-
жен иметь незаполненное водой пространство, равное примерно 10%
всего объема системы. Величина свободного пространства расшири-
тельного бачка, вообще говоря, определяется тепловым расширением
воды, длительностью полета самолета и емкостью верхних точек си-
стемы, опорожняющихся при стоянке самолета на земле.
На фиг. 81 показан уровень охлаждающей жидкости при нера-
ботающем моторе и нормальном положении самолета на земле. При
расположении расширительного бачка относительно мотора так, как
показано на схеме, при стоянке на земле, охлаждающая жидкость
заполняет его полностью. Как только мотор начинает работать и
охлаждающая жидкость под действием насоса начинает циркулиро-
вать в системе, уровень в расширительном бачке опустится за счет
заполнения всей системы охлаждающей жидкостью.
Если же расширительный бачок располагается в передней части
мотоустановки, то он на земле или совершенно опоражнивается или
имеет незначительное количество жидкости.
В практике эксплоатации самолетов довольно часто наблюда-
ются случаи выбрасывания охлаждающей жидкости из расширитель-
ного бачка. Причиной такого явления часто является местный пере-
грев мотора, вызывающий парообразование в системе охлаждения.
Пар, при этом, стремясь выйти наружу, выбрасывает воду. Поэтому
от точек, где возможно скопление пара в системе, идут трубки для
отвода пара в расширительный бачок. В расширительном бачке эти
трубки выводятся в самые верхние точки для того, чтобы концы
трубок не заливались жидкостью. Так как по этим трубкам идет
смесь пара с водой, то для отделения пара от воды в расширитель-
ном бачке, на пути выхода этой смеси, становятся отражатели, раз-
бивающие поток. Выброс воды из расширительного бачка может
происходить также из-за неправильной конструкции бачка.
Расширительные бачки изготовляются из листов легких сплавов
алюминия, соединенных или сваркой или заклепками. Внутри бачка
иногда ставят перегородки, уменьшающие колебание охлаждающей
жидкости при рулежке самолета. Так как бачок располагается /в са-
мой верхней точке системы охлаждения, то обычно через него про-
изводится заполнение системы охлаждающей жидкостью. В этих слх -
чаях бачок снабжается горловиной для заполнения. Труба, при помощи
которой бачок присоединяется к трубе, идущей к насосу со стороны
всасывания, называется компенсационной. Такое включение расшири-
тельного бачка необходимо для повышения давления на всасывании
насоса, так как в этой точке системы наименьшее давление. Компен-
сационная труба, дренажные трубки для отвода пара из системы
в расширительный бачок и сам расширительный бачок образуют так
называемый дренажный контур системы охлаждения,
оказывающий сильное влияние на работу всей системы. Дело в том,
что циркуляция воды через расширительный бачок зависит от гид-
равлического сопротивления дренажного контура, а распределе-
ние давления и величина его в различных точках системы зависят
от соотношения сопротивления дренажных трубок и компенсационной
трубки.
Проходное сечение дренажной трубки определяется из условия
полного отвода пара и воздуха из системы и обычно равно 0,2 с.н2
122
на 100 л. с. мощности мотора, при небольшой длине трубки. Если
длина трубки значительна, то проходное сечение е‘е должно быть
увеличено.
Проходное сечение компенсационной трубки равно 0,6 см3 на
100 л. с. мощности мотора при длине трубки не больше 1 метра.
Определение площади проходного сечения компенсационной труби
для другой длины и мощности мотора можно произвести по фор-
муле:
При определении проходного сечения дренажной трубки необ-
ходимо иметь ввиду, что чрезмерное увеличение его значительно
понижает давление в основном контуре и вызывает, следовательно,
закипание воды на входе в насос. Чрезмерное увеличение проходного
сечения дренажной трубки увеличивает также прокачку воды через
тренажный контур, перегружает насос, уменьшает прокачку через
радиатор и повышает температуру в расширительном бачке.
Чрезмерное уменьшение сечения дренажной трубки приводит
к ухудшению отвода пара из системы, способствуя этим образованию
паровых пробок. С точки зрения работы насоса уменьшение сечения
дренажной трубки выгодно, так как оно вызывает повышение давле-
ния в основном контуре и, в частности на всасывании насоса.
Компенсационная трубка в меньшей степени влияет на давление
и на распределение прокачки в системе, так как имеет больший диа-
метр и вызывает меньшие гидравлические сопротивления.
Дренажные устройства расширительных бачков.
Сообщение системы с атмосферой производится через расшири-
тельный бачок, оборудованный для этой цели или трубкой, в случае
открытой системы, или редукционным клапаном, в случае закрытой
системы.
Трубка для сообщения системы с атмосферой устанавливается
в верхней части бачка и для некоторого нагнетания своим свободным
концом направляется против потока воздуха.
Редукционный клапан применяется двух типов: а) для поддер-
жания постоянного давления в системе независимо от атмос|ерногв
давления; б) для поддержания определенного избыточного давления
в системе относительно атмосферного.
Устройство клапана первого типа показано на фиг. 83, где клапан 1
прижимается к седлу пружиной 2 и анероидной коробкой 3. За-
тяжка пружины регулируется винтом 4, ввернутым в корпус кла-
пана 5. Корпус клапана имеет ряд отверстий для сообщения с атмос-
ферой—следовательно, на анероидную коробку действует атмосферное
давление. С подъемом на высоту атмосферное давление падает и кла-
пан должен был бы открываться, при все уменьшающемся давлении.
Однако, вследствие уменьшения давления с высотой на анероидную
коробку, она увеличивает давление на клапан. Таким образом давле-
ние в системе с подъемом на высоту не меняется. Клапан этого
типа не допускает повышения давления в системе выше установ-
ленного предела, так как при превышении этого предела клапан
открывается и давление в системе падает.
12.3
Устройство клапана второго типа показано на фиг. 84. Клапан 1
юижат к седлу пружиной 2. Внутренняя полость корпуса клапана
вободпо сообщается с атмосферой и па клапан, следовательно, кроме
пружины действует атмосферное давление. Поэтому, по мере подъема
на высоту, клапан будет открываться все при меньшем и меньшем
давлении в системе. Если затяжка пружины подобрана для поддер-
жания нормально допустимого давления и температуры на высотах
эксплоатации самолета, то на земле может быть повышенная темпера-
тура в системе, приводящая к перегреву. Это крупный недостаток
такого устройства клапана.
Практика эксплоатации систем охлаждения закрытого типа пока-
-,ала. что установка очного клапана второго типа, открывающегося
при повышении давления в системе, недостаточна
'ы гь установлен еще один клапан, открывающийся
давления в системе ниже определенного уровня.
В противном случае резкое повышение внешнего
давления, при сохранении внутреннею пониженного
давления в системе, вызывает деформации радиа-
и что должен
при понижении
’иг. 83. Дренажный
клапан < анероидом.
тора, бачка и других элементов
системы. Эта проблема имеет,
между прочим, существенное зна-
чение для систем охлаждения
ипкирх юпшх бомбардировщиков.
Трубопроводы системы охла-
ждения
Для канализации охлаждаю-
щей жидкости от мотора к ра-
диатор) и дальше по системе
охлаждения применяются метал-
лические п гибкие резиновые
трубы. Диаметр груб подбирается
из расчета, чтобы скорость дви-
жения охлаждающей жидкости
по трубам находилась в преде-
лах 3—5 лг'сек. и практически
равен 35—70 мм.
Применение гибких шлан-
гов необходимо как с точки зре-
Фпг 84. Дренажный
клапан без ане-
роида.
ния разгрузки системы от вибрационных нагрузок, возбуждаемых мото-
ром, так и для соединения жестких участков с подвижным радиатором,
юли регулировка охлаждения осуществлена выдвижением радиатора.
Гибкие трубы могут быть как дюриговые, так и типа „суперфлекс“,
описанные в разделе „Бензосистемы“.
Применение дюритовых шлангов ограничено, так как в случае
охлаждения высококипящими жидкостями, рабочая гемператх ра охлаж-
дающей жидкости подымается до 120 С и резина при этой темпе-
ратуре размягчается. Соединение трубопроводов производится дюритом
(для этиленгликоля специальные сорта дюрита). Колен и поворотов
при монтаже водопроводов надо по возможности избегать, так как
они увеличивают гидравлические потери. В тех случаях, когда изгиб
трубы неизбежен, необходимо отношение радиуса закругления колена
к диаметру трубы брать не меньше двух.
Расчет системы жидкостного охлаждения авиадвигателей
Расчет системы жидкостного охлаждения состоит из двух основ-
ных частей: расчета радиаторной установки и гидравлического рас-
чета системы.
Первая часть — расчет радиаторной установки, производится
с целью выбора такой радиаторной установки, которая, при нор-
мальном охлаждении данного мотора, нуждалась бы в наименьшей
затрате мощности для поднятия и продвижения на данном режиме
полета самолета.
Вторая часть ресчета, т.е. гидравлический расчет системы жид-
костного охлаждения, производится с целью получения закона рас-
пределения давлений по охлаждающему контуру системы.
Имея закон распределения давлений по охлаждающему контурх
системы мы можем сравнить его с законом распределения давлений
парообразования, полученных на основании температур охлаждающей
жидкости в различных точках системы и рядом мероприятий обес-
печить достаточный запас избытка давления в опасных, с точки
зрения появления кавитационных режимов, точках системы.
Рассмотрим каждую часть расчета отдельно.
Расчет радиаторной установки
Увеличение скорости полета современного самолета достигается,
в частности, уменьшением его лобового сопротивления, состоящего
из сопротивления ряда элементов конструкции и сопротивления
системы охлаждения двигателей. Относительное значение сопротив-
ления системы охлаждения в последнее время сильно возросло, что
объясняется успехами в области уменьшения сопротивления других
деталей самолета и улучшения интерференции между ними. При
этом сопротивление, вызываемое радиатором, уменьшает скорость
полета самолета до 8% о г максимальной скорости, а мощность,
идущая на продвижение радиатора в воздухе, может составлять от
5 до ЗО°/о всей мощности охлаждаемого мотора.
Еще более возрастает значение сопротивления системы охлаж-
дения при увеличении высоты полета и мощности моторов, так как
при увеличении высоты полета уменьшается плотность воздуха, что
ухудшает теплоотдачу радиаторов, а рост мощности моторов увеличи-
вает количество тепла, подлежащее отводу через радиатор. При
этом, уменьшение температуры воздуха с подъемом на высоту ска-
зывается на теплоотдаче радиатора менее эффективно, чем падение
плотности воздуха.
Таким образом выбор наивыгоднейшей радиаторной установки
для охлаждения данного мотора является весьма актуальной задачей,
в значительной степени решающей вопрос о скорости полета.
В настоящее время существует два пути уменьшения потерь на
продвижение радиатора в воздухе:
а) Уменьшение поверхности охлаждения радиатора увеличением
перепада температу р между охлаждающей жидкостью и воздухом.
Это может быть достигнуто повышением рабочей температуры охлаж-
дающей жидкости в системе путем повышения давления (закрытые
системы) или путем применения высококипящих жидкостей (этилен-
гликоль).
125-
б) Выбором наивыгоднейшей скорости воздуха перед входом
в радиатор. 5
Изменение скорости воздуха перед радиатором, при неизменной
скорости полета, практически может быть достигнуто путем уста-
новки радиатора в туннель с изменяющейся площадью выходного
отверстия.
Причем воздух, выходя из такого туннеля при достаточно боль-
ших скоростях полета и при достаточном нагреве от радиатора,
создает реактивную тягу, которая компенсирует сопротивление радиа-
торной установки, а в некоторых случаях может даже дать допол-
нительную тягу. Таким образом, используя первый и второй пути
уменьшения потерь на продвижение радиатора, можно получить наи-
более выгодную радиаторную установку.
До самого последнего времени расчет радиаторной установки
(радиатор в туннеле) производился на основании обобщенной элемен-
тарной теоремы Бернулли, которая предполагает несжимаемость
воздуха при проходе его через туннель. Такой метод расчета при-
меним только к малым скоростям полета, для которых влияние из-
менения плотности воздуха при торможении его в туннеле мало эффек-
тивно.
При современных скоростях полета пренебрегать изменением
плотности воздуха при проходе его через туннель нельзя, так как
значение этого изменения плотности воздуха для охлаждения
принимает существенные размеры. Изменение плотности и темпера-
туры воздуха перед радиатором происходит вследствие перехода
энергии движения воздуха при торможении в тепловую энергию.
В таблице 8 приведены данные, показывающие увеличение темпе-
ратуры воздуха при его полном торможении для различных скоростей.
Таблица 8
Скорость воздуха к м/ч а с.
Прирост температуры при полном тормо-
жении в °C..........................
300 4С0 500 600 700
3,45 6,12 9,6 13,8 18,8
800
24,6
Что касается расчетных случаев, на которые должен вестись
расчет радиаторной установки, то они должны быть выбраны так,
чтобы удовлетворять следующим двум требованиям:
1. Радиатор должен обеспечить нормальное охлаждение мотора
на всех режимах полета.
2. Радиаторная установка должна создавать минимально воз-
можное лобовое сопротивление на режиме максимальной и крейсер-
ской скорости полета.
Наиболее тяжелым случаем, с точки зрения охлаждения двига-
теля, является режим полета, на котором двигатель развивает макси-
мальную мощность, а скорость полета небольшая. Таким режимом
для современного самолета с высотным мотором является взлет на
высоте высотности мотора. Но выбор параметров радиаторной уста-
новки (лобовая поверхность радиатора, площадь выходного отверстия
туннеля) должен быть произведен на режиме максимальной скорости,
как наиболее тяжелом в смысле потерь на продвижение радиатора.
126 -
Таким образом расчет радиаторной установки ведется на режиме
максимальной скорости с проверкой достаточности поверхности охлаж-
дения радиатора на режиме взлета на расчетной высоте мотора.
На других режимах полета, минимальные потери на охлаждение,
при необходимом расходе воздуха через туннель с точки зрения
охлаждения, будут обеспечиваться путем изменения площади выход-
ного отверстия туннеля.
Проверка достаточности поверхности охлаждения радиатора на
режиме взлета на расчетной высоте может быть произведена без
учета сжимаемости воздуха, так как скорость самолета на этом ре-
жиме полета небольшая.
Исходными данными для расчета радиаторной установки явля-
ются:
1. Количество тепла, подлежащее отводу через радиатор—Q.
2. Мощность мотора—N.
3. Расчетная высота мотора—Н.
4. Скорость самолета Vt.
5. Температура окружающего воздуха на расчетной высоте te.
6. Температура жидкости в радиаторе t^.
7. Тип радиаторной установки (см. таблицу 9).
8. Тип радиатора.
Кроме того необходимо иметь экспериментальные данные о ве-
тчине коэфициентов теплопередачи К и сопротивления С для дан-
ного типа радиатора в зависимости от скорости воздуха перед ра-
диатором, плотности его и температуры.
Рассмотрим порядок определения исходных данных расчета.
Количество тепла, отдаваемое мотором в жидкость и, следова-
тельно, подлежащее отводу через радиатор (рассеиванием тепла
в трубопроводах пренебрегаем), зависит как от режима работы мо-
тора, так и от охлаждающей жидкости и ее температуры. Это ко-
личество тепла может быть определено по следующим приближен-
ным эмпирическим соотношениям, полученным для моторов с рас-
четной высотой в 3000—4000 м.
Для водяного охлаждения при температуре воды, входящей в
радиатор, +85° С
Q, = (0,45 -г-0,5) ^3600/Vw, (33)
где N„— эффективная мощность, развиваемая мотором на расчетной
высоте.
Для охлаждения этиленгликолем при температуре его +115°С
тс;
= (0,35 н-0,4) ^3600 NH. (34)
Для расчета количества тепла на максимальной, или какой либо
Другой мощности, можно пользоваться выражением
Qx = Qm (0,55 + о,45), (35)
М
где Qx—искомое тепло на рассматриваемом режиме,
NiK— индикаторная мощность мотора на рассматриваемом режиме,
127
QM — количество тепла, отводимое радиатором при эффективной
мощности на расчетной высоте,
N. — индикаторная мощность на номинальном режиме.
Температура воздуха должна быть выбрана на расчетной вы-
соте как с учётом ее изменения согласно стандартной атмосферы,
так и с учетом климатических условий районов эксплоатации самолета.
При этом должна быть взята максимально возможная температура.
Температура жидкости в радиаторе выбирается в пределах
следующих величин:
а} для открытых систем водяного охлаждения
^=.85-95 С;
б) для закрытых систем водяного охлаждения
fx=110- 115" С;
в) для систем, работающих на этиленгликоле
= 115 —125° С.
Тип радиаторной установки может быть выбран из ряда при-
меняющихся на современных самолетах и показанных в таблице 9.
Для каж [ого типа радиаторной установки имеется определенное
лобовое сопротивление, возникающее при обтекании внешним пото-
ком воздуха наружных частей туннеля, а также интерференцией тун-
неля с прилегающими частями самолета. Величины сх. тля каж-
дого типа установки приведены в таблице 9 по материалам ЦАГИ *).
Коэфициент теплоотдачи от охлаждающе:: жидкости к воздуху через
стенки трубок радиатора зависит как от формы радиатора (длины
трубок I, диаметра трубок rf) так и от скорости воздуха, протекаю-
щего через радиатор, зависящей от скорости воздуха перед радиато-
ром. Скорость воздуха перед радиатором, вследствие влияния обдувки
винта и внутренних аэродинамических особенностей туннеля, будет
отличаться от скорости воздуха, обтекающего самолет. Порядок опре-
деления скорости воздуха перед радиатором будет показан ниже.
Влиянием обдувки винта для скоростных самолетов при этом можно
пренебречь. Имея эту скорость и выбрав размеры и тип трубок ра-
диатора из тепловых характеристик радиаторов, полученных экспери-
ментальным путем, можем найти коэфициент теплопередачи радиа-
тора /<.
Тепловые характеристики радиаторов (приложение I) предста-
вляют собою совокупность кривых, выражающих зависимость коэфи-
циента теплопередачи от скорости потока воздуха для разных высот,
нанесенных на логарифмическую сетку. Характеристики получены
при скорости воды в радиаторе И, = 0,3 м сек., а значения коэфи-
циента К отнесены к разности между средней температурой воды
в радиаторе и температурой наружного воздуха и к одному квадрат-
ному метру радиируюшей поверхности.
’) При изложении расчета радиаторной установки в основном использо-
вана работа Николаенко В. Г. „Аэродинамический расчет систем охлажде-
ния с учетом нагрева воздуха*' и работа Марьямова И. В. „Эксперимен-
тальное исследование и расчет авиационных радиаторов-, опубликованные
в трудах ЦАГИ.
128
На этих же графиках приведены кривые зависимости коэфи-
циента сопротивления радиатора С от скорости воздуха перед радиа-
тором, построенные для нагретых радиаторов, имеющих температуру
охлаждающей жидкости + 75'С и при температуре воздуха + 15 С.
Коэфициент С при этом отнесен к скоростному напору перед ра-
диатором.
Га блица 9
Наименование типа
радиаторной уста-
новки
Схема
Туннельный радиатор
под мотором . . . .
Лобовой радиатор . .
Радиатор в крыле (ме-
няется в зависимо-
сти от положения и '
площади выхода) . '0,02—0,06
Изолированный ра-
диатор в туннеле
(меняется в зави-
симости от формы
носка) . . . . .
0,12-0,25
0,08
0,02—0,(-8
Чтобы рассчитать радиаторную установку на самолете, необхо-
димо определить параметры воздуха, проходящего через туннель
в различных зонах туннеля. С этой целью определим состояние воз-
духа в каждом из сечений радиаторной установки, показанной на
фиг. 85.
Р
Фиг. 85. Схема радиаторной зсчановки.
Параметры внешнего потока воздуха, обтекающего самолет,
обозначим: Ve — скорость воздуха, равная максимальной скорости
полета, Ре — давление, te — температура и -р. — удельный вес. Скорость
воздуха на входе в туннель (сечение е- е)— Ve зависит от площади
9 Волг.»», Г. II.
129
входного отверстия и выбирается таким образом, что ы были наи-
меныпие потери на входе.
Для определения скорости воздуха в каком-либо другом сече-
нии туннеля напишем уравнение баланса энергии одного килограмма
воздуха *
.\.X±-+Cpl\+qy-AL = A^- +СрТ2, (36)
2g ~ 2g
л 1
где А= —- — механический эквивалент тепла.
427
Ср — теплоемкость воздуха при постоянном давлении,
V’j — скорость воздуха в каком-то сечении 1—1,
7’,—абсолютная температура воздуха в сечении 1 — 1,
У' —количество тепла, подведенное одному килограмму
воздуха извне на участке от сечения 1—1 до сече-
ния 2—2,
L — внешняя работа, совершаемая воздухом при прохожде-
нии от сечения 1—1 до сечения 2—2,
и Т2 — скорость и абсолютная температура воздуха в сече-
нии 2—2.
Это уравнение баланса энергии дает возможность вычислять
также другие параметры воздуха в любом сечении туннеля — давле-
ние, температуру и удельный вес.
Воздух, при прохождении от сечения е — е до сечения р—р,
течет по расшгряющемуся каналу' и уменьшает скорость движения
до Vp. Кроме того, при протекании воздуха в этой части туннеля
скажутся аэродинамические потери на трение. —
Эти потери могут быть выражены через коэфициент аэродина-
мического сопротивления, отнесенный к скоростному напору перед
фронтом радиатора.
рр' ^р"
(37)
Для хорошо спроектированных входных участков туннеля
С = 0,15 —0,2-
Вследствие изменения скорости воздуха от Ve до Vp перед ра-
диатором воздух будет нагреваться. Увеличение температуры воздуха
в сечении р—р определяется следующим выражением
(38)
где tp — температура воздуха перед радиатором,
tc — температура наружного воздуха,
/\Те — прирост температуры воздуха вследствие торможения
перед радиатором.
Величина Д е может быть определена из формулы (36) если
4^ = 0 и Дб = 0, то есть, если примем, что процесс изменения состоя-
ния газа от сечения е — е до сечения р—р протекает адиабатически.

(Ks- vP2Y
(39)
130
Другие параметры воздуха в сечении р—р определяются при
предположении адиабатического процесса из следующих выражений:
k
f Т \ fc__i
Р^Р‘\т\ ’ (40)
X ' е /
1
[Т
•р=Цу) <4’)
где
А = -^. (42)
Для воздуха при обычных температурах А= 1,41. Имея параметры воздуха у входа в радиатор (сечение р—р),
можем определить поверхность охлаждения радиатора
(43)
Причем, поверхность охлаждения радиатора
5 = з . Z. /г, (44)
где а — периметр сечения одной трубки радиатора,
I — длина трубки (глубина радиатора),
п — число трубок радиатора.
Введем понятие гидравлического диаметра трубки, которое
является условным и выражается таким соотношением
f • 4
(45)
Откуда
d * q
f = , (46)
4
’де f—так называемое живое сечение трубки,
d — гидравлический диаметр трубки радиатора.
Коэфициент живого сечения радиатора / равен:
f = (47)
Г
Где F^—площадь'живого сечения для прохода воздуха через радиатор,
F —фронтовая поверхность радиатора
r F„ f'-n d • а • п d-S

F F 4F 4FI'
Отсюда
Р S-d Qd F~ — — (48)
4/-Z if l K(tM- -tp) ’
Д| К—коэфициент теплопередачи радиатора в —-------------
Оптимальные значения отношения - трубок радиатора для
а
обычных установок (Сж„2д0,1) равно 50—70.
Коэфициент f может быть получен из следующей таблицы:
Таблица 1<)
d в и 0,005 О.ОСб 0,007 0,008 0,009 0,010 0,011 0,012 0,013 0 014
Коэфиц. f 1 Трубки Андрэ 0/514 0,620 ! 0,626 J 0,630 0,634 о,езб — — j — —
Круглые трубки 0,665 0,677 0,686 0,691 0 693 0,701 0,704 0,706 0,709 0,711
Шестигран- ные трубки 0,731 0,744 0,754 0,759 0,765 0,770 | 0,773 1 0,776 0,779 0,781
При проходе воздуха через радиатор происходит дальнейшее
изменение его состояния вследствие наличия потерь в радиаторе и
нагрева воздуха теплом, получаемым от стенок трубик радиатора.
Поэтому в сечении з — з будут другие параметры воздуха—Vs,
Р, и Л-
1'з — Гр + A Г р.
Приближенно, при Vp=V3
^ТР = Я- Л9)
Q = К-S Д/ = 4-f-l
G Vp-Fp-lp d l/7,.Tp-3600
i де q— количество тепла, получаемое 1 кг воздуха от радиатора,
G— весовое количество воздуха, проходящего через радиатор.
Скорость в сечении з—з определится следующим образом:
G=Vp-lp-Fp=Vt--’s-Fp.
= RT
откуда:
I/ Т Р
v 3 __ ip ____ J 3 * р
V ~ ' ~Р ‘
у р 1 р 1 3
Зная, что Рр = Р3 + ±Р и Т3= Тр + М'р, имеем:

(51)
(52)
(53)
(-1)
г~?— ЛР—перепад статического давления межд\ сечениями р— р
и з— з.
(55)
““о
г if —коэфициент внутреннего сопротивления радиатора.
Величина коэфициента \р берется из аэродинамических характе-
ристик радиатора (см. приложение В. Плотность воздуха за радиато-
ром определится аналогично определению скорости воздуха
1-^-
Ь = (56)
1 + —-р
Из общего курса термодинамики известно, что при изменении
состояния воздуха меняется его энтропия. На основании первого за-
кона термодинамики для подсчета изменения энтропии можно напи-
сать следующее приближенное выражение:
q + ДА \’
А5=-- " , (57)
1 'р
где Д5— изменение энтропии,
q— количество тепла, сообщенное 1 кг воздуха системой
охлаждения через радиатор,
Z-v — работа аэродинамических сопротивлений, вызываемых
входным участком туннеля, радиатором и выходным
хчастком туннеля.
Т +Т
IС1>~ " — средняя температура процесса.
А - V 2 ХР
AL.-= (Г, + + :а) - А, (58)
2g 1р
где ~j—коэфициент аэродинамического сопротивления выходной части
туннеля.
Обычно, для существующих туннелей
^+^ = 0,1—0,2.
Имея возможность вычислить энтропию для воздуха, протекаю-
щего через туннель, воспользуемся ею для определения параметров
воздуха на выходе из туннеля (в сечении а — а) — Va, Ри, Та и та.
Температура воздуха на выходе из туннеля, если принять, что
давление на выходе из туннеля равно атмосферному (Рс = Ра), опре-
делится из такого выражения
As
Та=ТееСр, (59)
где е—основание непперовых логарифмов; е = 2,718.
Повышение температуры воздуха в туннеле ДГЛ вычистится
следующим образом
As
xTx=Ta — Tt = Tt (е Ср— 1). (60)
133
Падение температуры в выходном канале ЬТа за счет расшире-
ния воздуха находим из баланса температур
Д7-„ = ДЛ + ДГ/(-Д7\. (61)
Скорость в выходном отверстии, исходя из уравнения баланса
энергии одного килограмма воздуха (формула 36) при <Д =0 и L = 0
(адиабатический процесс), равна
К=| + (62)
Наконец, определим площадь выходного отверстия, которая не-
обходима для обеспечения потребной скорости воздуха перед радиа-
тором, из равенства
F • V • т = F • V
р р *р а •<* F ’
откуда
Л V "
f __ * а _ _Р_ _LP_ •
а~ Fp~'Vu
Fa-fa Fp, (63)
где fa — относительная площадь выходного отверстия.
Удельный вес воздуха "(р находится из уравнения (41), а [„ можно
определить следующим образом
При Ре ^Ра
(64)
Выбор на и выгодней шей
радиаторной установки
Достаточное охлаждение мотора может быть обеспечено как
при малой поверхности охлаждения радиатора и большой скорости
омывающего ее воздуха, так и при большой поверхности охла-
ждения радиатора и малой скорости воздуха. Однако сопротивление
радиаторной установки при этом может быть различно и задача вы-
бора наивыгоднейшей радиаторной установки, следовательно, состоит
в выборе такой скорости воздуха перед радиатором и такой поверх-
ности охлаждения радиатора, которые дад\т наименьшие потери при
достаточном охлаждении.
Установлено, что наивыгоднейшая скорость воздуха перед ра-
диатором приближенно может быть вычислена из следующего вы-
ражения:
v •=«
133
Выбирая меньшую и большую скорости относительно получен-
ной по приближенному выражению, производят параллельный расчет
радиаторной установки для всех трех выбранных скоростей и по
отношению мощности, затраченной на продвижение радиаторной
установки в воздухе ДА/ ко всей мощности охлаждаемого мотора N,
судят о выгодности выбранной скорости
- С* Fp
К 10 75/Ve
р • Vs
• 100,
2
(66)
где
— Сж, + сх,;
Схо = 0,15;
СГл = 2^-. (1
7, V. \
vj’
Сх, — коэфициент внутреннего лобового сопротивления радиатор-
ной установки,
Cv„ — коэфициент внешнего лобового сопротивления радиаторной
установки (см. табл. 9),
/V, — эффективная мощность охлаждаемого мотора,
Р — плотность воздуха кг сек2 .и4.
Рассчитанный для максимальной скорости полета радиатор дол-
жен быть проверен на режиме взлета на расчетной высоте.
Проверочный расчет можно производить без учета изменения
состояния воздуха при протекании его через туннель, так как ско-
рости взлета обычно небольшие. Обдувкой винта, при этом, прене-
брегать не следует
=_(/г. вз.1 }/1 + 7?,
где В—коэфициент нагрузки на сметаемую винтом площадь.
Д =______F_____,
р-Л-
I те Р—тяга винта,
f„ — сметаемая винтом площадь,
Принимая Vo6 за скорость перед радиатором, проверяем
точность поверхности охлаждения радиатора на взлете.
(67)
(68)
дост а-
Примерный расчет радиаторной установки
Для наглядности применения изложенного метода расчета ра-
диаторной установки произведем примерный расчет радиаторной
ус гановки.
Задано:
1. Максимальная скорость самолета Vc — 150 м сек. = 540 км час.
2. Высота полета /7 = 5000 м.
3. Мощность мотора Л/ = 1000 л. с.
4. Температура воздуха tc — —17,5 С; Tf = 255,5 абс.
5. Давление воздуха Рс = 5520 кг м!.
6. Удельный вес воздуха уг = 0,736 кг м '.
1
7. Температура жидкости в радиаюре <* = 93ЭС.
8. Радиаторная установка типа 1 (см. таблицу 9).
9. Радиатор из шестигранных трубок / = 0,4л<; rf = 0,0105.«;
/ = 0,77. (Приложение I, характеристика 6).
По формуле
’ Г~ Сх
v'-°7,4/ avr.
определим приближенное значение наивыгоднейшей скорости перед
радиатором и, принимая еще лва
близлежащих значения скорости
расчетом, сведенным в таблицу 11,
определяем иаивыгоднейшую из
них.
С этой целью строим график
— °/о=Ф U/3111 рафик /„=<? (^Р)
/V
и находим наивыгоднейшие зна-
чения Fр и /„ (фиг. 86). Наивы-
годнейшая Ер = 0,360. Соответ-
ствующая наивыгоднейшая ско-
рость перед радиатором равна
38,6 м/сек.
Если не учитывать нагрева
воздуха при проходе его через
туннель, то наивыгоднейшая ско-
рость для тех же условий равна
41 м сек.
Проверим выбранный радиа-
тор на режиме взлета. Задано,
что скорость взлет.” по траекто-
рии И„, = 60 м сек. Расчетная
высота Н = 5000 м. Атмосфер-
ные условия и температура жидкости в радиаторе такие же, как
и при полете на максимальной скорости.
Скорость воздуха перед радиатором на режиме взлета опреде-
лится из выражения Vo6 = \7С. из.« V 1 + В. Допустим, что В = 0,252
17ой = 50 ]/1 + 0,252 = 67,2 м/сек.
Для скорости перед радиатором Иоб = 67,2, коэфициент тепло-
передачи, из характеристики радиатора № 6 (Приложение 1), равен,
примерно, 100 к. кал. м2 час °C.
При этом значении коэфициента теплопередачи радиатор, вы-
бранный на режиме максимальной скорости, будет в состоянии рас-
сеять слетукнцее количество тепла
4 • f K(tx-tp)
d 3600
0,360 • 4 • 0,77 • 0,4 • 100 • (93 + 17,5)
0,0105 3600
130 кал/сек.
Необходимо же рассеивать 88 кал сек. Следовательно и на ре-
жиме взлета выходное отверстие туннеля должно быть несколько
прикрыто.
В практике эксплоатации самолетов может встать задача пере-
счета радиаторной установки на другие климатические условия. В таком
случае необходимо определить поверхность охлаждения радиатора
при новом перепаде температур (1Ж~tp) и новом коэфициенте тепло-
передачи методом, изложенным выше.
В заключение укажем, что исследования работы радиаторных
•остановок показали возможность увеличением температуры жидкости
в радиаторе на столько увеличить реактивную тягу радиаторной
установки, что все лобовое сопротивление ее будет перекрыто реак-
тивной тягой. Например, при СЖ)^0,1 и при ^=130—140 можно
получить радиаторную установку с нулевым сопротивлением.
Гидравлчческий расчет системы охлаждения
Ранее было указано, что целью гидравлического расчета системы
жидкостного охлаждения является получение такого закона распре-
деления давлений в системе, при котором обеспечивалась бы нор-
мальная работа системы на любой высоте.
Главной опасностью, могущей уменьшить, а затем и полностью
прекратить, прокачку охлаждающей жидкости в системе является
образование кавитационных режимов в точках, где давление паро-
образования охлаждающей жидкости наиболее приближается к абсо-
лютному давлению. Сущность кавитационного режима состоит в том,
что благодаря местному снижению давления в тр) бопроводе проис-
ходит испарение жидкости, пары которой образуют мешки и, при
послед) ищем повышении давления, быстро копденсиру ются. Быстрая
конденсация паров вызывает резкие удары жидкости в стенки трубо-
провода. Энергия частиц жидкости при этом так велика, что металл
стенок трубопроводов делается губчатым и разрушается. Кавитацион-
ные режимы сопровождаются резким снижением прокачки жидкости,
приводящим к отказу охлаждения.
Как это будет показано ниже, наиболее опасной точкой, в смысле
образования кавитационных режимов, является участок водосистемы,
непосредственно прилегающий к всасывающей стороне насоса, так
как, вследствие подсоса насоса, в этой точке образуется наиболее
низкое абсолютное давление. При этом необходимо иметь в виду,
что в некоторых случаях опасная зона может переместиться на выход
из блоков мотора, где температура, а, следовательно, и давление
парообразования наиболее высокие. Таким образом опасная зона
может быть определена рассмотрением закона распределения абсо-
лютных давлений и закона распределения давлений парообразования
охлаждающей жидкости в каждом частном случае.
Теоретически необходимо, чтобы в любой точке системы давле-
ние было выше давления парообразования на некоторый запас,
называемый кавитационным запасом давления. Кроме того, воз-
можно временное повышение температуры воды в системе, вслед-
ствие несоответствия открытия регулирующего устройства охла-
ждения и изменившегося режима работы мотора. Это последнее
обстоятельство требует некоторого температурного запаса обычно
равного 2—3°.
137
13«
Таблица II
№№ п/п. Название величин Обозначение величины Формулы для подсчета Вычисления:
1 2 3 4 5 7 8 п 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 Скорость перед радиатором в .v/сек. Температура торможения воздуха от ско- рости полета до скорости перед радиа- тором Отношение температуры воздуха перед ра- диатором к температуре наружного воздух а Удельный вес воздуха перед радиатором Давление воздуха перед радиатором Коэфициент внутренне! о сопротивления ра- диатора Коэфициент теплопередачи Количество !впла, отводимое от мотора Необходимая Фронтовая поверхность радиа- тора / Суммарный коэфициент внутреннего сопро тивления радиатора и туннеля Перепад статического давления в радиа- торе Количество тепла, полученное 1 кг воздуха при проходе через радиатор Нагрев воздуха в радиаторе Энергия аэродинамического сопротивления радиаторной установки Количество тепла, подведенное воздуху извне Средняя температура воздуха при проходе через радиатор Изменение энтропии воздуха при проходе через радиаторную установку Повышение температуры воздуха на вы- ходе из туннеля в градусах Падение температуры воздуха в выходном канале Скорость воздуха за радиатором ^р Г те Чр кг,ма Рр кг м~ 'р К Q кал'сек. м2 Г-—— — ’V ДР кг м2 <1 ДР/С А • Lv т ' ср \s AS 'Ср Ыа У, .if сек. Задаемся 2gcP ST = 1+——Те = 255,5° re 1 / т \к-] = те 7 ; 7с = 0,736 X * е/ к / Т 1 — Рс\^\ ; Р =5520 \те) Находятся по характери- стикам радиатора (Прило- жение 1) = 0,5 — -NH 427 н _ Q • rf • 3600 = v + ’/> -r=’c+’U=0,2 — - 7р ’ Vр 2g d V, • т, • 3600 _ х с, = ^-А = q + ALy_ ='г'+чг q + ALv Т ' ср д£ = Тс (е~ср - 1) = АГе + ДГр-ДГх 1 + -^ г — \Г L.P V” J ДР Рр 20 10,92 1,0430 0,815 6370 2,3 46 88 0,593 .— 1 2,5 41 6 9,13 38 0,1198 9,2498 285,4 0,0322 0,1338 36,8 12,12 23 40 10,38 1,0409 0,810 6330 2,1 77 88 0,348 2,3 152 7,74 32,1 0,499 8,239 281,93 0,0292 0,1214 32,9 9 58 45,8 1 60 9,4 1,0368 0,806 6240 2,05 100 88 О,2(>8 2,25 334 6,78 27,2 0,969 7,749 279.0 0,0277 0,1150 29,7 5,9 70

Давление в любой точке системы находится в прямой за иц
мости от давления в расширительном бачке системы, которое
быть или атмосферным, в случае открытой системы, или же
высоким, чем атмосферное давление, при закрытой системе.
Следовательно, для открытой системы охлаждения cyniec i 1
предельная высота, после которой, вследствие падения’ дав.и
в расширительном бачке, а, следовательно, и во всех точках а ст-
циркуляция охлаждающей жидкости будет нарушена Для < .к •.
закрытого типа, имеющих клапан, показанный на фиг. 8 , га .
имеется предельная высота, до которой система будет работать и
мально. В этом случае предельная высота будет больше п, л: Л
высоты системы открытого типа. Гидравлический расчет спет'
производится согласно следующей схемы:
1. По количеству тепла, которое должно быть отведен'» гл
тора и по величине перепада темпер .тур охлаждающей ял • и г;-
входе и выходе из мотора, определяется необходимая прок; ;,<а ох
ждающей жидкости в системе. Прокачка охлаждающей жид ост
может быть задана моторостроительным заводом.
2. Вся система охлаждения разбивается на участки и опреде-
ляются потери напора на отдельных участках системы г з висимост
от прокачки.
3. Суммируются потери на от цельных последовательных уч. т-
ках при одинаковых прокачках и строп гея кривая потер' ь систем
в зависимости от прокачки.
4. Подбираем насос, для чего совмещаем характергстпку центро-
бежного насоса Н — f (W) (гце tl — напор, a W—производи-
тельность насоса) с кривой потерь системы в зависимости от про-
качки.
5. Принимая давление в р сширите. ьном бачке за исх шое, по
перепадам давлений на отдельных участках определяем величины и
закон распределения давлений во всех точках системы.
6. По температурам в отдельных точках системы строится кри-
вая закона распределения давлений парообразования.
7. Выбирается кавитационный л температурный запас и прове-
ряется надежность системы.
8. Определяется допустимая высота полета
Задача может быть решена и в обратном порядке—по заданной
высоте полета, кавитационному и температурному запасу, исходя и
закона распределения давлений парообразования в системе и пу тех
подбора давления в расширительном бачке можно получить закон
распределения давлений в системе, обеспечивающий падежное ох.ии -
дение на расчетной высоте.
Рассмотрим метод гидравлического расчета системы охлаждения
на конкретном примере1).
Необходимо рассчитать систему охлаждения, показанн» ю на фиг. 87.
Основные размеры и статические отметки показаны на схеме. Для ста-
тических отметок за базу взята высота точек входа и выхода водь:
из радиатора. При проектировании систем sin размеры получаются
в результате разработки монтажной схемы системы.
1) Все материалы и > гидра».идеском» расчету спеем жидкостного охла кденп
шиты из работы К о с т е ч к и н а В. В. .Гидравлика истем водяного охлаждена
авиационных мото II \ И выи 1 ' * г.
14
Определение необходимой прокачки
Если обозначить: Q количество тепла, подлежащее отводу от
мотора в кал/мин.. А', эффективная мощность мотора в л. с., W—про-
-качка воды вл мин. и - перепад температур в блоке мотора, то
w= Q = 346/V,
Д t 6(Ш
л, мин.
Например, для N, = £00 л. с. и Л/ = 9°С
и,_ 046 -900
60-9
=576 л мин.
Фиг. 87. Схема к гидравлическому расчету системы охлаждения.
Потери напора на участках системы и подбор насоса
Разделим всю систему на ряд участков, обозначая их цифрами:
8-10-12-1—основной контур системы, состоящий из насоса, блоков мо-
тора и соединяющих их труб; 1-2-5-6-7-8 — радиаторный контур, состоя-
щий из радиатора, водомасляного радиатора и соединяющих труб;
8-14-15-1—дренажный .контур, состоящий из компенсационной трубки
8-14, расширительного бачка 14-15 и дренажной трубки 15-1.
Необходимо построить кривые потерь напора на этих участках
в зависимости от прокачки. В разделе бензопитания изложены основ-
ные положения относительно определения гидравлических потерь в тру-
бопроводе, по которому протекает жидкость. Эти положения являются
исходными и при определении гидравлических потерь в системе охлаж-
дения. Для того, чтобы не определять каждый раз коэфициенты
Дарси >. и коэфициенты местных потерь С принято потери в трубо-
проводе и в отдельных элементах трубопровода определять экспери-
ментально и изображать в виде граф: ков, дающих зависимость потерь
от прокачки. В настоящее время имеется мало таких опытных матери-
алов, однако имеющиеся материалы позволяют производить расчет
И2
систем. В приложении II даны графики потерь напора для труб раз-
личных размеров и для некоторых элементов трубопроводов.
Потери в дюритовых соединениях для которых нет графика
h=f(W\ определяются по уже известной формуле
величина , = 0,15 (данные ЦАГИ)
/ W\2 1
А=0’15Т <69>
\ J / z6
где /- площадь сечения трубопровода.
Фиг. 88, Потерн напора на участке 1—2.
Для’примера покажем порядок построения кривой потерь в трубе
между точками 1-2. Пользуясь графиками потерь напора в трубах
(см. приложение II), построим параболу потерь для трубы 1-2 длиною
900 мм и диаметром 32 мм в зависимости от W (фиг. 88). Так как
в указанном графике (фиг. 178) сопротивления даны для труб длиною
ДЮО^лсж, то координаты полученной параболы изменяем в отношении
1 -;900 =0 9
1000 1000 ’
получаем новую кривую.
143
Имея две кривые (потерь в трубе и потерь в соединениях) строим
суммарную кривую потерь участка 1-2. Таким же образом построим
кривые h~f(W} для всех остальных участков радиаторною контхра
144
и получим в результате суммирования их кривую потерь напора в радиа-
торном контуре. Процесс суммирования показан на графике фит. 89-
Всего должно быть получено три суммарных кривых: для основ-
ного, радиаторного и тренажного контуров.
Затем (фиг. 90), вычитая из напора характеристики насоса 1 по-
тери в основном контуре 2, получим внешнюю характеристику на-
соса 3.
На этот же график на-
несем кривые потерь дре-
нажного контура 4 и радиа-
торного контура 5 и после
совмещения их получим ха-
рактеристику тренажного и
радиаторного контуров О’.
Пересечение внешней
характеристики насосаЗс.ха-
рактеристикой дренажного
и рачиагорного контура даст
точку, которой соответ-
ствует определенный напор
и прокачка (на фиг. 90 они
равны W = 11 л 'се к. и
Н = 7 м].
Суммарная прокачка
насоса должна быть равной
прокачкам через радиатор-
ный и дренажный контуры.
Если полученная про-
качка будет больше или
меньше необходимой, то
нужно, путем подбора числа
оборотов насоса или меняя
Фиг. 90. Кривые к подбор) итсосв.
размеры трубопроводов, до-
биться совпадения полученной в результате расчета прокачки и необ-
ходимой. Получив необходимую прокачку можем считать, что выбран-
ный насос и число его оборотов обеспечат нормальную работу системы-
Определение давлений в различных точках системы
Обозначая через И, с индексом согласно принятых цифровых
обозначений точек, давление в данной точке и принимая давление
в расширительном бачке за исходное для определения давления в
точках системы, получим такие выражения:
= f-fu, + — Л8_15),
где Н6 — давление в точке 8, Н1:> — давление в точке 15, т. е. дав-
ление в расширительном бачке, hem—статическое давление в точке 8,
Ав то—потеря напора на участке 8 15.
Аналогично для других точек будет:
//., — Ня — где //9 — давление на всасывании насоса;
Н1й = Н9 + Н hcm, где Н — напор, создаваемый насосом;
77t2 = /710 />ю—1з — Нх—Нц hvi f,
/72 — Ht — hi—ъ + hcm‘, H- ~ H2 ht c;
= Hh - Л5_с - /W> H- = H„ - Ai; 7;
H-t
10 Волков, Г. I]. 145
В результате подсчетов по этим выражениям получится закон
распределения давлений в системе, который может быть изображен
в виче ломаной, показанной па фиг. 91.
По оси абсдис нанесены точки системы согласно их нумерации.
На оси ординат слева давление в м в. ст.
Этот закон распределения давлении в системе сохраняется не-
зависимо от давления в расширительном бачке, так как изменение
Из этих же подсчетов видно, что дренажный контур системы и,
в частности, расширительный бачок управляет всей работой системы
охлаждения, влияя на прокачку и особенно на давления в системе.
Определение давлений парообразования
Максимальную температуру охлаждающая жидкость имеет на
участке 1—2. После радиатора на участке 5—6 жидкость имеет ми-
нимальную температуру. Подогреваясь несколько в водо-масляном
радиаторе, жидкость следует на всасывание помпы. На участке
7—8—9—10—12, пренебрегая рассеиванием тепла трубопроводами,
можно считать температуру охлаждающей жидкости неизменной. Тем-
1-16
пера гура охлаждающей жидкости в расширительном бачке меньше
температуры в точке 1, вследствие обдува расширительного бачка.
Используя материалы расчета радиаторной установки, можем
определить температуру охлаждающей жидкости по всех точках
}i закон распределения температур в системе нанести в виде лома-
ной линии (фиг. 91).
Фиг. 92. Зависимость давления парообразования воды от
температуры.
Затем, пользуясь графиком, дающим зависимость давления паро-
образования от температуры воды, показанным на фиг. 92, построим
ломаную закона распределения давлений парообразования в системе
(фиг. 91).
1 ? Таким образом определяются законы распределения абсолютных
давлений и давлений парообразования в рассчитываемой системе.
Следующим этапом расчета является определение необходимого
кавитационного запаса ДЛ и температурного запаса.
Определение кавитационного запаса
Величина кавитационного запаса определяется гидравлическими
ойствами насоса системы и трубопровода, подводящего воду к на-
так как кавитационный запас предназначен для компенсации
Ю'
117
местного понижения давления при входе на лопатку насоса, в места.',
большой кривизны и других местных потерь на входе в насос. Теоре-
тическому подсчету кавитационный запас не поддается и опред
ляется опытным путем. При этом экспериментально уст повлено, что
о. ношение кавитационного запаса данного насоса к его полному напору
является постоянным для одной и той же серии колес. Эго отно-
шение называется коэфициентом кавитации данною насоса. Таким
образом коэфициент кавитации насоса о выражается так:
ДА
где ДА — кавитационный запас, Н — полный напор насоса.
В настоящее время еще не проведены кавитационные испытания
насосов систем охлаждения авиационных двигателей, поэтому mi:
вынуждены пользоваться данными испытаний центробежных вид<
проводных насосов. Принято коэфициенты кавитации насосов опре-
делять в зависимости от так называемого коэфициента быстрохо
пости насоса п., который легко определяется из следующею выра-
жения:
«, = 3,65 _2_ _, (.1)
где W прокачка в .м3 сек., п— обороты в мин., Н—напор в ,«г
в. ст.
Связь между коэфициентом кавитации насоса и его коэфициен-
том быстроходности для одною из насосов дана в таблице 12.
Таблица 12
90 100 125 150 175 200 225 25С
а 0,060 0,075 0,100 0,125 0,152 0,184 0,214 0,25v
Следовательно, имея величину прокачки W, число оборотов-
насоса п и его напор Н, можем подсчитать коэфициент быстроход-
ности и из таблицы 12 получить соответствующий коэфициент кави-
тации -з. Кавитационный запас определится, в зависимости от о, так:
ДА = Нз.
Что касается температурною запаса, то он берется в преде-
лах 1 — 3
Определение допустимой высоты полета
Для открытой системы (в расширительном бачке атмосферное
давление) допустимая высота полета определяется следующим об-
разом-
Имея в виду, что температура охлаждающей жидкости на вы-
ходе из мотора для открытых систем не допускается выше 85СС и
учитывая температурный перепад воды на входе и выходе мотора,
можем найти допустимую температуру воды на входе в мотор, т. е
I «8
ючм. наиболее опасно» с точки зрении образования кавитацион-
ных режимов.
По температуре воды на входе, пользуясь графиком фиг. 92,
который тает связь температуры и давления парообразования воды,
нз.\одим давление парообразования при входе в мотор Н„о,
Затем, учитывая кавитационный запас А//, находим, что давление
на входе (в нашем примере фиг. 91 в точке 9) будет:
Н9- Нао-\ АЛ.
Наконец, по давлению в точке 9 Н„ находим давление в рас-
ширительном бачке — А/Г1.
+ Ль_9 + Л15_8, (72)
где hcm — статический напор за счет превышения расширительного
бачка над всасывающей линией насоса,
Ль я—потери’ напора от точки подключения компенсационной
трубки к всасывающей линии насоса до входа в насос,
Лг, „—потери напора в компенсационной трубке.
Таким образом, на основании допустимой температуры на входе
в насос, определяем допустимое минимальное давление в расшири-
гельном бачке.
По допустимому минимальному давлению в расширительном
бачке находим допустимую высоту полета пользуясь стандартной
атмосферой, так как чавление в расширительном бачке открытой
системы есть атмосферное давление.
Эта же задача может быть решена в обратном порядке, т. е. по
заданной высоте полета определить допустимую максимальную тем-
пературу воды на входе в насос.
Для систем закрытого типа с клапаном, обеспечивающим избы-
ток давления в системе относительно атмосферною давления, опре-
деление допустимой высоты полета производится так же, как и для
открытой системы, только к величине НК1 необходимо приба-
вить избыток давления, гарантируемый клапаном, и по этой сумме
находим допустимую высоту полета.
Для систем закрытого типа с клапаном, поддерживающим в си-
стеме охлаждения установленное давление независимо от атмосферного,
допустимая высота полета определяется прочностью радиатора, так
как для такой системы с подъемом на высоту перепад давления в си-
стеме и атмосфере будет возрастать пропорционально высоте и, на-
конец, наступит момент, когда радиатор, как наиболее слабая часть
' онс । ру кцип, разрушп гея.
Охлаждение двигателей этиленгликолем
Охлаждение двигателей этиленгликолем нашло себе применение
благодаря стремлению уменьшить сопротивление радиатора путем повы-
шения рабочей температуры охлаждающей жидкости.
Кроме того, уменьшение поверхности охлаждения радиатора при
применении этиленгликоля в качестве охлаждающей жидкости про-
ис одпг за счет уменьшения количества тепла, отводимого в охлаж-
дающую жидкость. Уменьшение теплоотдачи в этиленгликоль проис-
• одит вследствие уменьшения перепада температур между газами и
тснк ли цилиндра и вследствие .меньшей теплоотдачи от стенки
14'*
к охлаждающей жидкости, вызываемой меньшей теплопроводностью
этиленгликоля, меньшей удельной теплоемкостью и большей вяз-
костью. Таким образом двигатель, охлаждаемый этиленгликолем, имеет
более напряженный тепловой режим, что приводит к снижению сю
мощности на 3—4°/0 из-за уменьшения коэфициента наполнения. Это
снижение мощности перекрывается увеличением скорости полета бла-
годаря уменьшению лба радиатора и поэтому не служит препятствием
в применении этиленгликоля для охлаждения двигателей.
Отрицательными особенностями охлаждения этиленгликол м,
кроме того, являются:
1. Увеличение теплоотдачи в масло, вызывающее увеличение по-
верхности охлаждения маслорадиатора.
2. Увеличение опасности детонации из-за повышения температур-
ного режима мотора.
3. Усложнение эксплоатации, вызываемое гигроскопичностью эти-
ленгликоля, огнеопасностью, большой текучестью (повышенные требо-
вания к соединениям трубопроводов) и особыми условиями хранения.
Укажем при этом, что применение этиленгликоля при температурах
меньше 110° нецелесообразно из-за малого эффекта. Выше же 125
температуру этиленгликоля подымать не следует, так как это вызо-
вет большую потерю мощности и еще более усложнит эксплоатацию,
(увеличение пожарной опасности, повышенные требования к маслу
и др.). Поэтому в эксплоатации допускается температура этиленгликоля
120—125°.
При переводе мотора с водяного па этиленгликолевое охлажде-
ние необходимо иметь в виду следующее:
1. Увеличить зазоры поршней в цилиндрах и зазоры поршневых
колец, чтобы предупредить, вследствие температурного увеличения
размеров этих деталей, их заедание.
2. Заменить прокладки мотора на более стойкие к нагреву.
3. Возможность образования трещин в местах соединения дета-
лей из разных металлов (гильза и головка цилиндра и др.).
4. Паять радиаторы припоем из серебра или специальным при-
поем, так как мягкий припой (олово) значительно \ меньшаот свою
прочность при 120—12У (температура плавления мягкого припоя
180—210°).
5. Заменить все резиновые шланги на специальные, стойкие при
температуре 125°. Особо тщательно соединять грубы, так как этилен-
гликоль более текуч в нагретом состоянии, чем во та.
6. Расширительный бачок системы .заменить бачком большею
объема, так как объем этиленгликоля увеличивается на 9° 0 при изме-
нении температуры его от 95 до 150°, а объем воды увеличивается
только на 3°/0 при изменении температуры от 25 ю 100 .
7. Увеличить скорость циркуляции этиленгликоля в системе,
чтобы увеличить коэфициент теплопередачи.
Количест jo воды в системе охлаждения
Количество воды в системе охлаждения определяется размер, ми
ее элементов и монтажной схемой на самолете. Так, например, видо-
система одного из самолетов вмещает 75 литров, ipyroro —70 лнтро
третьего—60 литров.
Так как во время полета происходит вынарпвапп> и ।
воды, то в расширительном бачке системы содержится н< который
150
I
►
запас поды, который
ческой формуле:
может быть определен по следующей эмпири-
N Т
V = 3.78 +
1600
в литрах, Л’, -эффективная мощность в л. с.,
j те v — запас поды
Т — максимальная про цтлжительность полета в часах.
(73)
Системы жидкостного охлаждения на самолетах ГВФ
Система охлаждения на самолете П-5
Система охлаждения мотора М-17-ф на самолете П-5 открытою
типа (фиг. 93) состоит из радиатора 2, насоса 1, водопроводов 3,
6, 7 и расширительного бачка 5, который сообщен с охлаждающим
контуром системы дренажной (пароотводной) трубкой 4, идущей от
„паука" 3, и компенсационной трубкой.
Ф,ц . 93 Система охлаж iciliiil мотора па самолете П-5.
Расширительный бачок изготовлен из оцинкованного железа и
установлен в передней кромке центроплана самолета. .
Вода подается насосом в верхнюю и нижнюю часть 6-ю и 12-ю
цилиндров, прохо шт по рубашкам пилив дров и через „паук" 3 по
ihvm гибким ш кипам поступает в радиатор, из которого засасы-
вается насосом. Радиатор изготовлен из набора трубок Андрэ, нметт
обводную рубашку в установлен впер» ди противопожарной пере-
городки в специальной „корзинке", вместе с которой, при помощи
особого механизма, может быть выпущен или убран под капот.
Степенью выдвижения ра шатора за капот регулируется охлажде-
ние его воздухом. Для контроля та температурой воды, в систему,
на выходе воды из рубашек цилиндров, включен аэр< термометр.
15'
Температура ноты в системе охлаждения на выходе из рубашек
ци.индров должна быть не выше 4-75 и не ниже + 65°С.
При длительной работе мотора на малых оборотах, вследствие
низкого расположения радиатора, затрудняющего прокачку воды,
в системе- возмов.по закипание во ты. Предполагая общее повышение
температуры воды в системе, стремятся еще больше выпустить ра-
иатор, что ведет к дальнейшему ухудшению прокачки воды в си-
стеме и еще более усугубляет причину закипания. В зимнее время
такое неправильное решение может привести к замораживанию ра-
диатора. Наоборот, для устринения закипания воды необходимо убрать
радиатор и повысить число оборотов двигателя. При этом насос то-
сгаточно интенсивно прокачает воду и ее температура на выходе из
уотора снизится.
Закипание во ы в зимнее время в системе охлаждения самолета
‘П-5 может произойти также вследствие замерзания воды в дренаж-
ных трубках 4, идущих по стоикам центроплана самолета. Замерза-
ние воды в дренажных трубках изолирует систему от атмосферы,
что задерживает паровые и воздушные пробки в системе и вызывает
затруднения в циркуляции воды.
Крупным недостатком системы охлаж дения самолета П-5 является
течь ее элементов. Macro текут радиатор, расширительный бачок и
трубопроводы. Радиатор течет из-за недостаточной прочности и не
совсем удачного крепления. Течь расширительного бачка и трубо-
проводов вызывается в большинстве случаев коррозией. Текут также
манжетные соединения трубопроводов, так как применяющиеся для
уплотнения этих соединений картонные или клишеритовые прокладки
размокают. Желательно эги прокладки заменить на медно-азбе-
стовые.
Система охлаждения мотора на гиороса мплете
В системе охлаж гения одного из гидросамолетов (<Ьпг. 94)
расширительный бачок непосредственно сообщен с атмосферой
трубкой 7. Циркуляция воды в системе происходит следующим
образом: из мотора нагретая вода по трубопроводам поступает
в расширительный бачок, установленный в верхней части водяного
радиатора. Из расширительного бачка вода поступает в водяной ра-
диатор, охлаждается и по трубопроводу идет к водо-масляному ра-
диатору' 2 для охлаждения масла, затем подсасывается водяным на-
сосом мотора и по двум трубкам подается в блоки мотора. Дре-
нажный трубопровод служит для отвода воздуха и паров воды
в расширительный бачок. Для заполнения системы водой с ivkht гор-
товина радиатора 14 Слив воды из системы производится через
краны 10 и 8. Краники У служат для удаления воздушных мешков
при заполнении системы водой. Чтобы не передавать вибрационные
нагрузки на радиатор от мотора трубопроводы, соединяющие радиа-
тор с мотором, имеют гибкие участки. Кроме основной линии цир-
куляции воды в системе имеется отвод воды из блоков мотора
на подогрев карбюратора 12 и смесепрсвода. Контроль температуры
воды в системе осуществляется двумя термометрами, один из кото-
рых установлен на выходе роды из мотора 5, а другой на в\о те воды
в насос 3. Регулирование степени охлаждения мотора производится
при помощи шторок, установленных пере т радиатором. Трубопроводы
152
дуралюминовые, за исключением дренажных трубок, которые изго-
товлены из стали. Емкость системы 70 литров.
При заправке системы водой следует руководствоваться следую-
щим; необходимо открыть все дренажные краники 9. которые уста-
новлены на рубашках сыесевого трубопровода, водо-масляном радиа-
торе и па блоках цилиндров. Краники надо держать открытыми до
тех пор. пока из них не пойдет струя воды без пузырьков воздуха.
В начале заливки следует спустить немного воды из спускных кра-
нов водяного радиатора и водяной помпы, чтобы убедиться в отсут-
ствии воздушных пробок в системе.
Кроме обычного отепления на период зимней эксплоатации,
отепляются ипорки жалюзи радиатора, для чего их обшивают
сукном.
При заполнении системы водой зимой необходимо иметь ввиду,
чго наиболее часто вола замерзает в следующих точках: в трубо-
проводе, идущем от водо-масляного радиатора к насосу, и в подо-
Фпг. 94. Система охлаждения мотора на гидросамолете
Г; карбюратора и смесепроводов. Замерзшие места отогреваются
ветошью, смоченной в горячей воле. Особенно надо следить за чи-
Toioii дренажной трубки расширительного бачка 7, так как засоре-
нв< ее может прнвест i к образованию паровых мешков в системе,
затрудняющих циркуляцию воды.
Система охлаждения на почтовом самолете
Система охлаждения на почтовом самолете (фиг. 95) является
системой закрытого пша. Дренажный клапан смонтирован на пробке 3
расширительного бачка 2 н отрегулирован на 0,2 избыточной ат-
мосферы. Таким образом в расширительном бачке системы давление
сегда выше атмосферного на 0,2 атм. Из каждого блока мотора на-
ая вода поступает .в расширительный бачок 2. изготовленный как
но целое с радиатором /. Радиатор устанавливается в передней
153
части моторной установки и крепится на двух клыках подмогорш
рамы. Охладившись в радиаторе, вода по трубопроводу поступи
в водо-масляный радиатор 12, охлаждает масло, затем засасываете,
насосом 3 и по двум трубкам 9 подается в блоки мотора. Заполни -
ние системы Ёодой производится через горловину расширительно! о
бачка 3. Емкость системы 75 литров. Две трубки 10 сообщают ниж-
ние точки блоков с краном 7 и служат для слива воды из блоков мотора.
Система снабжена аварийным сливом воды через кран 5, кото-
рым пользуются в случае остановки мотора в полете, так как для
предупреждения разрушения системы охлаждения остановившеюся
мотора при низких температурах вода должна быть слита. При
высоких температурах аварийным сливом воды пользуются для об-
легчения самолета после остановки одного из моторов.
Ввиду то! о, что система закрытого типа, для осуществлю ня
слива воды из пее необходимо предусмотреть сообщение расшври-
Фнг. 95. Система охлаждения мотора на почтовом самолете
Однако, контроль температуры воды только
тельного бачка с атмо-
сферой на время слив;:.
Для этого служит дре-
нажная трубка 4, кото-
рая, при открытии кра-
па аварийного слива -5.
сообщает расшири-
тельный бачок 2 с атмо-
сферой. Таким обра м
слив воды пз системы
производится из грех
крапов 5, 6 и 7.
Температура воды
в системе контроли-
руется электрическим
термометром сопроти-
вленья 11, поставлен-
ным на выходе из бло-
ков мотора, и должна
быть не выше +8,') С.
на выходе пз мотора
удовлетворительным признать нельзя, так как также важно контроли-
ровать температуру воды на входе в насос (смотри i идравлический
расчет систем жи ^костного охлажден! я). Регулирование степени охла-
ждения мотора достигается двумя путями: при помощи жалюзи перед
радиатором и изменением количества воздуха, протекающего чер<
радиатор, регулируемого величиной открытия нижней части капот
Трубопроводы от блоков до расширительного бачка, от радиатор::
до водо-масляного радиатора и от водо-масляного радиатора до насосе
изготовлены из стальных трубок, а от насоса до блоков и сливные 10
из дуралевых трубок.
Соединение трубок произведено дюритовымп шлангами. Пр!
этом п дюритовых соединениях трубок с расширительным бачкам
расстояние между концами трубок должно быть не менее 38 мм. а
в нижней части радиатора это расстояние должно находиться в пр
делах 10—13 мм. Вызвано это тем, что радиатор \стаповлен на клы-
ках моторамы на эластичных прокладках и имеет большие колеб;*:
на малых оборотах мотора.
154
При заполнении системы водой следует помнить, что уровстп
воды в расширительном бачке должен быть на 1 см ниже сот радиа-
тора. Практически воду заливают до появления над сотами, а затем
немного сливают через кран 7. В отличие от установившегося по-
рядка заполнения систем охлаждения и смазки в зимнее время,
в данном случае следует раньше заливать систему охлаждения, а за
тем маслосистему. В остальном порядок и правила заполнения си-
стемы охлаждения зимой ничем не отличаются от общего порядка,
изложенного в разделе „Эксплоатации систем охлаждения".
На период зимней эксплоатации должны быть отеплены трубки
от радиатора к водс-масляному радиатору и от водо-масляного радиа-
тора до пасоса. Дренажная трубка 4 и трубки 10 имеют постоянное
отепление, не снимаемое и летом.
При сливе воды необходимо следить за полнотой струи воды
из крана насоса, а также обращать внимание на отсутствие масла
в воде. Присутствие масла в воде указывает па наличие внутреннем
течи водо-масляного радиатора. Для проверки слива воды из блоков
при низких температурах необходимо отсоединить дюриты у водо-
пасоса и после слива воды продуть трубки 10 сжатым воздухом
давлением не более 1 атм.
Краны системы 6 и 7 контрятся обычно, а крап аварийного
слива 5 контрится медной проволокой диаметром не более 0,5 мм
Следует помнить, что на этом почтовом самолете наблюдаются слу-
чаи замораживания нижней части радиатора при планировании. При этом,
из-за нарушения циркуляции, температура воды возрастает и пилот
еще сильнее открывает шторки жалюзи. Такое ошибочное решение
приводит к полному замораживанию радиатора. Наоборот, в таких
случаях следует закрыть жалюзи для прогрева радиатора. Чтобы
предупредить замораживание радиатора, отепляют шторки жалюзи,
обшивая их сукном. В промежуточных портах, где остановка мотора
производится па небольшой отрезок времени без слива воды, необхо-
димо в зимнее время при остывании воды до температуры + 50°С за-
пускать мотор для прогрева.
Зксппоатация систем жидкостного охлаждения
Заполнение системы охлаждающей жидкостью
Заполнение системы производится через горловину, которая
чаше всего устанавливается на расширительном бачке. Перед запол-
нением системы охлаждающей жидкостью нужно открыть все дре-
нажные краники для свободного выхода из системы воздуха. Дре-
нажные краники обычно устанавливаются в верхних точках системы,
где может скопляться воздух, и при заполнении закрываются пос.’
выхода из них непрерывной струн охлаждающей жидкости. Если же
при заполнении системы охлаждающая жи (.кость при вхо ге в систему
будет бурлить, то это указывает на отсутствие выхода воздуха и
системы через дренажные краники и требует проверки открытия кра-
ников, а в зимнее время наиболее часто является следствием мест-
ного замерзания водопровода. Воздух из системы, при заполнении е
должен быть удален полностью, так как образование воздушных
мешков затрудняет циркуляцию охлаждающей жидкости и приводит
к закипанию ее.
15S
Что касается количества охлаждающей жидкости, заправляемого
систему, то оно определяется уровнем жидкости в расширитель-
юм бачке, который зшиснт от расположения бачка на мотоуста-
ювке и для каждого типа самолета оговаривается особо.
Температурные режимы системы жидкостного охлаждения
После заполнения системы охлаждения и выполнения всех дру-
гих операций по подготовке моторной установки к запуску мотора
гожет быть произведен запуск и прогрев мотора. При этом необхо-
димо внимательно следить за температурой на выходе охлаждающей
жидкости из мотор-1, так как, вследствие неустановившейся цирку-
ляции в системе охлаждения пли вследствие наличия воздушных
Пешков, также затрудняющих циркуляцию охлаждающей жидкости,
возможно резкое возрастание температуры ее. Увеличение площади
радиатора при этом на снижении температуры совершенно не сказы-
вается, а, наоборот, при выдвигающихся радиаторах (П-5 и др.) мо-
жет даже еще более усугубить затруднение, так как вызовет допсл-
лителыюе сопротивление циркуляции. Наиболее рационально в этом
лучае резко увеличить число оборотов двигателя; тогда ингенсив-
тость циркуляции жидкости увеличится, что приведет к удалению
воздушных мешков через расширительный бачок, или к прокачке
жидкости через все элементы системы и восстановлению нормальной
циркуляции ее.
При прогреве двигателя температура воды должна быть дове-
дена до 60° С, после чего, если масло прогрето достаточно, может
быть произведено опробование мотора.
При работе мотора на крейсерском режиме полета, нормально
-температура охлаждающей жидкости должна находиться в следую-
щих пределах:
«) для воды: на входе в насос—70—80 С. на выходе из мо-
тора—85—95' С (система открытого типа):
б) для этиленгликоля: из входе в насос—110—115 С, на выходе
"3 мотора—120—125 С.
В полете необходимо иметь в виду возможность перегрева охла-
ждающей жидкости, особенно на режиме набора высоты па пределе
высотности мотора, а также переохлаждение радиатора во время пла-
нирования.
Верхний предел температуры охлаждающей жидкости ограни-
швается, главным образом, опасностью парообразования в системе,
з нижний предел (на входе в насос) как опасностью парообразования,
так и желанием получить наиболее экономичный рабочий режим дви-
гателя, так как температура охлаждающей жидкости определяет тем-
пературный режим двигателя, влияющий на его экономичность.
Остановку мотора рекомендуется производить ври температуре
>хлаждающей жидкости 60 70'С, а слив охлаждающей жидкости
из системы при температуре 40 — 45' С.
Причины выбрасывания воды ил расширительного бачка
В практике эксплоатации систем жидкостного охлаждения до-
вольно часто наблюдаются случаи выбрасывания воды из расшири-
ельного бачка через дренажное устройство. Случаи выбрасывания
.56
во1Ы из системы наблюдались на самолетах П-5, К-5 и тр. При-
чем не все случаи выбрасывания воды получили обоснование
объяснение.
Однако, несмотря на это, различают грн следующих главны-
причины выбрасывания воды из системы:
]. Вследствие переполнения системы при заправке. Эта причин,
не нуждается в каких-либо объяснениях и является следствием н<_
правильною обслуживания самолета.
2 В результате парообразованья в системе при местном пер -
греве охлаждаемых детален дгшателя. Такой случай может и мет
место при нарушении смазки и заедании в поршневой группе ци-
линдра, приводящее к местному перегреву. Интенсивнее парообразо-
вание в зоне перегрева приводит к резкому повышению давленп
выбрасывающего воду. Обычно в этом случае выбрасывание воды
сопровождается повышением ее температуры
3. При прорыве рабочих газов в систему охлаждения. Проры
рабочих газов из рабочей части цилиндра в систему охлаждения
обычно появляется вследствие нарушения уплотнения гильзы цилиндра
в блоке (М-100) или даже трещин в гильзе цилиндра (М-17). Рабочн
газы пот большим давлением проникаю г п охлаждающую систем
и выталкивают воду. Температура во ты при этом не повышается (п
термометру).
Борьба с коррозией и образованием накипи в системах
Вода, применяемая для охлаждения авиадвигателей, может бытг
различна по своему7 происхождению (колодезная, речная и водопро-
водная) и всегда содержит тог пли иной процент растворении'-
солей В процессе циркуляции во ты в системе при температуре
60 90 С эти соли отлагаются в системе в виде накипи, а также
вызывают коррозию ее элементов. Образование накипи, при этом
происходит за счет двууглекислых солей кальция Са(НСО:|).? и
магния Mg(HCO.)-„ а коррозии способствуют хлористые соли (NaCi
и MgCL).
Как известно, количество солей вводе определяет ее жесткость,
измеряемую в немецких градусах.*) Интересно отметить, что общая
жесткость воды, применяемой на транспортных линиях ГВФ длг
охлаждения моторов, колеблется от 4 до 18 немецких, а в от тель-
ных аэропортах доходит до 50 немецких.
Интенсивность коррозии систем водяного охлаждения увели-
чивается благодаря повышенной температуре воды и в случае при-
сутствия в воде повышенного содержания хлористых солей.
Коррозия и накипь ухудшают теплоотдачу в системе охлаждения,
а коррозия, кроме того, снижает прочность материала и вызывает
течь элементов системы.
Рядом исследований доказано, что как коррозия, так и накипь
могут быть значительно уменьшены применением в качестве добавь
к воде определенного процента так называемого хромпика двухро-
мовокислой соли калия K2G.2O7. Действие хромпика, прибавленного
*) Один немецкий градус жесткости равен 10 мг окиси кальция (СаО
на 1 литр воды; один французский градус жесткости равен 10 мг углекислот
кальция (CaCOs) на 1 литр воды. Вода, имеющая жесткость менее о , счи-
тается мягкой, от 8’ до 10” средней, а свыше 1С°—жесткой
к воде, cocicKT в образовании на говерхности металла защитной
пктспой пленки, предохраняющей металл от коррозии и в переводе
нерастворимых углекислых солей кальция и магния в растворимые
хромовокислые соли, чем уменьшается образование накипи.
Концентрация хромпика, необходимая для защиты системы от
коррозии и накипи, загисит от устранимой жесткости воды и коли-
чества хлористых солей, растворимых в иоде. При этом защита
хромпиком от коррозии действительна не только в случаях воздей-
ствия раствора на изолированные металлы (железо, латунь, аноми-
нкевые сплавы), но и в с. учае ix контакта между собой, что имеет
место в системах охлаждения. Добавка хромпика к воде пронзво-
ится из расчета 0,25 — О,ЗС°/(, т. е. 2,5 — 3 гр хромпика па 1 литр
воды. Практически удобно иметь концентрированный 5% раствор
хромпика в воде и затем из него приготовлять раствор для запол-
нения системы путем добавления 50- (50 см* концентрированного (5%)
раствора хромпика на 1 литр воды. Если же в воде, применяющейся
для охлаждения, будет большое количество хлористых солей (свыше
100 мг на 1 литр воды) концентрация хромпика в воде должна
быть соответствующим образом повышена и при содержании 1 г
хлористых солей на 1 литр воды должна быть доведена до 2°/0. Если
же хлористых солей будет более 1 г на 1 литр воды, то необходима
специальная предварительна0 очистка воды.
В практике эксплоатации самолетов может возникнуть необ-
ходимость очистки системы охлаждения от продуктов коррозии и
накипи. В этом случае следует в систему охлаждения залить 6-про-
центную молочную кислоту. В зависимости от количества накипи и
продуктов коррозии, пребывание 6-процентного раствора молочной
кислоты в системе может быть от 10 минут до нескольких часов.
Подогрев раствора до 30 40° значительно ускоряет процесс. Окон-
ч шие процесса определяется отсутствием выделения пузырьков из
раствора. Одаако прекращение выделения пузырьков может быть
следствием нейтрализации кислоты, что легко проверить при помощи
лакмусовой бумаги. После слива раствора вся система подвергается
пятиминутной промывке водой, пропускаемой через систему, с по-
следующей заливкой на 10 минут 0,5-процентного раствора хромпика.
Для получения 6-процентного раствора молочной кислоты не-
обходимо 26-процентную молочную кислоту разбавить пятикратным
количеством воды, т. е. на 1 кг молочной кислоты взять 5 кг воды.
Причины течи элементов системы и их устранение
Наиболее часто текут радиаторы, как наименее жесткие и проч-
ные элементы систем. Течь расширительных бачков и водопроводов
бывает значительно реже, но также опасна как и течь радиаторов,
так как может привести к значительной потере охлаждающей жид-
кости в полете, со всеми вытекающими отсюда последствиями. Течь
радиатора появляется обычно как следствие вибрационных и дина-
мических нагрузок в местах пайки, а иногда и внутри трубочек ра-
диатора из-за появления трещины. Образованию трещин значительно
благоприятствует коррозия материала радиагоров.
Таким образом для борьбы с течью радиаторов прежде всего
должны быть приняты меры по амортизации точек крепления ради-
атора на самолете.
158
J с гранение течи радиатора производится заменой трубочки,
пкй течь, или, в крайнем случае, заглушением текущей трубочки.
Кроме того в эксплоатации необходимо следить за чистотой сот
ра гиатора, а также периодически удалять отложения масла внутри
г. гиатора, так как загрязнение сот радиатора и масляные отложения
v гри его значительно снижают теплоотдачу. Очистка радиатора
ж снаружи, так и внутри производится одним из следующих ра-
створителей масла—бензином, бензолом или толуолом, с иоследую-
III й тщательной промывкой горячей водой.
После каждого ремонта радиатора, он должен быть испытан на
I рметичность воздухом и горячей водой. С этой целью радиатор,
с оглушенными отверстиями, погружается в воду и через одно из
отверстий внутрь радиатора подводится воздух давлением до 0,4 кг'см-.
При этом, если на радиаторе установлен клапан (закрытая система),
го он должен быть отрегулирован на 0,45 кг'см2. Появление
пузырьков воздуха указывает на место течи.
Испытание горячей водой состоит в заполнении радиатора по-
топ, нагретой до 75—80° С и повышением давления (при помощи
подвода сжатого воздхха) до 0,4 кг)см2. При этом в течение двад-
цати минут давление в радиаторе не должно падать.
Течь расширительных бачков наиболее часто бывает по швам.
Водопроводы систем охлаждения текут в соединениях, а иногда
и на участке целой трубы. Течь соединений появляется из-за раз-
рушения дюрита, неправильного монтажа или ослабления затяжки
хомутиков.
Течь трубы мол ет быть вследствие перетирания в месте сопри-
косновения с каким-либо другим элементом мотоустановки.
Особенности зимней эксплоатации
Крупнейшим недостатком воды, как охлаждающей жидкости,
>вляется сравнительно высокая температура замерзания. Эта осо-
нность воды в значительной степени затрудняет эксплоатацию
самолетов при низких температурах, вызывая ряд трудоемких допол-
нительных операций и предосторожностей при обслуживании самолета.
Опасность состоит не только в прекращении или затруднении
циркуляции воды при замерзании отдельных участков системы охлаж-
дения, айв разрушении элементов системы при увеличении объема
замерзшей воды во время стоянки самолета. Таким образом, для
предотвращения нарушения циркуляции воды и опасности разрыва
элементов системы, должны быть приняты меры, главные из которых
следующие: отепление системы на период зимней эксплоатации; слив
воды из системы, как только мотор останавливается на достаточно
продолжительное время; заполнение системы перед запуском мотора
предварительно нагретой водой (производится также с целью облег-
чения запуска двигателя).
Отепление системы охлаждения производится также, как и масло-
системы, т. е. обматыванием водопроводов и расширительного бачка
одним из следующих материалов: козьим мехом, собачьим мехом,
фетром или шинельным сукном с последующей обмоткой киперной
лентой или шнуровым азбестом. Кроме того отепляются шторки
алюзи радиатора (если регулирование охлаждения осуществлено при
помощи жалюзи) для чего их обшивают сукном.
159
При заполнении системы при низких температурах необходимо
закрыть шторки жалюзи радиатора, продуть тренажную трубку рас-
ширительного бачка (для открытых систем) и открыть все сливные
краны системы. Заливать нап етую воту следует в таком порядке?
первоначально залить 10—20 литров воды, нагретой не свыше 50—60" С,
чтобы обеспечить равномерный и постепенный прогрев системы, затем
можно затвать воду, нагретую до 70—80°С. Причем, чем выше тем-
пература воды, тем быстрее прогревается мотор и система охла-
ждения.
Так как все сливные краны открыты, то вода будет, пройдя систему
охлаждения, выходить наружу. Закрывать сливные крапы можно после
того, как из них пойдет достаточно горячая вода, что указывает на
(остаточный прогрев мотора и системы. Запуск мотора производится
только спустя 2—5 минут после окончания заливки водой.
Слив воды из системы производится не раньше как после охлаж-
дения воды до 40—45ПС. После слива воды все краны для слива остав-
ляются открытыми до заправки. Все трубки водосистемы, в которых
может задержаться вода, должны быть продуты воздухом.
Для облегчения эксплоатации самолетов при низких темпера-
турах в последнее время стали применять так называемые анти-
фризы—низкозамерзающие смеси воды с этиленгликолем, глицерином
и спиртом. Причем, меняя процентный состав смеси, а также комби-
нируя перечисленные жидкости, удалось получить довольпо низкие
температуры замерзания. В таблице 17 приведена температура замер-
зания тройной смеси этиленгликоль-этиловый спирг-нода в зависи-
мости от процентного состава ее.
Таблица 13
_______<'летав смесей в весовых процентах
” 0этиленгликоля % этил, спирта % воды Температура замерзания
5.4 5.5 89,1 - 2,5’
14,9 70,3 —14’
24,8 24,9 50,2 — 40’
29,6 28,2 42,2 - 55"
36,1 36,4 27,5 не замерзает при охлаждении до—73
Однако, низкозамерзающие смеси являются весьма дорогой охлаж-
дающей жидкостью, что и задерживает их распространение.
2. Капоты двигателей воздушного охлаждения
Первоначально капоты появились в виде обтекателей, умень-
шающих лобовое сопротивление мотора, установленного на самолете.
Однако, вследствие того, что мотор, заключенный в капот, ока-
зался в более худших условиях охлаждения, чем мотор без капота,
параллельно с работами по уменьшению лобового сопротивления мо-
тора велись работы, направленные на одновременное улучшение
охлаждения двигателя. Таким образом, при разработке современного
капота, задачи уменьшения лобового сопротивления и обеспечения
160
необходимого охлаждения двигателя решаются комплексно. Отсюда
превращение капота-обтекателя в целую систему охлаждения двига-
теля, состоящую из капога-обтекателя, набора дефлекторов, внутрен-
него капота и устройств для регулирования охлаждения.
Современный капот двигателя воздушного охлаждения является
важным фактором в области достижения больших скоростей полета
и обеспечения необходимого охлаждения двигателя на различных ре-
жимах полета, так как он дает возможность, в зависимости от ре-
жима, высоты полета и атмосферных условий, подобрать такой расход
воздуха через капот, который будет достаточным для охлаждения
двигателя и одновременно вызовет минимально возможное лобовое
сопротивление моторной установки.
Рассмотрим конструкцию существующих типов капотов. В Англии
в 1929—30 г.г. Таунендом был предложен обтекатель, одеваемый на
звездообразный мотор в
виде профилированного
кольца, получившего на-
звание „кольца Тауненда".
Благодаря своей простоте
в эксплоатации, незначи-
тельному влиянию на
охлаждение двигателя и
легкой установке на лю-
бой самолет без под! онкп
к фюзеляжу, он нашел
себе широкое примене-
ние. Кольцо Тауненда
(фиг. 96) одевается по-
верх головок цилиндров
звездообразного мотора
воздушного охлаждения
и дает уменьшение лобо-
вого сопротивления мо-
тора с фюзеляжем на
20—30°/о. Уменьшение ло-
бового сопротивления по-
лучается за счет того, что
профиль кольца в потоке воздуха, обтекающего носовую часть фюзе-
ляжа, с мотором работает как дужка крыла, в результате чего полу-
чается скос потока к поверхности фюзеляжа. Этот скос потока
локализует вихревую зону, вызванную головками цилиндров. В даль-
нейшем появился ряд видоизменений кольца.
Полость кольца может быть использована как выхлопной коллек-
тор (Сталь-3) или как маслобак, имеющий постоянный обдув воздухом.
Несколько позднее американским авиационным комитетом NACA
путем подбора был найден наилучший тип капота, дающий наимень-
шее лобовое сопротивление. Этот капот получил название капота
NACA и в настоящее время очень широко применяется.
Капот NACA (фиг. 97) полностью закрывает цилиндры двигателя.
Воздух, охлаждающий мотор, входит в кольцевое отверстие в передней
части капота, проходит около цилиндров мотора и выходит за мо-
тором в кольцевую тцель меж ту задней кромкой капота и поверх-
ностью фюзеляжа.
11 Впл лв, 1. И.
1G1
Однако, уменьшая лобовое сопротивление по сравнению с от-
крытым мотором в два—-три раза, капот NACA ухудшил охлаждение
двигателя и потребовал специальной разработки вопросов охлаждения.
Оказалось необходимым при проектировании двшателя и разработке
оребрения охлаждающихся частей, учитывать особенности работы дви-
гателя в капоте, где скорость обтекающего ребра воздуха меньше
скорости обдувки при открытом моторе. Потребовалось применение
дифлек торов-пластин, направляющих поток воздуха в капоте вокру!
мотора наиболее рационально. Применение дефлекторов повысило
перепад температуры воздуха, проходящего через капот с 40 50’ до
70- 75°С. Кроме того, с целью управления потоком воздуха через капот,
стали применять изменение в полете площади входного или выход-
ного отверстия в капоте. Причем оказалось, что наиболее выгодно
управлять потоком воздуха через капот путем изменения площади
выходной щели капота, так как при этом способе удается получить
наименьшее лобовое сопротивление. Практически применение регули-
руемой выходной щели капота дает выигрыш в скорости полета
Фиг. 97. Капот NACA.
около 10 клт/ч. При отсутствии регулирования выходной щелью,
площадь выхода должна быть подобрана из условий полета на ре-
жиме взлета, как наиболее тяжелом в смысле охлаждения. Естест-
венно, что в этом случае на других режимах полета будет излишне
высокий расход воздуха через капот, вызывающий переохлаждение
двигателя и дополнительное сопротивление.
С целью уменьшения лобового сопротивления капотированного
мотора, сзади за мотором, внутри капота, стали устанавливать на
моторную раму обтекатель, который впоследствии получил назва-
ние внутреннего капота. Капот типа NACA не может быть установлен
на любой фюзеляж, а требует совместного проектирования фюзеляжа
и капота.
Таким образом мотор на современном самолете заключен в
целую систему приспособлений, обеспечивающих достаточно эффек-
тивное охлаждение его при наименьшем лобовом сопротивлении.
Находят себе применение также и другие капоты, среди которых
особо должен быть отмечен капот туннельного типа системы Уоттер
(фиг. 98). Капот Уоттер характеризуется индивидуальными входными
и выходными отверстиями для прохода охлаждающего воздуха на
каждый цилиндр мотора. От каждого входа идет прямой входной
канал, который оканчивается на дефлекторах у цилиндров мотора.
Выходная часть каналов начинается от задней стороны дефлектора
162
И оканчивается у выхода в боковой стенке капота. Кроме того,
хода, под каждым из больших входных отверстий, имеется по
очному малом) отверстию для прохода воздуха, охлаждающего кар-
тер мотора. Воздух, охлаждающий картер, выводится в узкую кольце-
вую щель в задней части между капотом и фюзеляжем.
Наиболее удобным в эксплоатации в смысле доступа к мотору
является кольцо Тауненда, а затем капот NACA, который, с целью
облегчения обслуживания мотора, изготовляется из ряда секций, легко
снимающихся при обслуживании.
Что касается весовых характеристик, то наиболее легким является
кольцо Тауненда; раза в два тяжелее колец Тауненда капоты Уоттер;
раза в три и более тяжелее капоты типа NACA.
Применение капотов двигателей воздушного охлаждения пока-
зало, что в некоторых случаях расход воздуха через капот, необхо-
димый для охлаждения двигателя, весьма велик, вследствие чего
приходится выходное отверстие капота делать довольно большим.
По конструктивным соображениям размеры выходного отверстия ка-
пота не могут быть выполнены сколь угодно большими и поэтому
Фиг. 98. Капот Уоттер.
появляется дополнительная трудность. Кроме того, при очень малых
скоростях полета оказывается также недостаточным применение
обычного капота.
Первый случай, т. е. потребность в большом расходе воздуха
через капот, имеет место при большой высотности мотора, так как
при сохранении мощности мотора на высоте количество тепла, которое
надо снять с него, остается примерно постоянным, а потребный объем-
ный расход воздуха увеличивается вследствие падения плотности.
При этом, некоторое увеличение скорости полета и снижение темпера-
туры воздуха с подъемом на высоту сказываются в меньшей степени.
Второй случай (малые скорости полета) имеет место при охла-
ждении двигателя, установленного на автожире.
Как в первом, так и во втором случае приходится применять
вентилятор для принудительного обдува двигателя. Вентилятор уста-
навливается под капотом двигателя и получает привод от двигателя.
В каждом конкретном случае целесообразность применения вентиля-
тора должна быть проверена путем расчета *).
Рассмотрим устройство капотов рядных двигателей воздушного
охлаждения.
) В. Г. Н и к о л ае н к о—„Аэродинамический расчет капотов на моторы
во ।душного охлаждения”. Труды ЦАГИ. Выпуск 298, 1937 г., стр. 94—106.
П* 163
Задача охлаждения рядных двигателей сводится к созданию по-
тока воздуха, проходящею вокруг цилиндров мотора в направлении
перпендикулярном оси мотора. С этой целью создают по одну сторону
Фиг. 99. Капот ря того двигателя воздушного охлаждения.
блока повышенное давление, используя динамический напор воздуха,
обтекающею самолет, а по другую сторону—разрежение. Воздух по-
ступает по одну сторону блока цилиндров через отверстие в передней
части капота и, пройдя
вокруг цилиндров, вы-
ходит через pei улпрую-
щуюся щель в задней
части капота по другую
сторону блока. При
этом цилиндры мотора
оказываются не в оди-
наковых условиях об-
дува, так как у пер-
вого цилиндра ско-
рость подхода воздуха
больше чем у заднего,
где она равна почти
нулю, и, следовательно,
давление у первого
меньше чем у заднею.
Для того, чтобы урав-
Фпг. 10V. Охлаждение двигателя nxioieia .Альбатрос ПЯТЬ условия обдувки
цилиндров, а 1акже
с целью охлаждения всех сильно нагретых точек цилиндра, были вв<
дены дефлекторы.
На фиг. 99 показана схема капота двигателя Рсйнжер S. G. V. 770
мощностью 420 л. с. Цилиндры двигателя полностью 1акапотировапы.
Воздух из пространства за блоком поступает на головку цилиндра
через круглое отверстие вокруг свечи и выходит ч ре< такое же ог-
ни
версгие с противоположной стороны. К стакану цилиндра воздух пол-
но гится через щель, шириной около 6 мм вдоль всей высоты стакана.
Общее сечение входных отверстий составляет около 7 дм2, или около
1,6 см'1 на л. с. Сечение выходных отверстий равно приблизительно
7,5 дм2, пли около 1,8 см2 на л. с. Повышение температуры воздуха
в капоте равно приблизительно 25°. Разница в температуре отдельных
цилиндров, при всех режимах полета, не превышает 35 Система
дефлекторов, направляющих поток воздуха па наиболее нагретые
поверхности, ясно видна из схемы.
Особо следует остановиться па способе подвода воздуха для
охлаждения рядных двигателей, установленных на самолете „Альба-
трос" (фиг. 100). Воздух поступает по широкому патрубку, входное
отверстие которого расположено в передней кромке крыла 1, а вы-
хо гит после охлаждения мотора через щель, регулируем) ю заслонкой 2.
По утверждению фирмы, такой подвод воздуха к мотору дает
преимущества в отношении уменьшения лобового сопротивления и
охлаждения двигателя.
Все капоты двигателей изготовляются из листов дуралюмина
пти электрона и конструктивно выполняются в виде жесткого каркаса,
укрепленного к подмоторной раме, и обшивки из листов, укреплен-
ной па каркасе шарнирно и на специальных быстро открывающихся
замках. Так как капот испытывает в полете значительные воздушные
naipy.iKH, то необходимо просчитывать его элементы на прочность
с учетом этих нагрузок.
Капоты самолетов ГВФ
Капот мотоустановки самолета ПС-84
Мотоустановка самолета ПС-84 имеет капот типа NACA (фиг. 101)
с нерегулируемой выходной щелью. Внутри капота на подмоторной
раме установлен внутренний капот (фиг. 150). Отсек между внутрен-
ним капотом и противопожарной перегородкой закрыт обшивкой,
являющейся продолжением капота, и разделенной на 4 секции для
удобства обслуживания агрегатов мотора, расположенных в этом
отсеке. На фиг. 102 показан отсек, за внутренним капотом со снятыми
секциями капота. Части капота к каркасу у креплены на специальных
тросовых замках и замках типа Зус, удобных в эксплоатации. В верх-
ней части юбки капота и в нижней секции, закрывающей отсек за
внутренним капотом, имеются два проема для вывода заборников
воздуха, поступающего через выхлопной коллектор в карбюратор, и
воздуха, поступающего на охлаждение воздушно-масляного радиатора.
Капо гы левой и правой мотоустановок взаимозаменяемы. Внутри
капота па моторе смонтирована система дефлекторов, позволяющая
рационально охлаждать двигатель.
Капот мотоустановки самолета ПС-43
Мотоустановка самолета ПС-43 имеет капот типа NACA (фиг. 103)
с жалюзи для регулирования охлаждения двигателя. Капот состоит
из наружного обтекателя, внутреннего капота (фиг. 104) и жалюзи.
Жалюзи предусмотрены для зимней эксплоатации и укреплены непо-
средственно на моторе болтами Л независимо от крепления капота.
Перечини щит жалюзи крепится при помощи стальных планок к бол-
165
Фиг. 101. Капот самолета ПС-84.
Фиг h Krllln | | IIC-M. Открыт тя о6< чуливиния
МОГ»1! С ЬШОВкН.
166
Фиг. 103. Капот самолета ПС-43. Вид. спереди.
Ф;п. 104 Капо г с.г era ПС-43. Г>пд сбок> при
спитом ooT'iaie.ic.
1(.
там шло Юк цилин гров. Жалюзи имеют 18 отверстии Б, 15 из которых
могут быть закрыты задним подвижным щитом в зависимости от темпе-
ратуры головок цилиндров, контролируемой термопарами. Задник щит
жалюзи перемещается между роликами, расположенными на двух
концентрических окружностях. Управление движением заднею щита
жалюзи осуществляется тягой через рычажок. Отверстия Г на пере-
ферии жалюзи не перекрываются при движении за шею щита и
сделаны для улучшения обдува могора. Отсек между внутренним капо-
том (фиг. 101) и противопожарной перегородкой закрывается разъемной
1 астью капота и имеет удобный доступ для обслуживания расположен-
ные там агрегатов. Внутри капота на моторе смонтирована система
дефлекторов с целью улучшения охлаждения гвигателя.
Расчет капотов типа NA< А
Ранее параметры капот1 обычно подбирались па данную мото-
хсгаиовку путем испытания само.кта в полете пли ею мотели в аэро-
динамической трубе- В настоящее время, на основании многочисленных
опытов, предложен метод расчета капотов, который излагается ниже.
Для нормальной работы мотора воз ту гпно. о охлаждения необ-
ходим определенный расход воздуха через капот достаточный для
охлаждения цилиндров мотора с данными кфлекгорсми. При этом
температ ра наиболее нагретых точек цилиндров не должна быть
выше определенных величин. Эют расход воздуха через капот назы-
вают потребным расхо г ом. Величина потребного расхода за-
висит как от рожи?. I раеогы мотор;1, так и от плотности окружаю-
щею воздуха и определяется для каждого мотора экспериментально.
То количество воздуха, которое фактически проходит через капот,
называют располагаемым рас одом. Р сполигаемый расход
зависит от оснод’ных параметров капота и от скорости обдува
капота.
В идеальном случае располагаемый расхо г воздуха, через капот,
должен быть на всех режимах по. ета равен потребному. При этих
усювиях потери на пре’.юление сопротивления системы охтажтения
двигателя будут минимальными.
Расход воздуха через ьапот зависит от площади выходной щели
капота. Если выходная щель капота бу дет иметь неизменную площадь
(без управления в полете), го в этом случае достаточно определить
площадь щели при наиболее сложных условиях охл ждепия, какими
являются условия взлета — при форсированно режиме работы мо-
гора имеет место наименьшая скорость обдх ва.
В том случае, когда выходная щель имеет управлгемую в полете
„юбку", служат ю для изменения площе цг выходной щели, задача
состоит в определении тоща ди выходной щели в зависимости от
режима мотора и режима полета.
Так как воздух, при проходе через капот1, вследствие? нагрева
от мотора и торможения, увеличивает свою темщратуру, то расчет
капота должен вестись с учетом нагрева воздух.
Торможение воз гу ха происходит вследствие уменьшения ско-
рости и наличия внутренних потерь капота, затрачиваемых па преодо-
ление трения воздуха при входе в капот, па грени воздуха, проте-
кающего вокруг охлаждающих ребер пилив гров и на преодоление
трения воздуха при выходе из нота.
И*в
В правильно разработанных капотах потери па входе и выходе
из капота составляют 5—10% oi сопротивления цилиндров и деф-
лекторов. т
Полная потеря напора в капоте АН может быть выражена через
понятие „эквивалентного отверстия** мотора в капоте.
Эквивалентным отверстием какой-либо системы сопротивлений
называется такое отверстие, которое, при коэфициенте истечения
равном единице и при полном напоре перед отверстием равном пол-
ной потере напора в рассматриваемой системе, пропускает такой же
объём воздуха как и рассматриваемая система.
Обозначим эквивалентное отверстие мотора в капоте через Ф м‘.
Величина эквивалентного отверстия мотора в капоте может быть
подсчитана по формуле
где IV объемный расход воздуха в .и'1 сек., р — плотность воздуха
в кг с. к.2/.и'.
Величина эквивалентного отв. реп я в каждом конкретном случае
опр деляется экспериментально. В ЦАГИ полу чены следующие величины
эквивалентных отверстий путем продувки мотора с дефтекторами
и капотом.
Таблица М 14.
dименование мотора Цефлектпрованпе Эквивалент- ное отвер- стие мотора в капоте вл/2 Примечание
Ю ипгср VI Liei дефлекторов. 0 405 11атт ральиые цилиндры (холодные) на макете фюзеляжа в капоте
’айт-Цпклон 3 С дефлекторами. 0.262 Деревянный макет мотора в капоте на макете фю- зеляжа.
“ном-Рой 14 Без дефлекторов. 0,340 Деревянный макет мотора в капоте на крыто.
То ле С дефлекторами. 0.152 Работающий мотор в по- лете на самолете 1.
То же С дефлекторами. 0145 То же на самолете № 2.
Рассмотрим порядок расчета капота с учетом изменения состояния
•оздута при проходе через капот.
Скорость воздуха тред цилиндрами мотора (фиг. 105) Ve может
£ ыт ь определена из выражения
(75)
Те 'Ре
где весовая величина потребного расхода воздуха, Fe - площадь
_2ч.ния капота перед цпли+уц^ми мотора, у„ удельный вес воздуха
in ре : мс юром.
169
Так как скорость ]/е сравнительно небольшая (10 15 .w/сек. тс
в термодинамических расчетах ее величиной пренебрегают.
Вследствие торможения воздуха перед цилиндрами происходит
повышение его температуры, которое определяется при предположении
адиабатического процесса из следующего выражения, полученного
из уравнения (36), и при Vf=zO:
л
АЛ = —— * К2 •
2g-ср
(761
. 1 •• ,,
гдеЛ = — механический эквивалент тепла, V, скорость полета
Ср—теплоемкость воздуха при постоянном объеме.
Удельный вес воздуха перед цилиндрами ъ определится так:
1
к-1
(77)
BO1-
ЕЫ-
. - -
u fcl 'П
\ I
где у, — удельный вес
духа на расчетной
соте, Тс—абсолютная тем-
пература воздуха на ра-
счетной высоте.
(78)
V
Весовой потребный расход воздуха через капот определяете из
приближенного выражения
(0,45: 0,5) 75 3600Л;
427 - q
где Д', — мощность мотора, q тепло, отводимое одним килограм ом
воздуха.
Таким образом, используя основные термодинамические соотно-
шения, мы можем подсчитать как расход воздуха через капот, так
и его температуру, удельный вес и скорость перед мотором. Омывая
ребра цилиндров мотора, воздух нагревается теплом, рассеиваемым
мотором, и теплом трения о ребра и дефлекторы. Вследствие нагрев.'
происходит дальнейшее изменение состояния воздуха, которое может
быть выражено изменением ею энтропии
AS—, (79)
7 ср
где Д5 изменение энтропии воздуха, L работа полного сопротлв-
л( ния при проходе каждого килограмма воздуха через мотор, Тср—сп з-
няя температура воздуха

170
ЬТе=-$- = Q-.
Ср С,„ср
2? V Ф / G„
(8<
(81’
Имея изменение энтропии воздуха при проходе его через капо,
легко можем определить скорость, температуру и удельный вес г
выходе из капота
As
Та=Тс-еСг (82;
и
/ AS \
Д'Гд = Ги T^i'Xe^ 1/, (8:>
где ДГТ повышение температуры воздуха у выхода из капота.
При этом принято, что Ра = Рг.
Падение температуры воздуха при выходе из капота УТа за счет
адиабатического расширения воздуха от давления в капоте до атмо-
сферного давления, равно
Д7ГЛ=Д7\ Д7\,—Д7\. (84
Скорость па выходе из капота У„, если принять скорость за ш -
лип (рами равной нулю, равна:
ц.= |/2^’дс.
Удельный вес воздуха на выходе из капота, при Ра~Рс
Имея параметры воз (уха на выходе из капота, можем онре • •
лить плошадь потребною отверстия для выхода воздуха.
Q

При этом мощность, затрачиваемая на охлаждение, может быт,
подсчитана и представлена в виде отношения ко всей мощности мо
A7V
тора—— из следующего выражения
A/V
м,
Слв • sM • р • Г,з
75 • Ne •2
100 в" .
при этом
СЛ,5Л = 2

Г
lad.-нща l >
и и. Название величии Обозначены*» шмичин Форму гы подсчета В ы ч и с .1 е I и я
i Высота полета самолета в и н Задаемся и । 2о00 । 4(Jf >0 1 GOOD 1 8000
2 Удельный вес атмосферно- го воздуха КС 1,225 1 1,00бн 0,81931 11,6598, 0,52521
3 кбеолютпая температура на высоте т. А'мосФерные условия полета по MCA 288 275 262 249 236
Г 4 Температура на высоте в ’С tr 15 2 — 11 —24 -37
□ Мощность мотора в л. с. \г„ По характеристике мотора 725 775 82.5 601 410
б Скорость лилera самолета в ,м сек. < 1 Задано 125 141,2 161 141,5 111
7 Индикаторная мощное, гь мотора в л. с. М , 935 985 1035 783 601
8 Перепад температур пол- но) > торможения в С. д'Л = V/ ' 7,75 pi 4 12,9 9,95 6,14
Температура воздуха пе- ред цн 1индрами мотора tf ‘22,73 12,4 1,9 —14,05 -30,8l>
10 Расчетный перепад темпе- ратур между свечой и воздухом At ^ = 260’С 237,2.5 247,6 258,1 274,05 290,66
11 А’, At 3,06 3,14 5,18 3,82 1,59
1J Весовой расход воздуха, потребный для охлажден, в к?/сек. I = 0.S5(-/V' У’ |- 1,21 1,36 5,18 2,60 1/9
У- - —
13 Удельный вес воздуха пе- ред мотором Т, -k = (Ar Tf ' те } 1,305 1,078 0,879 0,705 0,5b0
14 Объемный расход воздуха в лЛ'сек. If'. (р 3,22 4,05 5,08 3,69 2,48
15 Количество тепла, снимае- мое воздухом с. цилинд- ров мотора в кал/сек. Q, =0,55 — 825 [ 0,55 + 0,45^ 427 \ 1035 / 75,5 77,5 79,i) 69,0 61,1
16 Количество теп..а, полу- ченное одним кг воздуха q О_* оп 17,9 17,71 17,8.5 26,50 44 10
17 Нагрев воздуха при про- холе через мотор ATe с? 74,6 73,9 74,4 110,5 181,0
18 Работа аэродинамического сопротивления при про- ходе через капот /1 • L 1 !\V \2 = - 1 — 1 ; Ф -0,14 2g \ Ф ) 0,063 0,0997 0,157 0,0826 0,0374
19 Средняя температура Tt” АТ 273 + t, 4- ' 2 333,05 322,3 312,1 1 314,05 334,14
.0 Изменение энтропии воз- духа _д + AL Г^ср 0,054! ' 0,0552 0,0.576 0,п845 0,132
21 — 0,434 As = log еСр 0,097.5 0,0'' '8 ’ 0.101 0,1527 0,23°
AS
22 e'p 1 1,25 1,259 1 1,27 1,421 1,73
1
74
Для иллюстрации изложенною метода расчета капота произведем
примерный расчет капота. Рассчитать капот на мотор М-85, установ-
ленный на истребителе *).
Задано:
1. Количество воздуха, потребное для охлаждения М-85, как это
установлено экспериментально, находится из такой зависимости
1
! N \ 0,7
G—0,83(—| ’
V Ml
где M = tie — te — перепад температур.
2. Эквивалентное отверстие мотора Ф = 0,14 л2.
3. Тепло, снимаемое воздухом с мотора на расчетной высоте
/У, = 4000 м.
7 г.
QM = 0,55- — -Ne кал./сек.
427 ер“сч I
Тепло, снимаемое воздухом на всех высотах
Qx~q(^0,55 + 0,45V (88)
\ Nt /
где Nir индикаторная мощность на высоте.
4. Характеристика мощностей мотора в зависимости от высоты
полета приведена в таблице 15.
5. Зависимость максимальной скорости полета от высоты сле-
1ующая:
Нм 0 2000 4300 G000 8000
Ve клс/час. 450 520 580 510 400
Влиянием винта пренебрегаем.
Весь расчет сведен в таблицу 15.
Из примерного расчета капота на мотор М-85 видим, что ско-
рость воздуха на выходе из капота Va на больших скоростях полета
получается большой (пункт 26 таблицы 15), что объясняется значи-
тельным нагревом воздуха при проходе через капот. В результате
большой скорости выхода воздуха из капота система охлаждения
не только оказывает сопротивление продвижению самолета, а наобо-
рот, дает тягу.
*) Примерный расчет взят из работы Николаенко, В. Г.
175
IV. БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА ЗАПУСКА АВИАДВИГАТЕЛЕЙ
Процесс запуска двигателя состоит в доведении числа оборотов
его от нуля до такого значения, при котором может произойти
вспышка смеси в цилиндрах.
Это минимальное число оборотов определяется, с одной стороны,
качеством смеси, температурой и давлением ее перед вспышкой,
а с другой стороны интенсивностью искры, зажигающей смесь. Кар-
бюратор и рабочие магнето, обеспечивающие, при нормальной работе
двигателя, поступление смеси в цилин сры и воспламенение ее, не
могут, в период запуска мотора, вследствие небольших чисел обо-
ротов, обеспечить необходимое к.чество смеси и (остаточно интен-
сивную искру.
Карбюратор современного авиационного двигателя рассчитан на
подачу в цилиндры рабочей смеси при минимальных оборотах по-
рядка 200-—250 оборотов в минуту, а при наличии специальных жик-
леров эти обороты могут уменьшиться до 80—100. Следовательно,
карбюратор не может подать рабочую смесь в цилиндры двигателя
дополучения этих оборотов и поэтому двигатель нуждается в допол-
нительном устройстве, способном приготовить и подать в цилиндры
двигателя рабочую смесь до достижения этих оборотов.
Такими устройствами являются пусковые и заливочные агрегаты,
позволяющие производить прокрутку коленвала двигателя и приго-
товление смеси вне мотора. При этом смесь должна быть соответ-
ствующего качества и, как установлено практически, должна иметь
не меньше 5—6°/0 паров бензина. Однако, кроме качества, на воспла-
меняемость смеси в значительной степени влияют давление п темпе-
ратура ее перед вспышкой. При запуске твигателя давление и тем-
пература смеси в цилиндрах зависят от интенсивности раскрутки
коленвала, так как с увеличением скорости движения поршня в ци-
линдре они возрастают за счет меньшей утечки газов через неплот-
ности поршней и меныпего теплообмена со стенками цилин дра. Кроме
того, с увеличением скорости движения поршня, или числа оборо-
тов коленвала двигателя, возрастает интенсивность завихрения смеси,
способствующая лучшему перемешиванию и воспламенению ее
искрой.
Таким образом для облегчения воспламенения смеси при запуске
необходимо возможно с большей скоростью вращать коленчатый вал
двигателя.
Рабочие магнето виадвигате.тя при запуске также не всег та
могут дать искру необходимой интенсивности, так как для пробития
искрового промежутка свечи необходима скорость вращения якоря
магнето порядка 70 об. мин.
176
Эго в свою очередь вызвало применение пусковых генераторов
высокого напряжения, тающих искр) в цилиндрах двигателя незави-
симо от числа оборотов его. Такими генераторами являются пуско-
вые магнето и пусковые индукционные катушки, питающиеся от
аккумуляторной батареи.
Изложенные выше соображения показывают, что задача запуска
двигателя в значительной степени решается сообщением коленвалу
определенного числа оборотов от постороннего источника энергии.
Такими источниками энергии, используемой для запуска двигателей,
являются, в частности, бортовые средства запуска.
Сложность решения задачи заключается в том, что для рас-
крутки современных мощных авиационных моторов нужна большая
мощность, которую должен развивать небольшой по весу и габари-
там агрегат.
При раскрутке двигателя самопуску приходится преодолевать
следующие силы:
1. Силы инерции, поскольку раскрутка состоит во вращении
коленвала двигателя с определенным ускорением.
2. Силы, возникающие от давления газов на поршни при сжатии.
3. Силы трения, сопротивления выхлопа н всасывания.
Для того, чтобы написать уравнение равновесия системы в ана-
литической форме, необходимо все моменты этих сил привести
к одной оси, в данном случае удобнее к оси коленчатого вала.
Уравнение крутящих моментов, отражающее динамическое равно-
весие вала двигателя, можно написать в следующем виде:
/И.и — А1„н — А1С „ — Мт„ = 0, (89)
где Л1ст кру гящий момент, сообщаемый валу двигателя стартером,
Л/ии —крутящий момент инерционных сил всех движущихся де-
талей двигателя,
Л1е>1е— крутящий момент от действия сжатия и расширения газов
в цилиндрах двигателя,
Л1тр— крутящий момент сил трения и насосных потерь.
Выясним, от чего зависят величины входящих в у равнение
моментов.
Момент инерционных сил может ишь легко определен мето-
дами обычного динамического расчета двигателя, причем величина
его будет зависев от ускорения и массы движущихся деталей. Усло-
вия эксплоатации на величину этого момента не влияют. Если все
движущиеся массы двигателя заменить одной, приведенной к радиусу
кривошипа массой т. то этот момент можег быть записан в виде
равенства:
Мин~ т'Г1-"Г"П., (90)
30 • t
где - приведенная масса,
/ — радиус кривошипа вращения,
п — число оборотов коленвала,
t -время, за которое надо раскрутить двигатель до п об./мип.
При конкретном подсчете оказывается, что по величине stoi
момент небольшой, порядка 0,06—0,07 кг.и.
Момент от сил давления и расширения газов в цилиндрах двп-
jателя при запуске возникает вследствие изменения давления газон
12 В ин. в, , п.
177
u ni вращении коленвала. Это iaв и нт- газов «авпспт пт следующих,
факторов:
а) Величины изменения объема, ограниченною поршнем при дви-
, ении последнего в цилиндре.
б) Теплообмена между юзами и стенками цилиндра.
в) Утечки газов через неплотноеги.
Если бы действовал только первый фактор, то изменение состоя-
ния газа в цилиндре происходило бы по адиабате V1,4 = const
н тогда можно было бы легко определить величину кру гящег о мо-
мента от давления газов
Наличие двух других факторов заставляет процесс изменения
состояния газов итти по политропе Р- V” = const, что значительно
усложняет определение давления в каждом положении коленвала и
теоретически нет возможности точно определить В самом деле:
теплообмен между газами и стенками цилиндра зависит от темпера-
туры стенок цилиндров, которая зависит от атмосферных условий,
вида охлаждения и наличия подогрева двигателя. Интенсивность
хтечки газов зависит от тщательности изготовления поршневой
1р\ппы, от формы ззмка колец, от вязкости масла, в свою очередь
$ависящей от температу ры и т. д. Следовательно, точное определе-
ние Мсж значительно усложняется. Однако величннх /11ем, можно
определить практически с достаточной точностью, приняв значение
показателя политропы п в пределах от 1,1 до 1,3, так как при малых
оборотах, во время запуска (меньше 20 об., мин.), показатель полит-
ропы п равен примерно 1, т. е. процесс протекает по изотерме,
а с повышением скорости вращения показатель политропы увеличи-
вается и для пусковых скоростей может достичь значения 1.3.
Приняв, с учетом скорости раскрутки, значение показателя по-
литропы в указанных пределах, величину MCJti определим по формуле
MCJIC^^Tx-Fnop-r, (91)
где Тх—тангенциальная составляющая силы газа в кг/см1,
F„op— площадь донышка поршня,
г — радиус кривошипа.
Тангенциальное усилие может быть определено из равенства
Тх = Ц\ 1)Sin(a + ?)>
* r cos ,3
где Рх — давление газов в цилиндре, определяемое из выражения
политропы Р V'" = const.
Изменяющийся объем V легко получить для конкретного дви-
гателя в зависимости от угла поворота кривошипа. По данным под-
счетов, а также по экспериментальным данным, установлено, что
величина MtJIC колеблется около 0,54 кг на 1 литр рабочего объема
двигателя в случае медленного вращения, когда показатель полит-
ропы равен примерно единице. С повышением скорости вращения
Мсм несколько увеличивается. Важно также отметить, что наиболь-
шие значения Мем имеет при начале раскрутки, так как в цилиндрах
шигателя в пределах первых 100° угла поворота кривошипа будет
голько сжатие и разрежение. После же 100э в некоторых цилиндрах
1 78
i происходить расширение сжатою газа и еле ювательно Л1СМ
гм’ ныиится (фиг. 106-а).
Значение Mrj/( зависит о г условий эксплоатации, так как на его
личину влияют температура воздуха, износ и подогрев двигателя,
качество смазки и т. д.
Крутящий момент от сил сопротивления трения и насосных
потерь зависит от различных факторов, в большинстве своем не под-
। чцихся аналитическому учету. Поэтому, для определения Мтр при-
ходится пользоваться экспериментальными данными. Укажем только,
12
179
что величина Мяр включает в себя потери па трение между трущи-
мися деталями и трепне о возлух, на сопротивление ври всасывании
и выхлопе (насосные потери), на сопротивление, действующее при
жатии газа в цилиндрах, и усилия, возникающие при расширении, и
висит от температуры, от сорта масла, величины зазоров между
трущимися поверхностя-
ми, размеров цилиндров,
числа оборотов коленва-
ла, давления на поршень,
величины подогрева дви-
гателя и т. д. Из ЭТО1 о
перечня факторов, влияю-
щих на величину Мтр.
видно, что Мтр в значи-
тельной степени зависит
от условий эксплоатации.
На фиг. 106-6 пока-
заны кривые зависимое!и
момента трения от числа
оборотов и температуры
двигателя, полученные
при проворачивании дви-
гателя „Геркулес" W.X. В.
при смазке маслом „Ав-
тол М“. Причем темпера-
тур,;, указанная для ка-
ждой кривой,сохранялась
Фиг. 100-6. Зависимость Мтр or температуры к в Пределах от 0 ДО 150
оборотов твпгатс.тя „Геркулес". об. мин. и с увеличением
числа оборотов двига-
теля увеличивалась. Эго вызвало снижение Мтр вследствие у меньше--
нпя вязкости масла.
Величину Мтр можно приближенно определить но следующей
формуле:
М,пр = а • 716,2Л<
п
(92)
гда <1=1,5 или больше, в зависимости от тепловою состояния дви-
гателя перед запуском,
V, — эффективная мощность двигателя,
п— число оборотов коленвала,
— механический к. и. д. двигателя.
Удельный вес Л1тр, в общей величине пусковою момента, осо-
иио велик в начале раскрутки коленвала двигателя за счет сил
трения и насосных потерь.
Величину все> о момента сопротивления запуску можно опредг -
лип, по следующей эмпирической формуле, полученной в результате
мши их экспериментов
Л1Г,„ = /у V кг м.
(93,
где V — литраж двигателя,
/< эуширнч скип коэфициент, полученный в р< «у.гы.пе < пытов.
1м I
линиях.
1ет и мощности, потребной для
в настоящее время двигателей.
Таблица 16
Степень
Количество цилиндров
двигателя
сжатия 6 9 12
5 3,5 3,9 4,2
7 4 4.3 4.5
могут быть разделены
на две
Ниже приводим значения для А', полученные при температуре
О С, в зависимости о г числа цилиндров двигателя и степени сжатии
14а основании этих значений коэфициента К, зная рабочий лит-
раж двигателя, можем легко определить величины моментов сопро-
тивления двигателей, эксплоатирутощихся на транспортных
В таблице 17 приведены значения /И,
запуска эксплоатирующихся
Рассмотрев, таким об-
разом, основные вопросы
запуска двигателя и опре-
делив задачи пусковых ус-
тройств, мы можем перей-
ти к рассмотрению само-
пусков. Все средства за-
пусков авиадвигателей де-
лятся на аэродромные сред-
ства (автостартеры и др.)
и бортовые самопуски, по-
стоянно находящиеся на
самолетах. Существующие
основные группы в зависимости от того, каким образом они при-
водят во вращение коленвал двигателя:
I — Самопуски, действующие непосредственно на коленвал.
II — Самопуски, приводящие вал во вращение через кривошипно-
шатунный механизм.
самопуски
Таблица 17
«\o\Jo ПО пор. Наимено- вание двигателя Кол Jni- цнент А Средний литраж двигателя Момент сопроти- в тения в кг .и Число оборотов запуска об./мпн. Потребная МОЩНОСТЬ для зап) ска в л. <
1 М-17 4.5 45,84 195 21,7
М-100 4,3 Зб.Оо 169 100 22,6
М-22 4,3 28,6' 123 100 17.2
-* М-25 4,3 29,79 128 100 19,9
» М-85 1.3 38,67 167 100 23,4
К первой группе относятся инерционные самопуски и самопуски
непосредственного действия (раскрутка вала электромотором).
Ко в юрой грунке относятся установки для запуска сжатым во1
д хом. пиротехнические самопуски и другие. Здесь же уместно от-
метить отрицательную особенность второй группы самопусков, заклю
ающ\ юся в том. что все они в гой или иной степени увеличивав
авление на коренные подшипники твигателя, вызывая этим хвети
••енне пускового момента двигателя на 10---15° (запуск сжатым воз-
ххоы).:
1ЧТ
Всякий самопуск должен удовлетворяй, следующим основным
требованиям:
1. Надежность и возможность многократного запуска без выпол-
нения трудоемких операций.
2. Возможно меньшая продолжительность времени между нача-
лом действия пускового устройства и получением вспышки вшпин-
дра.х двигателя.
3. Возможно малый расход энериш на запуск двигателя.
4. Малый вес и габариты пускового агрегата.
5. Простота обслуживания.
6. Возможность применения в полете и независимость от аэро-
дромных служб.
1. Запуск сжатым воздухом
Запуск сжатым воздухом в настоящее время имеет широкое
применение на самолетах транспортных линий. Установками для за-
пуска сжатым воздухом оборудованы самолеты П-5, К-5, ПС-9,
С таль-3, ПС-89 и др.
Подобная установка (фиг. 106-в) обычно состоит из бортового
баллона высокого тавленпя, для содержания запаса сжатого воздуха,
Фиг. 106-в. Схема запуска сжатым воздухом.
емкостью 5—6 литров, снабженного краном в, перепускного крана е.
служащего для подачи сжатого воздуха в систему и снижения давле-
ния воздуха от 120- 150 атмосфер в баллоне до 25— 30 атмосф?
в трубопроводе к мотору распределительного золотника ц, смошпр<
ванного на моторе и служащего для распределения сжатою возду ..
по цилиндрам и сети трубопроводов со штуцером w для зарядки б-д -
18?
toboio баяло! i и тля запуска двигателя от аэродромного баллона.
Перепускной кран снабжен двумя манометрами г и д, очин из которых
служит для определения давления в баллоне, а другой для опреде-
ления давления воздуха, поступающего к золотнику на запуск. Для
предупреждения повышения давления сжатого воздуха, поступающего
в цилиндры, выше 30 атмосфер, распределитель сжатого воздуха
имеет редукционный клапан з, который автоматически снижает давле-
ние Ю 30 атмосфер, выпуская избыток сжатого воздуха наружу.
Распределитель сжатого воздуха, например мотора М-17, устроен
в виде цилиндрического золотника, входящего в зацепление с приво-
дом от мотора, при впуске сжатого воздуха, при помощи зуба и вра-
щающегося со скоростью в свое меньшей скорости вращения колен-
вала мотора.
Распределитель сжатого воздуха мотора М-17 должен быть отре-
гулирован относительно коленвала таким образом, чтобы, при поло--
жении поршня в первом цилиндре 15 спустя ВМТ на рабочем ходе,
контрольная метка золотника совпадала с соответствующей меткой
контрольного отверстия на корпусе золотника.
Процесс запуска подобной установкой протекает следующим
образом. Когда мотор готов к запуску, производящий запуск откры-
вает вентиль бортового баллона о, и, убедившись по манометру, что
в бортовом баллоне имеется тостаточное давление для запуска, пово-
рачивает рукоятку' е перепускного крана на 90 , что, примерно, при
полной зарядке баллона, соответствует снижению давления с 120 до
30 атмосфер. При помощи второго манометра d устанавливают давле-
ние в трубопроводе пе выше 30 и не ниже 20—-25 атмосфер. Воздух
поступает в распределитель и направляется в тот цилиндр, в кото-
ром Поршень будет в положении 15° спустя ВМТ на рабочем ходе.
В цилиндре воздух давит на поршень, в результате движения кото-
рою проворачивается коленвал мотора. При проворачивании вала золот-
ник распределителя также вращается и перепускает воздух в следу-
ющий цилиндр, соответственно порядку их работы. Таким образом
двигатель раскручивается то вспышки смеси в цилиндрах, после чего
подачу сжато! о воздуха прекращают. Золотник распределителя, после
прекращения подачи воздуха, выходит из зацепления и во время ра-
боты двигателя пе вращается.
Сжатый воздух, поступая к мотору с давлением в 30 атмосфер,
вследствие расширения в распределителе, трубопроводах и цилиндре,
действует на поршень с давлением в 10—15 атмосфер, а при движе-
нии поршня, за счет расширения, давление надает до 3 5 атмосфер.
Расшпр пне воздуха сопровождается значительным снижением ею
гемшр !\ры. Если принять, что к расширяющемуся воздуху тепло
не подводится, г. е. процесс расширения происходит по а шабате, то
Коневуи> температуру воздуха можно пайгп из уравнения
1 дг Р, и Г,—давление и абсолютная температура сжатого воз-
духа в баллоне,
/<, и /2 швление и абсолютная температура воз ту ха в гц-
лин тре в конце расширения,
к показатель адиабаты, равный 1,41.
Toi 11
Для пример i возьмем наиболее тяжелые условия. Пусть
рх = 100 атм.. /< = 3 атм-. 1\ — 2Ъ5' абс.= — 40 С. При этих чанных
Г,^85" абс."1б8 С и, следователь^, снижение температурА воз-
ту.\а равно ЛГ = 7'.2 - Л 148 . В действительности температура Гй
б\ дет выше, так "как во время расширения к воздуху породится
тепло, но все же из-за этой особенности запуска сжатым воздухом
возникают значительные трудности. Поэтому, весьма желательно
в зимнее время отеплять воздушные баллоны.
Определим, на сколько запусков мотора М-17 хватает во пуха
в бортовом баллоне. Давление в баллоне 150 атмосфер. Объем его
5 .титров. Следовательно, при атмосферном давлении в баллоне нахо-
дится 750 литров воздуха.
Для одного запуска двигателя необходимое количество воздуха
вычисляется следующим образом: рабочий литраж мотора М-17 равен
45.8 литра примем 50 литров. Для «пуска мотора требуется сооб-
щить ему 3 полных оборота. За 3 оборота мотора расходуется полу-
торный литр 1Ж 75 литров воздуха с давлением в 5 атмосфер. Подача
сжатого воздуха в цилиндр происходит не за полный ход поршня,
а за 1 3 его хода. Тогда объем воздуха при нормальном давлении,
необходимый для запх. ка, будет равен 75 5 0,33 = 124 литра пли
1 литр возлу ха. сжатою до 125 атмосфер. Следоватетьпо при помощи
5-ти лт грового баллона, при давлении в нем 150 ат мосфер, .мы можем
запустить двигатель 4--5 pa i. Поэтому на аэродромах тапуск двшателя
производится от аэродромного баллона и ш от автостартера, а запас
бортового баллона сохраняют тля запуска в случае отсутствия аэро-
дромных средств запуска.
Остановимся па некоторых недостатках запуска пип а геля сжа-
тым воздухом. Важнейшим недостатком этого способа, как было ука-
зано выше, является повышение давления па коренные подшипники
мотора.
Кроме тою, в практике эксплоатации, вследствие значительного
снижения температ' ры при расширении воздуха» наблюдается загу-
стение смазки золотника распределителя, чю может вызвать заеда-
ние золотника. приводящее к поломке распре делителя. Поэтому в зим-
нее время для смазки распределителя должны применяться пли неза-
мерзающая см ьзка или обезвоженный керосин.
Если же при запуске пз баллона в распределитель вместе с воз-
1х хом попадает вода, то опа может замерзнуть и вызвать поломку
распределителя. Кроме того, попадание воды в распределитель вызы-
вает коррозию и приводит к отказу сто в работе. В связи с этим
нужно еле ,чть за влажностью воздуха в баллоне и скопившеюся воду
У талягь из баллона nyrexi продувки его, наклонив вентилем вниз.
Общий вес бортовой установки для запуска сжатым воздххом
равен около 15 кг,
Характерной особенностью описанной установки тля запхска сжа-
тым воздххом является зависимость ее от аэродромной компрессор-
ной установки, при помощи которой получают > к.,тып воздух-. Кроме
1Я ;
.ого, на многомоторном самолете для запуска нескольких двигателей
приходится иметь большой запас сжатого воздуха, что связано с уста-
новкой нескольких баллонов, имеющих большой вес.
Поэтому на многомоторных самолетах и на самолетах, нужда-
ющихся в независимости от аэродромов (автономности), в дополне-
ние к такого рода установкам, вместо нескольких баллонов ставят
портовой компрессор для получения сжатого воздуха непосредственно
на борту самолета. Такие компрессоры обычно выполняются в одном
агрегате с мотором, приводящим их в движение независимо от мото-
ров самолета.
Наибольшее распространение на самолетах ГВФ нашел себе бор-
товой компрессор АК-60.
2, Бортовой компрессор АК-60
Авпакомпрессор АК-60 (фиг. 107) предназначен для получения
сжатою воздуха на борту самолета. Компрессор представляет собой
соединение одноцилиндрового двухтактного двигателя с одноцилин-
дровым одноступенчатым компрессором. Мотор в 3,5 4 л. с. рабо-
тает по основному принципу работы двухтактных двигателей с криво-
пшпно-камернои продувкой. Применение двухтактного принципа дало
возможность значительно упростить конструкцию газораспределения
мотора.
Рабочая смесь из карбюратора засасывается в герметический
картер и, будучи сжата в нем при ходе поршня вниз, поступает но
каналу в рубашке цилиндра через окно в рабочую часть цилиндра,
вытесняет отработанные газы и затем, после сжатия, воспламеняется
Предварительное сжатие рабочей смеси в картере необходимо для хоро-
шей продувки цилиндра сжатой смесью. Наряду с некоторыми преиму-
ществами подобное устройство двигателя характерно повышенным рас-
ходом горючего, так как часть свежей смеси выбрасывается наружу
вместе со сгоревшими газами. Часовой расход топлива АК-60 равен
630 г на э. л. с. час.
Мотор снабжен специальным карбюратором и магнето МС-14
с постоянными неподвижными магнитами и вращающейся обмоткой.
Передаточное число от коленчатою вала к магнето 1:1; магнето дает
за один оборот якоря одну искру и имеет постоянное опережение
зажигания в 18-22 не доходя до ВМТ. Горючее мотора—бакинский
бензин 2-го сорта; смазка мотора и компрессора маслом МДС. Масло
смешивается с горючим в пропорции 160 г масла на 1 литр бензина
и из бачка для горючего, емкостью 2,3 литра, через карбюратор заса
сывается в двигатель, где в виде тумана заполняет все полости и,
осаждаясь па трущихся поверхностях, смазывает их-
Двигатель снабжен автоматическим регулятором числа оборотов,
оторый устраняет возможность раскрутки мотора на холостом ходу.
Автоматический регулятор устроен на принципе центробежного регу-
штора два груза при вращении, под действием центробежных сил,
ра’.двигаются и приводят в движение рычаг, управляющий дроссель-
Kiii заслонкой карбюраг »ра. Противодействуют грузам пружины, смон-
тированные на эюм рычаге. Следовательно, с увеличением числа обо-
ротов, грузы все больше и больше раздвигаясь будут все больше и
б > 1ыпе, с помощью рычагов, преодолевая пружины, прикрывать дрос
льную слонку карбюратора. Вес контргрузов и натяжение пружин
I».
Фиг. 107. Разрез АК-иО.
оегулятора подобраны с расчетом получения максимального
оборотив не выше 2680 об. мин. Охлаждение цилиндра мотора, а также
и чин 1Г а компрессора, воздушное при помощи маховика-веш илятор
который подает воздух во каналам и обдувает оребренную повсрхнс-ст
цилиндров мотора и "компрессора Этот же маховик-вентилятор слу
кит для равномерности хода твнгателя.
Мощность, развиваемая мотором, используется для приведения
в действие компрессора и получения сжатого воздуха. Шатуны потер
и компрессора смонтированы на одной шейке коленчатого вала. Сле-
довательно, поступательному движению поршня \ отора соответо ну
движение поршня компрессора, опаздываютцт е на .
Так как необходимая мощность щя работы компрессора в момен
запуска двигателя пе может быть получена, го порет запуском тни-
гателя компрессор должен быть выключен, тля чет о головка компрес-
сора снабжена золотником. Повернув рукоятку золотника в верти-
кальное положении, открывают отверстие, через которое возт' ' т з
1%
компрессора свободно выходит наружу. После прогрева мотора, в
течении 0,5 -1 минуты, может быть включен компрессор, для чег<
рукоятку юлотника надо повернуть в горизонтальное положение.
После этого воздух в компрессоре сжимается и, открывая клапан,
поступает по трубопроводу в баллон для сжатого воздуха.
В начале работы компрессора клапан бу дет открываться ког 12
давление воздуха в цилиндре компрессора преодолеет сопротивление
пружины клапана. По мере повышения давления в баллоне клала!
будет открываться после того, как давление в цилиндре компрессор
будет больше давления воздуха в баллоне и силы пружины клана!!..
Компрессор АК-60 имеет степень повышения давления 47,3, но, вви,
высоких температур в конце сжатия воздуха и напряжений в силовы
шпильках цилиндра компрессора, повышать давление в баллоне свыш
30 кг см2 воспрещается. С целью предупреждения повышения дав-
ления воздуха выше 30 кг'см2 баллон снабжен редукционным клапа-
ном, который выпускаем избыток воздуха из баллона в атмосферу'
после юстижения этого давления. В эксплоатации рекомендуете
не повышать давление воздуха в летнее время выше 25 кг'/С.и2.
собранного агрегата не более 24 кг Схема установки компрессора AK-t
на многомоторном самолете показана на фш. 108, где компрессор АК-6<
7 соединен трубкой с фи тьтром 2. Фильтр 2 сообщен с парой б-‘
юнов 3, од которых сжатый во «дух через распределитель 4 подаете
к моторам 5. Цифрой 6 обозначены противопожарные перогородс.и.
При установке компрессора должны быть выполнены еле дующи
правила:
1. Длина воз тухопровода 7 от АК-60 до баллона юлжпа бь
не менее 10 12 метров, так как в баллон попадают пары беийиид
и масла, могущие при nai реве взорва ть баллон. Длинный же воз ту
провод та, г возможность сжатому воздуху охла титься то т» гупл
1»Г
пня в баллон. Укажем, что температура воздуха при выходе из ком-
прессора достигает 300 350 С.
2. Воздухопровод изготовляется из стальной трубки сечением
10 ' 12 мм пли цельнотянутой трубки красной меди того же сече-
ния. При монтаже воздухопровода"надо избегать поворотов трубок
радиусом меньше 40 мм, так как в противном случае будут иметь
место значительные потери.
3. Для обеспечения продувки баллона сжатого воздуха во время
работы, нужно устанавливать их вертикально с подводом воздуха от
компрессора в верхней части и с отводом воздуха к моторам в ниж-
ней части баллона.
4. В схеме воздухопровода обязательна установка фильтра 2
для улавливания конденсата в виде цилиндра объемом 650—1000 см\
снабженного в верхней части двумя штуцерами для подвода воздуха
из компрессора и отвода в баллоны и краном в нижней части для
слива конденсата. Длина воздухопровода от фильтра к баллону
1 — 2 м. Скапливающийся в фильтре конденсат должен сливаться
после каждого наполнения баллона, а смолистые вещества, оседаю-
щие на стенках фильтра, удаляются после разборки фильтра через
каждые 5 6 часов работы компрессора.
5. Выхлопной патрубок мотора АК-60 должен иметь внутренний
диаметр не менее 32 мм и длину не более 400 мм. Запуск двигателя
компрессора производится в следующем порядке: убедившись в на-
личии смеси бензина с маслом в бачке АК-60, открыв кран баллона
сжатого воздуха на входе, установив рукоятку компрессора в поло-
жение „холостой \оц“ (вертикально) и открыв крап бензобака, ме-
дленно потянув за рукоятку троса, провернуть одни-два раза вал
двигателя; подсосав, таким образом, смесь в цилиндр мотора, при-
крыть воздушный фильтр карбюратора и резко, но без рывка, потя-
нуть за трос запуска и отпустить его после запуска мотора; как
только мотор начнет работать, открыть воздушный фильтр, плавно
увеличивая число оборотов двигателя.
В случае если мотор не запустится, надо продуть его картер и
цилиндр, для чего, открыв краны на картере и головке цилиндра, не
обходимо проворачивать коленвал двигателя. После запуска мотора
дать ему проработать 0,5- 1 минуту, пока он прогреется и перейдет
на нормальный режим работы, затем перевести рукоятку компрессора
в горизонтальное положение. При запуске вновь установленного
АК-60, а также при эксплоатации его при температуре ниже О^С, не-
обходимо пре дварительно за дичать мотор чистым бензином, пользуясь
для этого заливным краником на доловкс цилиндра мотора. Этот
краник открывается при вращении по часовой стрелке. После напол-
нения баллона, которое обычно продолжается до 180 секунд, переве-
сти рукоятку компрессора в положение холостого .хода, одновременно
уменьшая число оборотов двигателя поворотом воздушного фильтра,
так как при снятии нагрузки двдпателд. может резко увеличить число
оборотов. Затем закрыть кран бензобака и. после выработки горю-
чего д:з карбюратора, выключи п> зажигание, нажав кнопку на критике
магнето.
В эксилоатацидд должен быть выдержат! следующий регламент
ухода за установкой АК-60.
После 5—6 часов работы спять фддльrp-отстойник и промыть
каустической содой для удаления смолистых веществ дд конденсата.
IfS
После 8—10 часов работы надо промыть и прочистить экран,
установленный для отвода масла, выбрасываемого из цилиндра ком-
прессора, перекрывные краны воздухопровода, бензобак и бензопро-
вод с фильтрами, воздушный фильтр и трубку воздухопровода.
Очистка возтухопровода производится или механическим путем,
с последующей промывкой бензином и продувкой воздухом, или хи-
мическим путем, как это будет указано ниже. Кроме того трубка
может быть очищена прокаливанием трубки до темно-красного цвета,
с последующим механическим удалением внутренней окалины и про-
дувкой воздухом.
После 25 часов работы необходимо разобрать и очистить от
нагара поршни и головки мотора и компрессора, заменить износив-
шиеся кольца, промыть бензобак, карбюратор, фильтры и бензо-
провод.
После 100 часов работы АК-60 требует полной переборки.
Относительно батлонов для сжатого воздуха, применяемых для
установок АК-60, должен быть сделан ряд указаний. Баллоны имеют
емкость 16 литров и допускают рабочее давление не свыше 30 кг!см~.
Баллоны проходят гидравлическое испытание на 60 кг^.и2. Весит бал-
лон 9,7 кг.
В эксплоатации баллоны должны периодически очищаться, но не
реже 2-х раз в месяц. Для очистки надо вывернуть нижний штуцер,
слить конденсат и продуть баллон воздухом, lie реже двух раз в год
производить промывку баллонов, согласно следующих указаний:
1. Для отделения смолистых веществ со стенок баллона промыть
его 30-процентным водным раствором едкого натра NaOH (каустиче-
ской со ты).
2. Для обезжиривания баллонов и удаления коррозии промыть
20-процентным раствором соляной кислоты— НС1, для получения ко-
торого надо взять 200 см' соляной кислоты удельного веса 1,19 на
800 елг3 воды.
3. Для нейтрализации остатков кислоты, могущих вызвать кор-
розию, промыть 2-процентным раствором соды (Na2CO,) с прибавле-
нием О,ЗД'о хромпика (К2Сг2О7).
Промывку производить таким образом. Залить баллон полностью
подогретым до -ф-70э 30-проценгным раствором едкого натра и оста-
вить его с раствором на 2—3 часа, затем, слив половину раствора
из баллона, взбалтыванием в течение 5—10 минут удалить со стенок
его смолистые вещества. При этом надо принять меры против раз-
брызгивания раствора, могущего вызвать ожоги. После промывки
баллона водой, валить в него 3—4 литра 20-процептного раствора
соляной кислоты и взбалтывать в течение 3—5 минут. Снова промыть
баллон водой и налив 2 3 литра раствора соды и хромпика, взбал-
тывать также 3—5 минут. После промывки продуть баллон воздухом.
По истечении 2-х лет со времени заводского испытания баллона,
независимо от срока его фактической работы, необходимо проверит!,
баллон на прочность и герметичность под тавлением в 60 атмосфер.
3. Авиационный компрессор АК-40
Сжатый воздух на борту самолета может быть получен также
при помощи компрессора АК-40 (фиг. 109), имеющего привоз непо-
средственно от мотора самолета. Ввиду того, что при помощи такого
IS9
компрессора сжатый воздух не может быть получен когда мотор са-
молета не работает, он обычно применяется совместно с бортовым
пчным компрессором АКР-ЗО. Механический компрессор АК-40 пред*
ставляет собой одноцилиндровый
Фиг. 109. Разрез АК-40.
воздушный насос, работающий на
скорости вращения до 1150 об./мин.
п нагнетающий воздух под давле-
нием до 40 атмосфер. Головка ци-
линдра компрессора снабжена двумя
клапанами 1 и 2. из которых 1
служит для всасывания воздуха из
атмосферы, а 2 для нагнетания
воздуха в баллон по воздухопро-
воду «?. Иногда на картере ком-
прессора монтируется распредели-
тель сжатого воздуха по цилин-
драм мотора.
Работа компрессора характе-
ризуется следующими цифрами.
При работе на 1143 об. мин. ком-
прессор наполняет в течение 4 ми-
нут Галлои, емкостью в 3 литра,
воздухом, сжатым до 30 атмосфер.
Для охлаждения цилиндр компрес-
сора имеет оребрение: смазка ком-
прессора производится из системы
циркуляции масла того мотора, на
котором установлен компрессор.
4. Бортовой ручной компрессор АКР-30
Ручной компрессор АКР-30 (фиг. ПО), предназначенный для пуска
мотора и питания сжатым воздухом ряда агрегатов самолета, пред-
-ставляет собой комбинацию компрессора с устройством для приго-
товления рабочей смеси вне двигателя. Основными узлами АКР-30
являются: ручной двухступенчатый компрессор, насос для впрыска
бензина или карбюрированной смеси и регулятор давления воздуха
в баллоне.
Ручной компрессор (фиг. 111) имеет в цилиндре низкого давле-
ния два поршня 39 и 34 и в цилиндре высокого давления также два
поршня 42 и 44, которые приводятся в действие при помощи рыча-
гов 37 и 38 ручкой 43. При движении поршней в цилиндре низкого
давления, поочередно за каждым поршнем создается разрежение,
благодаря которому, через клапана в поршнях 40, воздух засасы-
вается, поступая из атмосферы через грибок 48. Засосанный воздух,
при следующем движении поршня, сжимается и под давлением, пре-
одолевающим силу пружины клапана 50, поступает в цилиндр высо-
кого давления, где получает дополнительное сжатие. Через клапан
49 сжатый воздух подается по трубке 13 к крану 41 и, если кран
открыт, в баллон по трубке 9. Совершенно аналогично работает пра-
вая пара поршней.
Кроме ручного насоса, сжатый воздух во время работы мотора
может быть получен механическим компрессором АК-40, который, при
190
10M0UUI трубки, присоединяется к ручному компрессору и через кла-
пан 8 подает воздух в бал юн, если открыты краны 33 и 41. Так как
механический компрессор не выключается, а работает в продолже-
нии всего времени работы мотора, в то время как расход воздуха из
баллона происходит главным образом на земле, то оказалось необхо-
димым снабдить АКР-30 автоматическим регулятором давления воз-
Фпг. ПО. Самопуск АКР-30.
1>ьХа Р баллоне. Регулятор работает следующим образом. На плунжер
>) действует давление воздуха, под которым он находится в баллоне,
если это давление превысит 30 кг'см1 2, то пружина 32 сожмется и
плунжер, при движении влево, заплечиком 31 нажимает на рычаг 51
” открывает клапан 33, выпуская избыток воздуха по каналу 28
в атмосферу.
Баллон для сжатого воздуха обычно разделен на две неровные
|-1сти, которые служат для содержания запаса сжатого воздуха—
ньшая для тормозов самолета, а большая часть для запуска двига-
лей и питания других потребителей воздуха. Большая часть бал-
191
лона сообщена с АКР-30 каналом 9, а меньшая каналом 10. Для кон-
троля давления воздуха в баллоне служит манометр 3, а для контроля
давления в баллоне огнетушителя манометр 2. К потребителям воз-
мзшпмэнго HDHtwrng у § »
дух может быть подан: через кран 45 к штуцеру для надувки шин
самолета, через кран 46 к баллонам огнетушителя по каналам 1.
По каналу 22 сжатый воздух подается для запуска двигателя.
Устройство для запуска, кроме того, служит для заливки двигателя
перед запуском. Рассмотрим обе эти операции.
192
Для заливки двигателя перед запуском необходимо плунжером
насоса 5 (фиг. НО) всосать по каналу 25 горючее через кран 7, кла-
пан 53 из бака по трубопроводу 23, а затем подать горючее в мотор
по каналу 25 и трубке 24. С этой целью нужно пробку 20 крана 7
поставить сначала в положение 1, а затем в положение II
Положения пробки крана 7 показаны отдельно. Вообще говоря,
кран 7 может быть установлен в три положения. Положение 1 —
„всасывание", дает возможность насосом 5 всосать горючее из за-
ливного бачка через трубку 23. Положение II — „впрыск", сообщаю-
щее полость насоса 5 с трубкой, идущей к мотору, дает возможность
залить двигатель перед запуском. Положение III—„пуск", служит для
запуска двигателя.
Таким образом, чтобы при помощи самопуска АКР-30 произве-
сти заливку двигателя, перед запуском необходимо поставить кран 7
(фиг. НО и 111) в положение I — „всасывание", плавно поднять плун-
жер насоса 5 вверх, затем поставить кран 7 в положение II —
„впрыск" и нажать на плунжер 5 вниз. Эта операция повторяется
2—4 раза, в зависимости от того, какой двигатель заливается, какая
1лина заливочного трубопровода и какая внешняя температура.
Рассмотрим запуск двигателя.
Для запуска двигателя необходимо сначала насосом 5 засосать
горючее, для чего кран 7ставится также как и при заливке в положение
I — „всасывание" и плунжер 5 подымается вверх. Затем крап 7 ста-
вится в положение 111—„пуск". При этом канал 25 сообщается с кана-
лом 54. Одновременно, благодаря эксцентричной выточке на конце
пробки 20 крана 7, по каналу 2/ опустится вниз стержень 14 и даст
возможность защелке 15, под действием пружины, выдвинуться влево
и запереть плунжер насоса 5 в верхнем положении. Следовательно,
вока кран 7 находится в положении III, плунжер насоса 5 не может
быть опущен вниз. Сделано это, главным образом, для того, чтобы при
запуске, лицо, производящее запуск, не могло, изменять качество смеси
нажатием на плунжер 5. Это станет ясно после рассмотрения работы
смесителя 57.
Проделав описанную операцию, можно подать для запуска сжа-
тый воздух из баллона по каналу 22 к кранх 6. Если кран 6 открыт,
воздух устремится направо и налево. Налево воздух пойдет к по-
лости, образованной эксцентриковой выточкой на пробке 20 крапа 7
и по каналу 21 пройдет в полость под плунжером 5, давя на горючее,
заполняющее ее. Горючее под давлением сжатого воздуха будет вы-
жиматься по каналу 25 через пробку 20 крана 7 и по каналу 54 к сме-
сителю 57, где пройдя два распылителя 19 и 13 в виде ютовой смеси
поступит по трубопроводу 4 к распределителю мотора. Воздух, необ-
ходимый для приготовления смеси, поступает от крана 6 направо
по каналу 16 и частично идет в обход крана 17 через калиброванное
отверстие 55 к распылителю 18, а частично, через кран 17 по ка-
налу 56, к распылителю 19. Через калиброванное отверстие 55 посту-
пает установленное количество воздуха, а количество воздуха, посту-
пающее через кран 77, регулируется в зависимости от температуры,
при которой производится запуск. С этой целью на кране 17 нане-
сены деления, а на борту кабины летчика укреплена таблица, указы-
вающая при какой температуре на какое* деление надо поставить
кран 17.
Давление воздуха, подаваемого на запуск, должно быть 25 кг см '.
193
13 Волклв, Г. II.
Таким образом самопуск АКР-30 подает в цилиндры мотора
сжатую карбюрированную смесь. Эта особенность самопуска АКР-30
выгодно выделяет его среди ряда других самопусков, так как вспышка
смеси в цилиндрах облегчается тем, что она уже сжата и приготов-
лена необходимого качества. Вследствие расширения воздуха при
прохождении самопуска, трубопроводов, распределителя и т. д.
смесь в цилиндрах оказывается под давлением в 2—3 атмосферы.
Под действием этого давления двигатель не может быть провернут
с необходимой скоростью, а проворачивается под действием вспышки
смеси в цилиндрах, которую зажигают при помощи вибратора.
Следовательно, самопуск АКР-30, в отличие от запуска сжатым
воздухом, производит запуск двигателя не раскруткой его сжатым
воздухом, а путем воспламенения в цилиндрах двига-
теля предварительно приготовленной и сжатой ра-
бочей смеси.
Относительно установки АКР-30 на самолете следует помнить
следующее: для удобства работы самопуск желательно монтировать
на правой стенке кабины пилота пли бортмеханика.
Трубопроводы изготовляются из красной отожженной меди сле-
дующих размеров. От впрыскивающего насоса к распределителю и
от механического компрессора к регулятору давления в баллоне—
6X8 мм. От ручного компрессора к баллону сжатого воздуха, к бал-
лону огнетушителя и от распределителя мотора к обратным клапанам
цилиндров—4x9 мм. От ручной помпы к баку с заливочным горючим
и к всасывающим коллекторам мотора для заливки—3X4 мм.
На многомоторном самолете для обслуживания всех моторов
устанавливается один компрессор АКР-30 с распределительным щит-
ком и один механический компрессор.
Примером установки самопуска АКР-30 на двухмоторном само-
лете может служить установка его на одном из почтовых самолетов
(фиг. 112). Для того, чтобы одним самопуском АКР-30 обслуживать два
мотора, на борту самолета установлен распределительный щиток <3, при
помощи которого производится переключение самопуска 4 с одного
мотора на другой. Распределительный щиток 3 представляет собою
щит, на котором смонтированы шесть кранов с рукоятками управле-
ния. К щитку от самопуска подведено две трубки, по одной из ко-
торых подается ручным насосом самопуска 4 бензин, а по другому
приготовленная сжатая сме<ь. Бензин, при помощи четырех кранов
щитка, может быть направлен к пожарному крапу бензосистемы 10
одного из моторов для заливки бензонасоса 11 перед запуском или
к распылителям одного из моторов на всасывание в цилиндры мотора
для заливки перед запуском. Сжатая смесь, при помощи кранов
на щитке, может быть направлена к распределителю 9 одного гз
моторов. Установка АКР-30 на самолете имеет штуцер 5, вклю-
ченный в магистраль сжатого воздуха для присоединения, в случае
необходимости, аэродромного баллона.
На схеме показаны заливной бачок 7, кран для слива из залив-
ного бачка 13, баллоны сжатого воздуха 6, карбюраторы моторов 12,
штуцер для заливки цилиндров 14 и предохранительный клапан 2 на
случай повышения давления в магистрали между механическим компрес-
сором 1 и ручным 4.
Запуск моторов самолета производится в следующем по-
рядке:
194
Первым запускается правый мотор, так как па правом моторе
установлен механический компрессор 1.
1. Открыть перекрывпой кран одного из бензобаков правой
стороны.
2. Открыть пожарный кран бензосистемы.
3- Рукоятки секторов нормального газа и высотных корректоров
скрыть полностью.
4. Открыть кран дополнительной смазки мотора (инжектор).
Фиг. 112. Схема установки АКР-30 па самолете.
5. Залить бензопомпы горючим, для чего:
а) поставить кран „бензопомпы" на распределительном щитке
в положение „открыто11,
б) поставить кран 7 АКР-30 в положение „всасывание",
в) засосать горючее, для чего медленно поднять плунжер 5
ручного насоса до отказа вверх,
г) поставить кран 7 АКР-30 в положение „впрыск",
(?) выдавить бензин из ручного насоса, плавно нажимая на плун-
жер 5 до отказа вниз.
Операция заливки повторяется 2—3 раза, пока бензоманометр
не покажет давление 0,2 кг] см3. После заливки закрыть кран „бензо-
помпы" на щитке.
6. Залить цилиндры мотора пусковым горючим.
Для этого надо:
а) поставить кран „цилиндры" на пусковом щитке в положение
„открыто",
з*
193
6} поставить кран 7 АКР-30 в положение „всасывание",
я) засосать горючее насосом, подняв плавно плунжер 5 вверх
ю отказа,
г) поставить кран 7 АКР-30 в положение „впрыск ,
д) нажать плавно на плунжер 5, выжимая горючее к распыли-
телям на всасывании в цилиндры.
Операция заливки повторяется летом 2 раза, зимой 3 4 раза.
7. После заливки бензонасоса и заливки цилиндров мотора можно
рукоятку крана /7, регу-
лирующего качество
смеси цифрой на ее
шкале, против стрелки
на корпусе, согласно
таблицы, дающей связь
температуры воздуха и
делений на шкале.
приступить к запуску. Для этого поставить
Фиг. 113. Регулятор АКР-30.
8. Поставить рас-
пределительный кран
пускового агрегата в
положение „всасыва-
ние".
9. Поднять плун-
жер 5 насоса до отказа
вверх и оставить плун-
жер в верхнем край-
в положение „пуск".
кран щитка поставить в положение
и оставить кран и плунжер в таком положении до оконча-
нем положении. Поставить кран 7
10. Распределительный
.запуск
1ельного запуска мотора.
11. Проверить положение кранов пуска сжатой смеси на АКР-30
и положение кранов распределительного щитка—спи должны быть
ьакрыты.
12. Открыть кран 41—„баллон самопуска" па АКР-30, повернув
его на два оборота.
13. Открыть кран сжатой смеси на распределительном щитке.
14. Дать команду' „от винта" и, получив ответ „есть от винта",
включить тумблер вибратора и включить лапку переключателя магнето.
15. Открыть быстрым движением кран о АКР-30, одновременно
прерывисто нажимая на кнопку вибратора.
Как только мотор запустится, быстро закрыть кран 6 и кран
сжатой смеси на распределительном щитке, а также выключить тумблер
вибратора.
16. При температуре минус Ю’С запуск необходимо произвс дигь
с закрытым инжектором.
17. Инжектор нужно открыть лишь спустя 8—10 сек. после за-
пуска, т. е. после того, как манометр масла покажет давление.
Таким же образом запускается и левый мотор.
Регулировка ручного компрессора АКР-30 заключается в регу-
лировке регулятора давления на 30 атмосфер и в эксплоатации обычно
сводится к замене пружины 1 регулятора (фиг. 113) в случае паде-
ния давления в баллоне. С этой целью необходимо снять пробку 3>
и ослабевшую пружину / заменить новой.
196
5. Инерционный самопуск РИ
При запуске инерционным стартером РИ (фиг. 114) энергия, не-
об.хо гимая для проворачивания вала мотора, предварительно аккуму-
лнруется в быстро вращающемся небольшом маховичке, а затем,
мере» редуктор, фрикционную муфту и механизм сцепления, пере-
лается на хвостовик коленвала двигателя. Самопуск РИ запускает
двигатель сообщением коленвалу 4—5 оборотов со скоростью 80—
100 об. мин.
197
Кинематическая схема стартера РИ показана на фиг. 115. Махо-
вик стартера раскручивается вручную при помощи системы шесте-
ренок. Вращая рукояткой шестерню гм находящуюся в сцеплении
с шестерней za, передаем вращение корпусу фрикционной муфты,
на которой установлены сате.титы zfi. Сателиты, при вращении кор-
пуса фрикционной муфты, вынуждены катиться по жестко укреплен-
ной зубчатке z7, вращая сцепленную с ними шестерню z-„ которая
представляет собой одно целое с шестерней zr
С шестерней zt сцеплена шестерня г.л, находящаяся на одной
оси с шестерней z>, которая находится в зацеплении с шестерней г,,
сидящей на оси маховика.
Шестерни имеют следующее количество зубьев:
2^ = 10
z. = 47
z3= 9
z4 = 50
z5=16
~\ = 24
z7 = 64
24=14
z,, = 45
Таким образом, благодаря редуктору, удалось получить, большое
равное при раскрутке вручную 1:152,3, т. е.
при одном обороте ру-
передаточное число,
коятки маховик стартера
совершает более 152 обо-
ротов. Для запуска ма-
ховик стартера раскру-
чивается до 10000—12000
об мин., что примерно
соответствует 68 — 79
об./мип. рукоятки.
Кроме того редук-
тор стартера служит тля
снижения оборотов от
10000 —12000 маховика
до 75 — 95 об. мин. хра-
повика, при помощи ко-
Фиг. 115. Кинематическая схема самопуска РН. торого происходит спе-
пленис стартера с хра-
повиком хвостовика вала двигателя. В этом случае живая сила быстро
вращающегося маховика через шестерни r7, z2, z,, z„ z-„ zn и z- пе-
редается на корпус фрикционной муфты, на храповик и передается
валу мотора. Передаточное число от маховика к храповику стартера
Фрикционная муфта, находящаяся между редуктором и механиз-
мом сцепления, служит для ограничения величины крутящего момента,,
передаваемого стартером коленвалу мотора при запуске. Муфта отре-
гулирована (затянута) на крутяций момент, равный 95 5 кг.и и,
в случае возникновения большего крутящего момента, пробхкеовы-
вает, предохраняя как стартер, так и хвостовик коленвала от поломки.
Крутящий момент больше 95 5 кгм возникает каждый раз при
нормальном запуске, когда коленвал двигателя, будучи неподвижен,
мгновенно получает скорость вращения от стартера около 90 об. мин.
Фрикционная муфта при этом пробуксовывает до тех пор, пока ко-
ленвал постепенно не приобретет скорость вращения 90 об мин.
198
Муфта пробуксовывает и в тех случаях, когда увеличенный крутя-
щий момент возникает вследствие обратного проворачивания мотора
при запуске, заедания кривошипно-шатунного механизма мотора, при
\величении вязкости масла в зимнее время и др.
Фрикционная муфта образована набором из 14 бронзовых и 14
стальных дисков, собранных в чередующемся порядке. Бронзовые
диски соединены внешними шлицами с корпусом муфты, который
получает вращение от редуктора стартера. Стальные диски соеди-
нены внутренними шлицами с корпусом механизма сцепления. Соб-
ранные таким образом диски сжаты при помощи 9 спиральных пру-
жин. В результате этого сжатия между дисками возникает сила трения,
попускающая передачу через фрикционную муфту момента, равного
95 _ 5 кг аг. Увеличение момента вызывает проскальзывание дисков.
Механизм сцепления с.’Лжит для соединения храповика стартера
с храповиком коленвала. Состоит он из шпильки, расположенной
в корпусе стартера перпендикулярно к его оси, на одном конце ко-
торой имеется рычаг (вне корпуса стартера), служащий для присое-
динения тросика для включения стартера, а на другом конце серьга,
соединенная со шпилькой, идущей по оси стартера к храповику
сквозь корпус фрикционной муфты, хвостовик храповика и храповик.
На поперечную шпильку стартера надета, работающая на скручивание,
пружина. Эта пружина отводит шпильку, идущую к храповику, а
вместе с ней и храповик, в первоначальное положение, выключая
стартер после запуска могора. Для включения стартера надо повер-
нуть рычагом поперечную шпильку, которая поворачиваясь через
серьгу выдвинет вперед шпильку, идущую по оси стартера. Эта
шпилька, при движении вперед, захватит заплечиком хвостовик хра-
повика и подаст его вперед. При движении хвостовик храповика
повернется в спиральных пазах корпуса хвостовика и включится в
корпус фрикционной муфты. Храповик стартера, находящийся на про-
дольных шлицах хвостовика, вместе с ним также подается вперед
несколько проворачиваясь благодаря вращению хвостовика и соеди-
няется с храповиком котенвала двигателя.
Кроме описанной выше ручной раскрутки маховика стартера
может быть произведена раскрутка при помощи электромотора,
смонтированного на самопуске со стороны маховика. Электромотор
стартера соединяется непосредственно с маховиком автоматической
муфтой. Муфта работает лишь в том случае, когда число оборотов
вала электромотора больше числа оборотов маховика. При включении
тока вал электромотора начинает вращаться и муфта сцепляет его
с флянцем маховика. Как только маховик раскручен и вращается
со скоростью 10000—12 000 об./'мин. ток выключается и вал электро-
мотора, уменьшая свое число оборотов меньше числа оборотов ма-
ховика, выключается муфтой.
Электромотор стартера постоянного тока мощностью 1.1 л. с.
питается от аккумуляторной батареи стартерного типа емкостью
от 24-х до 60 ампер-часов при напряжении 24 вольта.
Кроме электромотора стартер снабжен пусковой катушкой, транс-
формирующей ток низкого напряжения аккумуляторной батареи
в ток высокого напряжения, необходимый для получения интенсивной
искры в цилиндрах мотора при запуске.
Электрическая схема стартера показана на «риг. 116, где от
положительного полюса батареи напряжением в 24 воль га провод,
19'Л
сечением 16 мм” пли 25 мм3, в зависимости от длины провода
и емкости батареи, идет на свободный контакт (большого размера!
реле ВМ-177; кроме того плюс батареи соединен проводом 1,5 мм4.
сечения с 2-мя контактами кнопки включения КС-3, замкнутыми ме-
таллической перемычкой. Два других контакта кнопки КС-3 соеди-
няются проводом 1,5 мм4 следующим образом: верхний с изо-
лированным от корпуса плюсовым контактом (малого размера) реле
ВМ-к77, а нижний контакт кнопки КС-3 соединяется с контактом
магнитного включателя РА-176. К этому же контакту магнитного
включателя присоединяется провод сечением 1,5 мм1, который идет
к контакту пусковой катушки КП-4717. Второй провод такого же
сечения идет от пусковой катушки к минусовому контакту магнит-
ного включателя и от него к минусу батареи. От пусковой катушки
КП-4717 идет провод к пусковым контактам рабочих магнето мотора
для подвода тока высокого напряжения. Минусовый контакт элек-
тромотора соединен проводом сечения 16 мм'1 или 25 мм-, в за-
висимости от длины провода и емкости батареи, с минусом батареи,
а плюсовый контакт электромотора соетиняется проводом 16 мм1,
с плюсовым контактом реле.
При электрораскрутке маховика стартера и запуске мотора
включение агрегатов стартера следующее. Как только шток кнопки
(фиг. 117) будет выдвинут в крайнее переднее положение (на себя),
ток из аккумуляторной батареи поступит в обмотку реле ВМ-177,
якорь реле втягивается и замыкает главные контакты реле. С этого
момента электромотор начинает раскручивать маховик стартера. Время
20п
раскрутки зависит от емкости аккумуляторной батареи и от тем!е-
ратуры окружающего воздуха.
Эта зависимость дана в таблице 18.
Как только маховик будет вращаться со скоростью 10000—12030
об. мин. (определяется по шуму стартера), следует нажать па шток
Фиг. 117. Кнопка включения самопуска РИ.
кнопки КС-3 от себя. При этом ток пойдет к магнитному включа-
телю и к пусковой катушке КП 4717. Магнитный включатель введет
храповик стартера в зацепление с храповиком коленвала, а пусковая
катушка, через побегушки рабочих магнето, даст искру необходимой
интенсивности в соответствующих цилиндрах мотора.
Таблица 18
Емкость батареи Время запуска летом Время запуска зимой
23,5 ампер — часа . ..... 10—11 сек. 12—13 сек.
Зо 9—10 сек. 11-12 сек.
42 8—9 сек. 10—11 сек.
<50 7—8 сек. 9—10 сек
Запуск двигателя при помощи стартера РИ
При запуске стартером РИ подготовка двигателя к запуску
проводится обычным способом — во всасывающие коллекторы зали-
’•аегся бензин, проворачивается несколько раз коленчатый вал, а
'•ели запуск производится в зимнее время, мотор прогревается. После
окончания подготовки двигателя к запуску приступают к раскрутке
маховика стартера.
При ручной раскрутке рукоятка соединяется с удлинительным
валиком. Вращая рукоятку, постепенно доводят число ее оборотов до
бо—75 об. мии. (по слуху), после чего, при помощи специальной тяги,
вводят храповик стартера в зацепление с храповиком коленвала дви-
агеля, вращая при этом рукоятку пускового магнето. Стартер сооб-
щает валу мотора 3—4 полных оборота, обычно вполне достаточных
Д-тя запуска, и автоматически выключается, как только число обо-
ротов мотора будет больше числа оборотов храповика стартера.
Э.ъ ктрозапх ск описан выше.
201
Как при ручном, так и при электрозапуске строго запрещается
раскрутка маховика стартера при включенном храповике, так как
это может вызвать поломку стартера.
Вес стартера с электрооборудованием (ио без батареи) не более
21,5 кг. Направление вращения со стороны храповика—левое.
'Во время эксплоатации стартера РИ необходимо следить за
маслоотражательной кожаной шайбой, установленной под храповиком
стартера, так как износ ее дает возможность маслу из мотора про-
никнуть в корпус стартера и значительно ухудшить работу его. К
эксплоатационным дефектам стартера относятся также износ или
заедание дисков фрикционной му фты, износ щеток электромотора или
нагар на коллекторе электромотора, вызывающие искрение, износ
зсбьев храповика и др.
При электрозапуске не разрешается включать электромотор
больше 5 раз подряд, так как он может перегреться и выйти из строя.
Если после 4—5 раскруток стартера мотор запустить все же не
удалось, пало сделать интервал в 10—15 минут для остывания элек-
тромотора
При ослаблении затяжных пружин фрикционной муфты или при
износе дисков ее, для восстановления регулировки муфты на кру-
тящий момент 95±5/сгл< надо ввернуть дисковую гайку муфты в корпус.
При этом надо помнить, что поворот дисковой гайки на угол между
двумя соседними отверстиями (20) повышает крутящий момент
муфты на 2,5—3,5 кг м. В условиях эксплоатации разбирать фрик-
ционную муфту запрещается.
Монтаж стартера
Стартер монтируется на задней крышке мотора на специальном
флянце и крепится шестью шпильками. На флянце стартера имеются
24 отверстия, позволяющие устанавливать стартер в любом поло-
жении относительно мотора, что необходимо тля удобного вывода
ручного привода на конкретном типе самолета. При установке стар-
тера на флянец мотора должна быть положена бумажная прокладка.
Чтобы представить себе важность тщательного монтажа стартера
укажем, что после установки его на мотор, расстояние между край-
ними точками храповиков коленвала и стартера равно всего 2,4 .и.н-
Для ручной раскрутки монтируется удлинительный вал меж ту'
стартером и местом присоединения ручки стартера. Тяга для вклю-
чения стартера вручную должна свободно перемешаться в направля-
ющих, так как в случае заедания при включении храповик стартера
не будет полностью возвращаться в исходное положение, что тает
возможность маслу из мотора проникнуть в корпус самопуска.
Для смазки стартера употребляют два вида смазок; фрикцион-
ная муфта, механизм включения и шестерни редуктора при сборке
стартера смазываются графитной смазкой „Гредак" (черного цвета),
а все шарикоподшипники смазываются натровой смазкой на транс-
форматорном масле с цинковым наполнителем ЦИАТИМ-37 (белы!
цвет).
б. Пиротехнический самопуск АП-3
Самопуск АП-3 (фиг. 118) для запуска твпгателя использует
энергию, аккумулированную в порохе и бензине, которые сжигаю 1СЯ
в самопуске. Пусковой заряд самопуска состоит из 3—4 грамм без-
"U2
дымного пороха марки пСокол“, уложенного в картонную ружейнук
гильзу 12 калибра, и 2—3 грамм бензина, залитого в специальную
полость на корпусе возвратного клапана самопуска. Заливка бензина
производится каждый раз перед запуском мотора через шариковый
клапан 9 штуцера 11.
Таким образом самопуск АП-3 является электрозапальных
пистолетом, устанавливаемым на одни из цилиндров двигателей.
Конструктивно самопуск состоит из патронника 3, имеющего
крышку 2 с установленной электрической свечей и запирающуюся
замком 21. Коллектор 5 и камера сгорания 6 служат для первона-
чального сгорания пускового заряда. Взрывная волна пускового заряда
через коллектор 5 по соединительной трубке 7 проходит в полость,
образованную деталью 14 и, действуя на возвратный клапан 16. пре-
отолевая при этом пружину 15, проходит через штуцерную трубку г?
в камеру сгорания цилиндра двигателя. При открывании возвратною
клапана 16 заряд бензина, находящийся в кольцевой полости, обра-
зованной кольцом 22, выйдет через три сверления в седле возвратного
клапана и, сгорая, повысит давление в цилиндре двигателя.
Патрон / вместо капсуля снабжается электрозапалом, состоящих,
из изоляционной шайбы с центральным контактом-электродом и ни-
келнновой или нихромовой инти диаметром 0,05 мм, пропущенной
с контакта через порох, находящийся в полости для капсуля, на
массу головки патрона. Электрическая свеча специального типа, имею-
щая'центральный электрод в виде контакта с пружиной, который
при закрытии патронника крышкой соприкасается с контактом-элек-
тродом электрозанальника патрона. Такое устройство запала заряда
устроено для тою, чтобы после воспламенения заряда самопуска,
электрическая цепь самопуска прерывалась и пусковое магнето могло
быть использовано для зажигания смеси в цилиндрах двигателя, так
как в противном случае песковое магнето, витающее и самопуск и
свечи мотора, будет все вре-
мя работать на самопуск. (Смо-
три схему электропроводки
самопуска—фиг. 120). Для уда-
ления из патронника исполь-
зованного патрона имеется
выбрасыватель 19, который,
при открывании крышки па-
тронника 2. подымается при
помощи рейки и зубцов, на-
сеченных на детали крышки.
Для уплотнения всех со-
деталей самопуска
медно - азбестовые
Фиг. 119. Усыповка самопуска ЛП-3
па цилшщре.
единений
ставятся
прокладки 4. Вес самопуска
1,7 кг. Применяется самопуск
тля запуска моторов М-11,
МГ-31 и М-22. На моторе са-
мопуск \станавливастся в спе-
циально предусмотренное от-
верстие на головке одного из
цилиндров (фиг. 119). Отвер-
стие под самопуск АП-3 имеет
стандартную резьб', такую
же как свечное отверстие.
Крепление самопуска произ-
водится на резьбе штуцерной
трубки.
самопуск АП-3 рекомендуется на
На моторе М-11 устанавливать
четвертом цилиндре.
После установки на моторе, самопуск должен быть включен
в систему заливки двигателя согласно схемы, показанной нафиг. 121,
и в систему зажигания мотора согласно схемы, показанной нафиг. 120.
При этом проводник запальной свечи самопуска соединяется
с контактом ПН выключателя мотора.
Кроме того, после установки самопуска на цилиндре опреде-
ляется верхняя мертвая точка хода поршня в том цилиндре, где
установлен самопуск и замечается на втулке впита и капоте мотора
положение 5—6' после В. М. Т. Каждый раз перед запуском двига-
теля его коленчатый вал проворачивается до совпадения меток па
капоте и втулке винта на рабочем ходе.
При запуске самопуском АП-3 подготовка мотора к запу ску ведется
как обычно, а после окончания по п отовкп вал мотора ставится в
-i
Фиг. 120. Включение АП-3 в схему зажигания.
положение совпадения меток на капоте и втулке винта на рабочих
ходе, в патронник закладывается патрон с зарядом, и после заливки
двигателя (одновременно заливается и самот ек) производится запус
ручным магнето как обычно.
При этом мотор М-11 самопуском АП-3 проворачивается со
скоростью 500—600 об. мин. и при выключенном зажигании дает 20
полных оборотов.
В процессе эксплоатации самопуска АП-3 необходимо произво-
дить следующие регламентные работы:
1. После 25запусков мотора—отверну гь заливочную трубкх само-
пуска и продуть ее через заливной шприц, очистить от нагара'затЬор
и патронник самопус-
ка, промыть электро т
свечи.
2. После 50 за-
пусков—отвернуть са-
мопуск на штуцерной
трубке возвратного
клапана, промыть его
без разборки и поста-
вить на место.
3. После 100запу-
сков—спять самопуск,
разобрать, очистить от
нагара, проверить ра-
боту заливочно!о п
возвратного клапанов
керосином на плот-
ность, очистить свечх,
после чего самопуск
собрать и поставить.
Патроны с заря-
дом должны хранить-
ся в сухом месте и для
предохранения от вла-
и должны быть залиты
парафином.
В последнее вре-
мя конструкция само-
пуска АП-3 переделана
одним из моторострои-
тельных заводов. Переделка в основном состоит в объединенш
патронника, коллектора и камеры сгоранйя с возвратным клапаном-
в одном агрегате более компактном, чем описанный выше. Такими
модификациями самопуска АП-3 являются самопуски ГС-16 и ПС-10
Существенными недостатками самопуска АП-3 являются:
1. Недостаточная мощность самопуска АП-3 для запуска мощ-
ных двигателей (свыше 500 л. с.).
2. Невозможность запуска двигателя в полете.
3. Необходимость каждый раз при запуске устанавливать колен-
вал двигателя в определенное положение.
Укажем, при этом, что опасность увеличения вагарообразования
в цилиндре, на котором смонтирован самопу ск, не является серьезной ,
2<>
гак как испытания самопуска АП-3 в НИИ ГВФ показали, что отло-
жение нагара в этом цилиндре не больше, а по некоторым данным
даже меньше, чем в остальных цилиндрах.
7. Сравнительная оценка бортовых средств запуска
ЗалиВной насо:
м
Самоспуск АП-3
Фиг. 121. Включение АП-3 в систему заливки.
Рассмотренные в этом разделе бортовые самопуски не обеспечи-
вают в полной мере надежный запуск двигателей самолетов при низ-
ких температурах. Этим, в частности, и объясняется такое разнооб-
разие самопусков. При
температурах средней
полосы Советского Со-
юза все рассмотренные
самопуски в той или
иной степени работают
безотказно и поэтому
применяются на транс-
портных самолетах.
Сравним достоин-
ства и недостатки всех
рассмотренных само-
пусков. Из всех четы-
рех видов запуска бор-
товыми агрегатами
(сжат ы м воздухом,
сжатой смесью, инер-
ционный запуск и пи-
ротехнический) долж-
ны быть выделены за-
пуск сжатым воздухом
и пиротехническим са-
мопуском.
Запуск сжатым
воздухом нуждается
или в компрессорной
установке на аэродро-
ме и поэтому не обес-
печивает полной авто-
номности самолета, или
в установке на борту
самолета агрегата типа
АК-60, что связано со
значительным весом установки. Кроме того, как было отмечено выше,
запуск сжатым воздухом, увеличивая давление на коренные подшип-
ники двигателя и снижая температуру двигателя, ухудшает условия
запуска. Вес установки для запуска сжатым воздухом колеблется
около 15 кг, а с компрессором АК-60 доходит до 35—40 кг. Наличие
на борту самолета АК-60 усложняет обслуживание самолета. Все это
вызвало тенденцию к отказу от запуска сжатым воздухом.
Запуск пиротехническим самопуском должен быть выделен потому,
что пока еще нет в эксплоатации пиротехнических самопусков, способ-
ных обеспечить запуск двигателей любой мощности в пределах практи-
чески существующего диапазона мощностей. Кроме того пиротехнн-
206
ческий самопуск еще недостаточно разработан н отношении удобства
применения его, так как запуск этим самопуском требует лишних
операций, не всегда удобных в эксплоатации. Следует, однако, отме-
тить неоспоримое достоинство этого самопуска—малый вес (1,7 кг и
меньше) и интенсивное проворачивание двигателя со скоростью 500 —
600 об. мин.
Самопуски АКР-30, АК-40 и РИ, несмотря на свою сложность и
' ысокую стоимость в производстве, все более широко применяются
на новых типах моторов, так как являются наиболее удобными и без-
отказно действующими в эксплоатации.
Агрегаты АКР-30 и АК-40, устанавливаемые обычно парно, обе-
спечивают, кроме запуска двигателя, питание сжатым воздухом ряда
потребителей—приборы, огнетушители и др. Это крупное достоин-
ство АКР-30. Кроме того самопуск АКР-30 при запуске создает доста-
точно благоприятные условия для воспламенения смеси в цилиндрах
двигателя и этим значительно облегчает запуск. Вес установки АКР-30
доходит до 20 кг. Отрицательной особенностью инерционного само-
пуска РИ надо считать необходимость иметь на борту самолета акку-
муляторные батареи стартерного типа, увеличивающие вес оборудо-
вания самолета. В остальном инерционный запуск РИ вполне удов-
летворяет требованиям, предъявляемым к самопускам.
Особо следует отметить запуск двигателей электросамопуском
непосредственного действия, автомобильного типа. Такого рода само-
пуски устанавливаются на моторах Райт-Циклон на самолете Дуг-
лас-ДС-3. Общеизвестно утверждение, что такого рода самопуски не
могут применяться для запуска авиационных двигателей из-за необхо-
гимости иметь для питания их мощные аккумуляторные батареи и
сравнительно большой мощности электромотор-пускач.
Практика применения такого самопуска на моторах Райт-Циклон
опровергает это мнение, так как удалось упомянутые трудности пре-
одолеть применением специальной передачи от пускача к мотору.
Таким образом задачу запуска авиационного двигателя от бор-
тевого агрегата нельзя считать удовлетворительно решенной. В этой
области необходимо продолжать работу, как нам кажется, в на-
правлении пиротехнического запуска, как дающего наибольшие
возможности в уменьшении веса и получении интенсивной раскрутки.
V. ЭКСПЛОАТАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ бинтов
Воздушный винт самолета предназначен для преобразования кру-
тящего момента мотора в силу тяги, действующую вдоль оси враще-
ния винта, необходимую для продвижения самолета в воздухе.
С целью получения тяги винт вращают; при этом своими
лопастями винт захватывает окружающий его воздух и отбрасы-
вает назад.
Воздух, противодействуя, толкает винт вперед, чем и создается
тяга винта.
Расстояние которое винт прошел бы за о тин оборот при вра-
щении в твердой массе, называют геометрическим шагом винта. Зави-
симость шага винта от угла установки его лопастей очевидна: чем
больше угол 'хтановки лопастей, гем больше шаг и наоборот, чем
меньше угол установки лопастей, тем меньше шаг. Таким образом,
меняя угол установки лопастей винта, можно менять его шаг. Так
как современные винты имеют вдоль лопасти переменный угол уста-
новки, то принято шаг винта определять по углу установки лопасти
на 3 4 ее длины от оси вращения винта.
Все существующие винты могут быть разделены на следующие
группы:
1. Винты с постоянным шагом.
2. Винты фиксированного шага, т. е. винты, шаг которых может
быть изменен на земле и для данного полета является неизмен-
ным (ВФШ).
3. Винты изменяемого в полете шага (ВИШ).
При этом различают винты изменяемого в полете шага на два
крайних положения (малый и большой шаг) и винты автоматы, шаг
которых может быть в полете изменен как угодно в пределах опре-
деленного диапазона.
По материалу, из которого изготовлены винты, их можно разде-
лить на две группы:
а) винты деревянные и
б) винты металлические.
Кроме того различают двухлопастные, трехлопастные и четырехло-
пастные винты.
В связи с тем, что воздушные впиты имеют большое число
оборотов (порядка 2000 обЗмин.), вызывающих значительные цен-
тробежные силы (до 30000 50000 кг), необходимо отметить весьма
сложные условия работы винта, требующие в эксплоатации тща-
тельного наблюдения за состоянием винта и нс менее тщательного
ухода.
208
Усложнение конструкции современных винтов (ВИШ и винт-
чвтомаг) еще более усугубило эти требования и кроме того потре-
бовало умения рационально пользоваться винтом в эксплоатации.
Рассмотрим особенности эксплоатации каждого из ранее пере-
численных винтов, а затем изложим некоторые общи'’ вопросы экс-
плоатации винтов.
1. Деревянные винты
В течение рята лег винты изготовлялись исключительно из де-
рева- Это объясняется тем, что дерево в ряде отношении имеет не-
оспоримые преимущества как материал для винтов. В настоящее
время деревянные винты сохранились на
устаревших типах самолетов (У-2, П-5 и
ip.) и не могут конкурировать с винта-
ми металлическими, изменяемого в поле-
те шага.
Устройство деревянного винта пока-
зано на фиг. 122, где па ступице смонти-
рована втулка винта, а лопасть винта имеет
оковку латунным листом.
Изготовляются деревянные винты из
нескольких (5 6) склеенных досок одной
или двух следующих пород дерева: ясень,
д\ б, клен, бук или вяз.
Склейка винта из досок пронзво-
дится с целью уменьшения коробления,
так как покоробленный винт совершенно
непригоден для эксплоатации.
Главными недостатками деревянных
винтов являются малая твердость и недо-
статочная стойкость по отношению к ат-
мосферным влияниям.
Необходимо отметить, что при вра-
щении впита скорость движения концов
лопастей его достигает 250 300 м сек. и
удары о лопасть даже мелких частичек
пыли, ДОЖДЯ, града И водяных брызг раз- фиг. 122. Деревянный впит,
рушают окраску винта и вызывают износ
поверхностных слоев дерева. В результате
этого поверхность винта становится шероховатой, что увеличивает
трение винта о воздух и снижает его коэфициент полезного дей-
ствия.
Для предохранения винта от износа его лопасти оклеиваются
полотном и оковываются листами латуни толщиной от 0,2 до 0,6 мм.
Окраска впита производится масляной краской с последующим покры-
тием лаком.
На ступице каждого винта обычно выбивается название самолета
11 мотора, для которых он предназначен, диаметр, шаг на 3'4 его
радиуса, наименование завода, изготовившего винт, и очередной номер
винта.
Крепление впита на мотор производится при помощи втулки
винта (фиг. 123), состоящей из собственно втулки 1 с флянцем 2, ко-
14 Подков, Г. II.
209
торая вставляется в отверстие ступицы винта и при помощи наклад-
ною флянца 3 и болтов 4 с гайками 5 сильно затягивается на ступице
винта. Гайка 6 служит для контровки накладного флянца 3.
Винт с смонтированной втулкой устанавливается на носок вала
мотора 7 и закрепляется гайкой 8 на двух конусах и шлицах.
Фиг 123. Втулка деревянного винта.
Как монтаж втул-
ки на винте, так и уста-
новка винта с втулкой
на носок коленвала мо-
тора являются часто
встречающимися в экс-
плоатации ответствен-
ными операциями и
должны быть рассмо-
трены более подробно.
Втулка деревян-
ного винта является
деталью мотора, так
как каждая втулка
индивидуально прити-
рается по носку вала
мотора. Замена втулки
винта на моторе мо-
жет быть произведена
только в исключитель-
ных случаях (поломка
втулки и др.). Перед
установкой в гулки на
винт необходимо про-
верить совпадение от-
верстий во флянцах втулки с отверстиями для болтов в ступице
винта. При подгонке ступицы винта ко втулке допускается снятие
дерева в отверстии ступицы, но с учетом требования, чт^бы центр
отверстия при этом не смещался.
При затяжке болтов втулки необходимо иметь ввиду, что чрез-
мерная затяжка может вызвать как
рево), так и срыв резьбы болтов.
Нормально затяжка болтов втулки дол-
жна производиться до отказа одной
рукой при длине ключа в 200—250 мм.
Затяжка болтов, стягивающих флянцы
втулки, производится равномерно, для
чего затягиваются поочередно диаме-
смятие материала ступицы (де-
трально Противоположные оолты. На Фиг. 124. Порядок затяжки болтов
фиг. 124 цифрами показан порядок втулки.
затяжки болтов втулки. Затяжка бол-
тов производится постепенно: сначала все болты затягиваются не
сильно, затем сила затяжки увеличивается и, наконец, все болты
дотягиваются окончательно.
Равномерность затяжки болтов влияет на работу как деталей
втулки, так и самого винта (биение).
Окончательно затянутые болты контрятся шплинтами, индивиду-
а 1ьно каждый.
210
Винт с смонтированной втулкой устанавливается на носок вала
мотора. Поверхность носка вала мотора и соприкасающаяся с ней
поверхность втулки смазываются графитной мазью (смесь техниче-
ского вазелина с 2О°/о мелко размолотого графита). Применение
вазелина или тавота в чистом виде не допускается, так как они в
процессе работы винта не предохраняют от наклепа. Дело в том
что как бы тщательно не притиралась втулка по носку вала мотора
всегда возможно, в процессе работы винта, взаимное перемещение
втулки и носка винта, вызывающее образование наклепа металла.
Образование наклепа на носке вала вызывает износ, а порою и по-
вреждение носка вала, иногда являющееся причиной аварии мотора
(обрыв носка вала).
Для борьбы с наклепом, кроме смазки носка при установке
втулки, производится притирка втулки по носку с проверкой на
краску. При этом процент соприкосновения поверхности втулки
• поверхностью носка вала должен быть не ниже 65.
Винт с втулкой, после установки на носок вала, затягиваются
ганкой 8 (фиг. 123). Затяжку гайкой 8 следует производить ключей
с плечом в 1 м силою одного человека.
Если втулка вновь подогнана к носку вала, то через 5 часов
работы мотора необходимо подтянуть гайку 8, а через 10 часов
работы мотора снять втулку для осмотра носка вала и внутренней
поверхности вт\лки. При обнаружении наклепа произвести зачистку
поверхностей носка и втулки.
Удаление наклепа производится следующим образом: при значи-
тельном наклепе удаляют его сначала напильником с самой мелкой
насечкой (стараясь не касаться шлифованной поверхности носка
вала), затем доводят карборундовым бруском мелкого зерна с мас-
лом и шлифуют наждачным полотном от „000“ до „0“. При незначи-
тельном наклепе удаление производится только бруском и наждачным
полотном.
В процессе эксплоатации деревянные винты должны система-
тически и тщательно осматриваться. При осмотре должно быть обра-
щено внимание на следующее:
а) состояние оковки лопастей —отсутствие вспучивания, трещин,
вылезання заклепок и шурупов, чистота вентиляционных отверстий
на концах оковки;
6} состояние лопастей—расслаивание в местах склейки, плотность
прилегания матерчатой обклейки лопастей, состояние окраски, отсут-
ствие трещин;
в) затяжку, контровку и целость болтов втулки винта;
г) затяжку и контровку гайки, крепящей втулку на носке вала
мотора;
0) состояние обтекателя втулки винта;
е) состояние храповика для запуска мотора.
Кроме того периодически необходимо проверять винт на биение,
отсутствие деформации лопастей и весовую симметрию. Практичен
кие методы проверки биения винта и проверки весовой симметрии
изложены в разделе „Общие вопросы эксплоатации винтов”.
Проверка отсутствия деформаций лопастей деревянного винта
производится не реже двух раз в год и заключается в том, что при
помощи Т-образной линейки проверяются углы установки лопастей.
Практически это производится следующим образом. Самолет ста-
14
21’.
эгого линейку прижимают
Фиг. 125. Линейка для проверки
винта.
вится в линию полета и сзади винта помещается столик высото-
примерно 500— 600 мм (для П-5). На столике закрепляется бум га
и при помощи Т-образной линейки (фиг. 125), как это показано на
фиг. 126, на бумаге отмечается положение одной из лопастей. Для
к рабочей поверхности лопасти и bto.ii
другой стороны линейки на бумаге прово-
дится линия ЛБ и отмечается точка .1.
Затем из точки Л. но направлению на ка-
кой либо неподвижный предмет, прою-
дится линия кВ. Отметив таким обра-
зом угол установки первой лопасти, винт
проворачивают и также отмечают угол
второй лопасти, стремясь точку Л сохра-
нить на ранее проведенной линии ЛВ.
Новая линия при отсутствии дефор-
маций, должна совпасть с линией АВ.
Несовпадение этих линий укажет на на-
личие деформаций. Деформированный винт толжен быть свят с са-
молета.
Уход за деревянными винтами состоит в следующем. После
полета винт вытирается насухо чистой тряпкой. Если пятна масла и
грязи не оттираются, то они отмываются мыльной водой с последу-
ющей протиркой винта насухо. На самолете, находящемся в ангаре
или на хранении на якорной стоянке, впит устанавливается в го-
ризонтальное положение и закрывается сухим чехлом. В жаркие
солнечные дни винт закрывается чехлом сразу же после остановки
мотора для предохранения его от вредного влияния солнечных
лучей.
При обнаружении нарушения окраски винта она должна бып
восстановлена. Во всех случаях после подкраски винта, ремонта
оковки и замены втулки, винт должен подвергаться балансировке
(см. ниже).
В случае обнаружения хотя и небольших грещии или вспучива-
ния оковки винт должен быть снят с самолета.
212
2. ЛЧегаллические винты фиксированного шага
Винтами фиксированного шага принято называть винты, угол
установки лопастей которых может быть изменен на земле соответ-
ственно типу самолета, нагрузке самолета, атмосферным условиям
н необходимому наивыгоднейшему режим) полета.
В тех случаях, когда условия взлета самолета требуют повы-
шенной мощности винто-моторной установки (взлет в горах с неболь-
шого аэродрома), уменьшая шаг винта можно получить большее
число оборотов мотора (винт станет легче) и, следовательно, большую
мощность. При этом максимальная скорость горизонтального полета
будет меньшей, так как при уменьшенном шаге винта в горизонталь-
ном полете нужно будет дросселировать мотор для ограничения
числа оборотов. Это является недостатком винтов фиксированного
шага.
Изготовляются винты фиксированного шага из хромованадиевой
стали (корпус втулки) и алюминиевых сплавов (лопасти). Применение
металла дало возможность применить тонкие профили лопастей, вы-
го шые при больших окружных скоростях винтов.
Достоинством винтов фиксированного шага является также воз-
можность заменять поврежденную лопасть новой, без замены осталь-
ных деталей винта. Кроме того, изготовление винта с отъемными
лопастями значительно проще и дешевле в производстве. В эксплоа-
тации металлические винты выносливей и надежней.
Маркировка винтов установлена соответственно наименованию
мотора, для которого данный винт изготовлен, так как втулка винта
должна быть изготовлена с учетом размеров носка вала. Так напри-
мер, винт В-100 изготовляется для моторов М-100, а винт В-22 для
моторов М-22 и т. д. В таблице 19 приведены данные винтов фикси-
рованного шага.
Таблица 19
Марка Число лопастей Вид винта Диаметр в и Вес винда в кг
В-22 2 Тянущий левый 2,8 51,5
11-25 2 Тянущий правый 2,8 54,5
В-34 2 Г 19 3,1 85
В-34-Г 2 Толкающий правый 3.2 74
В-34-Р 3 Тянущий левый 4,1 153
В-85 3 1 • 3,4 115
В-100 2 3,4 «8
В 103 3 W 3,44 91,5
Устройство винта фиксированного шага показано на фиг. 127,
rie изображен разрез винта В-100. Втулка винта состоит из двух
половин, пере шей Б и задней В. Обе половины втулки стягиваются
хомутами при помощи болтов Д и зажимают комлевые части лопа-
> К. Для того, чтобы лопасти прочно закреплялись во вт\лке,
213
их ком левые части снабжены двумя буртиками, соответственно кото-
рым на внутренней части половин втулки имеются выступы. Комле-
вая часть лопасти обрабатывается тщательно, так как при работе
винта она испытывает
Фпг. 127. Винт фиксированного шага.
значительные нагрузки.
Крепление винта на мо-
торе М-100 производится
болтами при помощи
флянца задней воловины
втулки и флянца редук-
торного вала мотора Л/.
Обе половинки втул-
ки стягиваются кроме хо-
мутов с болтами Д так-
же гайкой О, которая,
вворачиваясь на резьбе
в заднюю половинку втул-
ки, своим буртиком упи-
рается в конус Г и через
конус прижимает перед-
нюю половинку втулки
к задней. На передней
половинке втулки имеет-
ся флянец С для крепле-
ния храповика А, уста-
навливаемого на винте
для запуска мотора от
автостартера.
Для установки ло-
пастей винта под опре-
деленным углом в усло-
виях аэродрома на тор-
цах лопастных рукавов
зтулкп нанесены шкалы углов (фиг. 128), а на лопастях стрелки —
указатели. Отпуская несколько хомут и гайку О, мы можем, согласно
этой шкалы, установить лопасти под необходимым углом.
Так, например, на винте В-22, устанавливаемом на самолете
Сталь-3, шкала состоит из 6 боль-
ших и 12 малых делений. Большие
деления соответствуют углу пово-
рота лопасти на 2°, а малые на Г.
При установке лопасти па ней-
тральную черту шкалы на втулке
(0°), угол лопасти на 3,4 радиуса
винта равен 19'48'; шаг винта при
этом будет 2,26 м. Для самолета
Сталь-3 лопасти устанавливаются
иод углом 16°48', что соответствует
шагу 1,88 м, а на шкале втулки
минус 3°.
Необходимо иметь в виду, что
поворот лопасти винта на угол Ф|1Г ]28 Шкала
для установки
в 1 даст изменение числа оборо- * лопасти вфш'.
214
тов мотора примерно на GO об./мин. Таким образом, уменьшив \гол
установки лопастей винта, мы увеличиваем число оборотов мотора
на 60 об./мин. и наоборот.
Кроме описанного крепления винта на моторе i ри помощи
флянца, довольно широко применяется крепление на шлицах с цен-
тровкой втулки винта на воске двумя конусами. При эксплоатации
винтов, крепящихся н i носке на шлицах и конусах, необходимо иметь
ввиду, что при монтаже винта на шлицах, он должен устанавливаться
на место без каких-либо усилий, так как тугая посадка втулки винта
на шлицах не даст возможности правильно процептровать ее кону-
сами, что вызовет биение винта и тряску мотора.
В случае тугой посадки на шлицах допускается шабровка боко-
вых нерабочих сторон шлиц, которые соединяются туго.
Необходимо помнить, что люфт в шлицевом соединении не опа-
сен, так как для передачи полного крутящего момента достаточно
работы лишь части шлиц. При нормальной затяжке конусов, около
половины крутящего момента передается через конуса. Ести имеется
люфт в шлицах, то рекомендуется до затяжки повернуть винт в сто-
рону, обратную направлению вращения, до соприкосновения рабочих
сторон шлиц вала и втулки, после чего затянуть винт.
Перед установкой винта надо проверить площадь прилегания
конусов, которая должна быть не менее 5О°/о. Шлицы и конуса сма-
зываются графитной смазкой. Резьба затяжной гайки смазывается
гаргойлем. Момент затяжки гайки не должен быть более 100—120/тг.и
в противном случае можно сорв ть резьбу.
Затяжка гайки производится воротком, который вставляется
в отверстие гайки. После затяжки гайка контрится.
Для снятия винта с носка вала раскоптривается и отвертывается за-
тяжная гайка, которая стягивает за собой разрезной конус, а последний,
опираясь тыльной стороной в пружинное кольцо, стягивает весь винт.
Сборку, разборку и изменение угла установки лопастей винта
лучше всего производить па специальной размеченной плите со шты-
рем. Изменение угла установки лопастей может быть прошведено
также без снятия винта с мотора. Для этою ослабляется болт одного
xoMvra до свободного вращения хомута па втулке, ослабляется за-
тяжка затяжной гайки поворотом ее на одни оборот, и лопасть пово-
рачивается согласно ранее описанной шкалы. Если поворачивать
лопасть р.ками трудно, то можно прибегнуть к помощи деревянных
молотков, обшитых кожей или резиной. После этого могут быть
снова затянуты хомуты и гайка.
Установка лопастей после затяжки хомутов должна быть прове-
рена, так как при затяжке можно сбить установку лопасти. Хомуты
при этом должны быть закреплены в том же положении, в котором
они были при балансировке винта, иначе может быть нару шена ба-
лансировка. При изменении угла установки лопастей больше чем
га 3? в любую сторону, балансировку винта производить обязательно.
После окончания установки лопастей, гайки стяжных болтов хомутов
должны быть тщательно законтрены.
Уход за винтами во время эксплоатации должен быть система;
тическим и состоит в следующем. После первых летных испытаний
вновь установленного винта должна быть проверена затяжка втулки
на носке. В дальнейшем затяжка втулки должна проверяться систе-
матически через каждые 20—30 часов.
215
Для предохранения лопастей впита от коррозии, после полета
их следует тщательно протереть чистой тряпкой, смазать тонким
слоем вазелина и при стоянке самолета надевать на лопасть сухой
брезентовый чехол.
Налет масла и грязи следует удалять или этиловым спиртом
или же керосином, бензином, денатуратом с последующей протиркой
насухо тряпкой и смазкой вазелином.
Особенно внимательно надо следить за отсутствием трещин
в деталях винта, обращая особое внимание на среднюю, наиболее
напряженную часть лопастей (/- = 0,5 — 0,8/?). Необходимо иметь
ввиду, что царапины, забоины и вмятины способствуют образованию
трещин, являясь их началом, и поэтому должны немедленно зачи-
щаться шабером и мелкой шкуркой как это показано на фиг. 129.
Фиг. 129. Зачистка забоин металлического винта.
Допускается зачистка на глубину не более 0,5 лги с плавным пе-
реходом. Количество зачисток такой глубины допускается не более
трех на всю поверхность лопасти. Площадь зачистки не более 3 см2.
Если обнаружена забоина более 2 мм или обнаружена трещина, ло-
пасть должна быть заменена.
После зачистки рабочая часть лопасти должна быть покрашена
черным лаком для устранения блеска вращающегося винта, мешаю-
щего пилоту. Для иокраски лопасть надо промыть денатуратом про-
су шить и кистью покрыть лаком.
Лопасти пиита, с целью обнаружения трещин, могут быть про-
травлены. В каких случаях и как производить протравку лопастей
указано в разделе „Общие вопросы эксплоатации винтов".
3. Винты изменяемого в полете шага и винты-автоматы
_ Подбор винта постоянного шага ведется исходя из соображений,
чтобы при горизонтальном полете при полном открытии тросселя
число оборотов мотора не выходило за допустимый пре тел. Это не-
обходимо для обеспечения надежности работы мотора.
Однако вследствие такого подбора винта, па взлете мотор не
может развить необхотимого числа оборотов тля получения большой
216
мощное hi, так как винт оказывается тля пего слишком тяжелым.
Для транспортных самолетов это особенно существенно, потом}' что
Фиг. 130. Установка впита изменяемого шага.
они нуждаются в повышенных
группы.
Решение этой задачи найдено
щих на взлете уменьшение шага
возможность мотору развить боль-
шую мощность, а на режиме гори-
зонтального полета допускающих
увеличение шага винта, необходи-
мое для ограничения числа обо-
ротов мотора.
Таким винтом является винт
изменяемого в полете шага на два
положения—малый шаг и боль-
шой шаг.
Для изменения шага винта
применяется ряд механизмов (ме-
ханический привод, электропри-
вод, гидравлический и др.). На
отечественных самолетах устана-
вливают только винты с комбини-
рованным приводом — центробеж-
ной силой грузов и давлением
масла.
Для установки лопастей та-
кого винта на малый шаг масло
из нагнетательной системы мотора
через трехходовой кран подво-
зится по трубочке в цилиндр вин-
та .4 (фиг. 130). который, под дей-
ствием давления масла, будет не-
взлетных
мощностях винто-моторной
в применении винтов, донускаю-
випта и таким образом дающих
Фиг. 131. Разрез противовеса ВШИ.
217
ремещаться относительно неподвижного поршня Б, навернутого на
носок вала мотора. При перемещении вдоль оси мотора цилин-
дра Л будет перемещаться
с связанный с ним болт Л
(фиг. 131), который своим
концом с конической голов-
кой опирается на кольцо /И.
имеющее две профилиро-
ванные канавки и свободно
перемещающееся по шари-
кам. Таким образом болт Л
перемещающийся вместе с
-цилиндром А, своим свобод-
ным концом двигается в ка-
навке Г кронштейна Д и
поворачивает кронштейн Д
вокруг оси лопасти И вин-
та. Кронштейн Д, соединен-
ный с лопастью при помощи
четырех шпилек Е. будет
вращать лопасть. Величина
перемещения болта Л в ка-
навке кронштейна Г регу-
лируется двумя регулиро-
вочными гайками О \\ Н
Фиг. 132. Разрез лопасти ГИЛИ.
Фиг. 133. Регулировка ВИ1П
путем перемещения их по
болту 3.
Установка лопастей
винта на большой шаг про-
изводится центробежной си-
лой противовесов Б, кото-
рые, при выключении дав-
ления масла, под действием
центробежной силы будут
перемещаться и повернут
кронштейны Д, а вместе с
ними и лопасти винта.
При вращении лопа-
стей О (фиг. 132) винта они
скользят бронзовыми вкла-
дышами X в комлевой части
лопастей по поверхности
цапф крестовины Н. Для
смазки этих трущихся по-
верхностей елхжат маслен-
ки Л1, через которые по ка-
навкам, просверленным в
крестовине, по щется масло
в полость цапфы.
Для установки угле
лопастей винта могут быть
использованы два способа
регулировки.
218
Угол лопасти может быть установлен через Г перемещением
кронштейна Д (фиг. 133) относительно лопасти. Для этого на внеш-
нем диаметре флянца втулки, впрессованной в комлевую часть ло-
пасти, имеется 36 полукруглых пазов, а на внутреннем диаметре
в отверстии кронштейна Д расположено 40 таки;, же пазов. Такая
комбинация числа пазов обеспечивает совпадение четырех полуот-
верстий, расположенных через-90°. В совпадающие отверстия вста-
вляются шпильки Д, жестко соединяющие кронштейн с лопастью.
Кроме этого способа регулировки угла юиастей, вин гы имеют
еще регулировку, как было указано выше, перемещением peiу шро-
вочных гаек на болту противовеса (фиг. 133). При помощи регули-
ровочных гаек О и Н может быть изменен диапазон углов поворот
лопастей Конструкция винтов изменяемого шага допускает разницу
в углах установки лопастей на малый и большой шаг в 10 .
В настоящее время существует целая грины винтов изменяемо!
шага, кажчый из которых отличается незначительными конструктив-
ными особенностями, вызванными различным устройством носков ко-
ленвалов моторов и их данными (мощность, число оборотов и нащ. -
вление вращения). В таблице 20 привечены основные чанные трех винтов.
Таб ища 2<>
Вид впита ;г я d i.ojxv.’n'] ‘ Время иереи чо- чен е большого шага пн малый в сок. Вее винта в кг
Время псреклк чения <; налог' шага па Гюлып в (тек. Диапазон нов.г рота лопастей
Марка Тип вита
винта
ВИ1П-2 Трехлопаетн. Тянущ, лив. з,- 5 1о 12 12/15 10° 138
ВИШ-3 и и N 3.25 10 12 12/15 10е 13*
ВИН1-5 * Толк. прав. 3,0 10 12 12,15 10° 1J6
Винты-автоматы и ш впиты постоянных оборотов дают еще бо-
лее значительные преимущества, чем винты изменяемого шага на и
положения и поэтому находят себе все бо.к е широкое применение
Так например. самоле1ы ПС-84 и ПС-43 снабжены винтами и-
СТОЛИЦЫх оборотов.
Автоматические винты снабжаются регулятором постоянных обо-
ротов, который, в зависимости от затяжки своей пружин*.! (см. пил. ).
автоматически поддерживает то или иное, заданное летчиком, чшел ।
оборотов. При этом число оборотов мотора самопроизвольно пе поме-
няется ни при изменении режима по юта, ни при изменении мощности
мотора, а остается постоянным. Увеличивая или уменьшая открытке
лросселя, при наличии регулятора, можно менять крхтяший момент
мотора при постоянном числе оборотов. Таким образом у галош. по-
лучить ряд существенных высот как в отношении взлетных тяни t
самолетов, та и простоты управления моторами в воз о хе.
Действие peiслятора винта постоянных оборотов заключаете:
в том, что пои стрем leinni мотора, по каким - ..ибо причинам, йене-
иль свое число оборотов регулятор поворачивает лопасти впита па
соответствующий угол, сохраняя постоянное число оборотов. Напри-
мер, при уменьшении числа оборотов мотора регулятор уменьшает
угол установки лопастей и этим как бы облегчает винт. В резуль-
тате число оборотов останется прежнее,
а изменится крутящий момент мотора.
Устройство регулятора показано на
фиг. 134, где изображено три возможных
положения механизма регулятора.
Регулятор устанавливается на пе-
редней крышке картера мотора и от мо-
тора имеет привод оси 1 — 1, вращающей-
ся со скоростью or 1600 до 2700 об. мин.,
и подвод масла по каналу 2. Регулятор
представляет собою комбинацию автома-
тически действующего механизма, смой ти-
рованного па осп 1 1, и шестеренчатой
помпы /, служащей для повышения давле-
ния масла до 14 кг см1. Более высокое
давление масла для винтов-автоматов не-
Фпг. 134. Работа регулятора пинга постоянных оборотов.
обходимо для обеспечения быстрого изменения угла установки лопа-
стей винта.
Регулятор работает еле туюшпм образом. По каналу 2 из масло-
сисгемы мотора масло подводится к насосу 1 и под давлением
14 кг см- подается в пространство золотника 3. В том случае, когда
золотник перекрывает канал К) (схема 1), масло, преодолев пружину
редукционного клапана Р. поступает снова на всасывание насоса /•
На схеме 1 изображено положение регулятора при установив-
шемся режиме работы мотора. Если хотор по какой-либо причине
увеличивает число оборотов, то увеличит число оборотов и ось ре-
гулятора 1—1, на которой находятся грузы 4, вращающиеся па
осях 5. Благодаря увеличению центробежной силы грузов 4 они
отклонятся и займут положение, показанное на схеме 3, сжимая пру-
Д'20
жину О 11 подымая золотник 3. Канал 10 при этом сообщится с по-
лостью картера мотора и масло выйдет из цилиндра винта под дей-
ствием центробежной силы противовесов винта—винт увеличивает
свой шаг (станет „тяжелее") и мотор сбавит число оборотов до ранее
существовавшего.
В случае уменьшения числа оборотов мотора грузы 4 регуля-
тора, под действием пружины 6', займут положение, показанное на
схеме 2, и золотник опустится. Масло под давлением будет подано
помпой 1 по каналу 10 в цилиндр винта и лопасти
винта, благодаря движению цилиндра, уменьшат
свой угол установки — винт станет более „лег-
ким" и число оборотов мотора возрастет до ве-
личины, установленной пилотом.
Изменение числа оборотов мотора вроизво-
дится изменением затяжки пружины б при помощи
рейки 7 и шестеренки 8, которая поворачивается
тягой с пилотской кабины.
Изменения в конструкции винта автомата
(фиг. 135) по сравнению с конструкцией винта
изменяемого шага па два положения вызваны,
главным образом, необходимостью уменьшить
время на перестановку
лопастей с одного угла
на другой. С этой
целью в автоматиче-
ских винтах увеличен
вес противовесов и
внутрь поршня уста-
новлены две пружины,
помогающие противо-
весам более быстро воз-
вращать лопасти винта
в положение большого
шага. Дело в том, что
диапазон углов винта
автомата равен 20 и
при этом диапазоне
углов при крайнем по-
ложении противовесов
на малом шаге плечо
противовесов относи-
тельно оси вращения
сильно уменьшается, а,
вовесов, что и компенсируется пружинами 1.
Ниже приведены указания по эксплоатации винтов изменяемого
шага, общие для винтов-автоматов и для винтов с изменяемым шагом
на два положения.
Перед установкой винта на носок вала мотора необходимо очи-
стить носок вала снаружи и внутреннюю полость носка вала от пыли
и грязи, вывернуть заглушку маслопровода, подводящего масло
в цилиндр винта и провести проверку посадки втулки на носок, как
это было описано для винтов фиксированного шага, крепление ко-
торых на носке вала такое же как и ВИШ, г. е. на шлицах и копу-
Фиг. 135. Разрез винта постоянных оборотов.
следовательно, уменьшается и момент проги-
22!
<ах. Затем нужно провести подготовку винта к установке на вал
мотора согласно следующего поря гка, рекомендуемого „Временным
руководством но эксплоатации винтов ВИШ“:
1. Произвести внешний осмотр винта, обращая особое внимание
на лопасти: пет ли па них трещин, забоин или других дефектов.
2. Поставить цилиндр в положение малого угла нажимом доски
а бобышку цилиндра или легкими ударами деревянного молотка по
противовесам кронштейнов. Эта операция для винта автомата не мо-
жет быть выполнена до удаления пружин из цилиндра винта. По-
этому для автоматов дальнейшие операции производятся без предва-
рительной установки цилиндра винта в положение малого шага.
3. Снять контрящее кольцо б (фиг. 136) крышки цилиндра и
этвернугь крышку а. Снять медно-азбестову го прокладку.
4. Вывернуть гайку сальника крышки поршня в.
Фиг. 136. Разрез цилиндра с поршнем.
5. Вывернуть гайку поршня г. Если гайка сидит туго в резьбе
поршня, необходимо поставить контровую шайбу, зашплинтовав ее,
и после этого вывернуть гайку.
6. Снять шплинт о с контровой шайбы к, снять пружинное
кольцо из прорези крестовины и вынуть поршень О. При снятии
поршня обратить внимание на манжеты. Если манжеты упадут на
землю, их необходимо очистить и промыть перед постановкой.
7. Осмотреть резьбу поршня и попробовать завернуть поршень
на вал мотора для проверки правильности резьбового соединения.
Необходимо следить за надлежащим совпадением резьбы во избежа-
ние заедания. Перед завертыванием поршня необходимо смазывать
его резьбу гаргойлем. Нормально поршень должен завертываться
от руки на всю длину нарезной части.
Ни в коем случае нельзя прилагать усилий для ввинчивания
поршня, если имеются какие-либо признаки того, что нарезка поршня
неправильно входит в нарезное отверстие вала, ибо в противном слу-
чае могут быть серьезные повреждения. Если при завертывании или
снятии поршня, при опробовании резьбы, или после эксплоатации
заела резьба, в этом случае, в целях сохранения коленчатого вала
мотора, нужно разрубить поршень.
л) Разрубка поршня, например. ВИШ-2, производится в следую-
щем порядке: сдвигается цилиндр на малый угол так, чтобы можно
222
было разрезать поршень и отделить отрезанную часть вместе с ци-
линдром. Поршень отрезается иожевкой.
б) Часть поршня до коленчатого вала необходимо разрезать но-
жовкой, а остальную часть в коленчатом валу надробить. Рубить
нужно очень осторожно, чтобы не попортить резьбы коленчатого
вала. Затем, сжимая надрубленный конец поршня, вывернуть его из
коленчатого вала.
После снятия поршня необходимо исправить резьбу на колен-
чатом валу, зачистить задиры, вырезать сорванные части витков
и т. л. Испорченной резьбы допускается, в общем, не более 1,5 ниток.
8. Проверить посадку конусов по краске (заднего и разъемного
переднего), поверхность прилегания должна быть кругом не меньше
50- 60% как на валу, так и во втулке. В случае неудовлетворитель-
ного прилегания конусов (одной стороной или кругом, но меньше 50%)
категорически воспрещается шабровка рабочих поверхностей, так как
этим искажается правильная посадка винта на вал мотора, что мо-
жет вызвать увеличение биения винта, тряску и наклеп на валу и
конусах.
Если конуса лежат неудовлетворительно на рабочих поверхно-
стях, рекомендуется повернуть их на 90 -180’ и еще раз проверить.
В исключительных случаях разрешается производить притирку кону-
сов и втулки. В случае, если и это не даст желательных результатов,—
конуса заменить.
9. После подбора конусов, проверить биение лопастей от пло-
скости вращения по задней кромке при нормальной затяжке и при
максимальном угле на г =1000 мм.
Для этого угол лопасти довести до максимального легкими уда-
рами деревянного молотка по противовесам.
Максимально допустимое биение—2 мм. Если биение превышает
эту величину, необходимо выяснить причину увеличения биения, так
как винт выпускается с завода с биением, проверенным на плите, не
выше 1 мм.
Биение может быть увеличено за счет: а) неправильной посадки
конусов на вал и втулку; б) углы лопасти не поставлены на макси-
мальный шаг; в) неровных кромок лопастей; г) вследствие увеличен-
ного биения носка вала мотора и д) неточности замера.
Если после проверки по указанным пунктам биение все же окажется
больше 2 мм, винт не должен устанавливаться на мотор, так как
повышенное биение ведет к дополнительной нагрузке на вал мотора
и тряске
10. Следует иметь в виду, что при всякой постановке винта на
вал мотора не следует резким толчком двигать винт по шлицам, так
как может быть удар поршня по валу, что приведет к поврежде-
нию первых витков резьбы как на валу, так и на поршне.
Окончательный монтаж винта на моторе
При окончательном монтаже необходимо обратить внимание на
следующее:
1. При постановке трубки, подводящей масло в цилиндр винта,
необходимо, под приваренный к ней штуцер поставить медно-азбе-
стовую прокладку. Во всех случаях рекомендуется трубку ставить
после установки винта на валу мотора.
223
2. Перед постановкой контровой шайбы, обратить внимание на
положение отверстий для шплинтовки.
Категорически воспрещается отвертывать пор-
шень для совпадения отверст и й при п ост а н о в к е
ш п л и н т о в.
3. При окончательном завертывании поршня момент затяжки
должен быть 100—120 кг м. В общем затяжка ВИШ должна быть
не меньше, чем винта фиксированного шага. Проверить затяжке
винта—нет ли „игры“ вдоль вала.
4. При постановке крышки поршня, обратить внимание на пра-
вильное положение манжет по направлению срезов. Момент затяжки
манжет 20—25 кг м. Чрезмерной затяжкой можно перерезать манжеты,
выдавить их, что приведет к перекосу цилиндра и заеданию.
5. Перед завинчиванием гайки сальника в крышку поршня необ-
ходимо на маслоподводящую трубку ровно намотать азбсстовый пип р.
Длина шнура около 300 мм. Шпур предварительно необходимо про-
маслить (масло с графитом). Набивать шнур в крышку не рекомен-
дуется, лучше затянуть его гайкой салышка.
6, При постановке крышки цилиндра надлежащим образом поста-
вить медно-азбестовую прокладку, для чего рекомендуется место при-
легания прокладки смазать тавотом, после чего установить на крышку
прокладку. Нужно помнить, что это уплотнение работает под давле-
нием масла около 4 6 атмосфер и неправильный монтаж приведет
к течи масла. Сила затяжки—1 4 от затяжки поршня.
Чрезмерной затяжкой можно раздавить прокладку и крышка
не будет уплотнена.
Запуск, прогрев мотора и подготовка к полету
1. После запуска мотора, как только установится нормальное
давление масла и температура масла 35—40° С, винт переключить не-
сколько раз с малого угла на большой и обратно.
2. Все последующие работы дальнейший прогрев мотора, про-
верка его работы на различных режимах, взлет- вести на минималь-
ном шаге винта. Это обстоятельство для моторов во {душного
охлаждения особенно важно летом, так как при наличии малого
обдува мотора па земле работа на более тяжелых режимах ведет
к перегреву мотора. Зимой через 10 15 мин. работы на земле пере-
ключать винт с малого шага на большой и обратно во избежание
замерзания масла в полости цилиндра.
Перед стартом всякий раз проверять на рабочих режимах мотора
переключение винта с мало! о на большой шаг и обратно. Нормаль-
ное время переключения для ВИШ—2—3 5, с большого шага на
малый 10 сек., летом и зимой 12 сек., с малого на большой летом 12,
зимой 15 сек.
Подбор углов винта для различных условий полета
Взлет и подъем производится па минимальном uiaie 2-х шаго-
вого винта.
Максимальный шаг винта подбирается так, чтобы, при работе
па месте на максимальной мощности мотора (максим. Рк), число обо-
р тов мотора было в общем примерно на 350 400 об. мин. ниже
22-1
номинальных для данного мотора. Такая разница между оборотами
на месте и номинальными обуславливается резким возрастанием обо-
ротов при разбеге, отрыве и дальнейшем подъеме. Поэтому получение
больших оборотов на месте приведет к раскрутке винта в полете
до оборотов выше номинальных, что выну тит дросселировать могор
и терять мощность.
Максимальный шаг винта подбирается таким образом, чтобы
на расчетной высоте при горизонтальном полете на полном дросселе
обороты мотора не превышали номинальных для данного мотора.
Следует иметь в вид}, что поворот лопасти на один гра тус
меняет обороты мотора на 60—70 об. мин. Точность регулировки
до 5', составляет 0,4 мм по шкале. Если необходимое изменение угла
лежит за пределами, которые можно получить регулировочными "гай-
ками, то винт необходимо спять и изменить установку кронштейнов
относительно лопастей, что разрешается производить в условиях
завода пли мастерских.
На любой высоте при горизонтальном полете рекомендуется
пользоваться только максимальным шагом винта. На большом шаге
винт имеет наибольший коэфициент полезного (ейстния.
Посадку рекомендуется производить на малом шаге винта, так
как в случае надобности можно вновь быстро перевесги мотор на пол-
ную мощность для набора высоты.
Вообще же после полета необходимо остановку мотора произ-
водить ври большом шаге винта. Это важно зимой в целях предо-
хранения о г замерзания масла в полости цилиндров, а летом в целях
предохранения рабочей поверхности поршня от попадания песка и
выли.
Управление винтом - автоматом на различных режимах полета
производится согласно следующих указаний. (При этом считается,
что ручка управления регулятором установлена таким образом, что
при движении ручкой па себя происходит установка регулятора на
меньшие обороты).
1. Взлет. Ручку регулятора повернуть до отказа от себя. Дрос-
сель мотора открывается до получения установленного взлетного
наддува (Рк ,,.«)•
2. Подъем. Поворачивая ручку управления регулятором, по
тахометру установить номинальное число оборотов. Дроссель открыть
до получения установленного номинального наддува.
3. Горизонтальный полет. Горизонтальный полет про-
изводится на крейсерской мощности и на крейсерских оборотах.
4. Посадка. Ручку управления регулятором повернуть до отказа
от себя, так как в случае необходимости (неудачный расчет на посадку)
можно вновь быстро перевести мотор на полную мощность для набора
высоты.
5. Остановка мотора. Ручку регулятора повернуть до
отказа на себя для того, чтобы после остановки мотора лопасти винта
были в положении большого шага.
В случае замеченной течи масла в полете необходимо винт по-
ставить в положение максимального шага (прекратив подачу масла
в полость цилиндра), так как при работе с регулятором, полости
цилиндра находятся все время под '(явлением масла п возможна
утечка масла из цилиндра.
15 Полков Г. II. 225
Уход за винтом во время эксплоатации
После первых летных испытаний вновь установленного винта
должна быть проверена затяжка втулки на валу. В дальнейшем затяжка
втулки должна периодически проверяться через каждые 20 30 часов.
Через каждые 20—30 часов полета необходимо набивать в полость
лопасти через масленки крестовины специальную смазку — „Циатим
№ 2“. Полости заполняются полностью. В случае отсутствия стан-
дартной смазки для ВИШ Циатим № 2 рекомендуется применять
смазку, состоящую из 50° 0 технического вазелина и 5Ое/о авиацион-
ного масла „Аэроциам" или Эмбенского. Эту смазку пумою соста-
влять путем тщательного перемешивания вазелина с маслом с после-
дующим пропусканием нагретой смеси через густую марлю. Тщательно
проверить отсутствие в смазке твердых частичек. Заменять „Циа-
тим № 2“ можно только в крайних случах, так как „Циатим № 2" обла-
дает значительно лучшими качествами по сравнению с упомянутой—
имеет низкую температуру замерзания, что важно для эксплоатации
зимой, и высокую температуру каплеобразованпя, что важно для лета.
Для заправки винта смазкой пользоваться прилагаемым к винтам
автомобильным шприцем со специальным наконечником. Рекомен-
дуется через 20 часов останавливать мотор на минимальном шаге
винта с тем, чтобы смазать поверхность трения поршня тавотом, уда-
лив грязь. После этого запустить мотор и остановить его, поставив
винт в положение большого шага. Через 20 часов отвернуть крышки
противовесов и смазать тавотом шариковые подшипники.
Если обнаружен дефект подшипника кронштейна, необходимо
снять подшипник и осмотреть. При наклепе и вмятинах на беговых
дорожках—подшипник заменить.
После 10 часов эксплоатации — винт снять, смыть с лопасти лак
или ацетонОхМ или уксусно-амиловым спиртом (грушевая эссенция) и
подвергнуть лопасти тщательному осмотру. Особое внимание обра-
щать на среднюю, наиболее напряженную часть (г —0,5—0,8 /?).
В этой части не допускается никаких дефектов за исключением рисок
и царапин, которые также должны зачищаться. В случае появления
на лопастях незначительной коррозии, последняя должна удаляться
зачисткой мелкой шкуркой.
После осмотра лопастей, их необходимо промыть, просушить
и рабочую сторон)' покрыть черным лаком.
При нормальной эксплоатации винты ВИШ могут работать до
1000 часов. Необходимо через 200 часов производить установленную
полную переборку винта для осмотра и устранения дефектов. Винты
направляются в переборку и вследствие появления неисправностей
в работе или аварий. Винты, отправляемые в ремонт или находя-
щиеся на хранении, должны быть законсервированы, т. е. все от-
крытые рабочие части винта (поршень, цилиндр, крестовина, шлицы
и посадочные места конусов, подшипник кронштейна, лопасти) дол-
жны быть промыты, насухо протерты и смазаны вазелином.
4. Общие вопросы эксплоатации винтов
Бзлаиоирозка винтов
Воздушный винт, вращающийся с большой скоростью, должен
иметь статическую и динамическую уравновешенность, таккаквпро-
22а
тинном случае он вызовет колебания мотоустановки самолета ко-
торые обычно называют тряской.
Под статической сбалансированностью винта понимают равенство
(совых моментов частей винта относительно оси вращения. После
выписка из завода винты статически отбалансированы, но в процессе
эксплоатации может произойти нарушение балансировки винта по
ряду причин. Наиболее распространены следующие причины: замена
одной пли нескольких частей винта, неравномерная покраска винта,
выводка забоин и царапин, неодинаковое заполнение комлевой части
лопастей смазкой и др. Таким образом при эксплоатации винтов
Фиг. 137. Балансировка винта.
может возникнуть необходимость проверки и восстановления ста-
тической (весовой)балансировки винта.
Практически статическая балансировка винтов производится сле-
дующим образом.
Винт, подлежащий балансировке, монтируется на валике, имею-
щем два конуса для центрирования винта. Затем этот валик с смон-
тированным на нем винтом устанавливается своими шлифованными
концами на два параллельно расположенных бруска, снабженных, тля
уменьшения трения, полированными цилиндрами, или „ножамиили
роликами. После установки на такого рода приспособлении (фиг. 137),
называемом эквилибратором, винт должен иметь возможность вра-
щаться вместе с валиком.
Балансировка винга состоит в том, что, враШая его вмесю с ва-
ликом, придают винту различные положения и наблюдают за пово-
ротом его из установленного положения. Хорошо сбалансированный
винт в любом из положений должен стоять неподвижно, т. e.G^-i —
= GaL.2 (фиг. 137).
Вращение винта указывает, что лопасть, в сторону которой про-
исходит вращение, более тяжела чем другая, т. е. GXLX > G2L2, или
наоборот.
15*
227
Величина несба шнсированности может быть определена наве-
шиванием на легкую лопасть, на расстоянии 1 метра от оси вращения,
разповесиков до достижения равновесия винта. Для современных
вингов допускается несбалансированность от 2 до 5 г .и, причем чем
быстроходнее винт, гем меньшую несбалансированность он должен
иметь.
Восстановление статической сбалансированности вин га может
быть произведено елец; юшими способами:
а) Деревянных винтов: напайкой на оковку олова, или нанесе •
нием краски на легкхю лопасть.
б) Металлических винтов фиксированно! о шага заливкой свинца
(или удалением) в отверстие в комлевой части лопасги винта. Прп
отклонении винта из вертикального положения поворотом хомутов,
Фаг. 138. Проверка биения винта.
так как по жжение болта относительно лопасти влияет на баланси-
ровку.
в) Металлических винтов изменяемою шага' если неуравнове-
шенность менее 10 г м— заливкой свища в отверстие стяжных болтов
втулки со стороны легкой лопасти; если неуравновешенность более
10 г м — заливкой свинца в комлевую часть лопасти под гаглушкх
или поибавлением (удалением) регулировочных шайб у заглушек.
При балансировке необходимо иметь ввиду следующее:
Деревянные винты балансируются вместе с втулкой.
Двухлопастные винты балансируются в двух положениях—гори-
зонтальном и вертикальном. Трехлопастные винты балансируются в
шести положениях — каждая лопасть последовате тьно занимает вер-
тикальное положение с направлением вверх и вниз.
Винты изменяемого шага балансируются в положении лопастей
на большом шаге с собранными узлами противовесов в несмазанном
и в смазанном состоянии. Заливка свинца в болты или лопасти до-
пускается только при балансировке в несмазанном состоянии. Устра-
нение несбалансированности смазанного ВИШ достигается вводом
дополнительной смазки в комель легкой лопасти через масленку.
Точность балансировки не смаганного ВИШ 2 г м, с маслом
3 г м.
Если втулка винта заключается на самолете в обтекатель (кок)
то балансировка должна производиться с коком.
Что касается динамической балансировки, то она, вследствие
сложности аппаратуры и сложности процесса балансировки, в усло-
виях эксплоатации не применяется.
Динамическая-балансировка винтов производится для обнару-
жения и устранения тяговой неуравновешенности лопастей, получа-
ющейся от различных углов установки лопастей или от несимметрии
обработки лопастей.
Для проведения динамической балансировки применяются спе-
циальные станки. *)
Устранение биения винта
После установки винта на носок вала мотора необходимо про-
верить пут и лопастей.
Производится это следующим образом. В плоскости винта ста-
вится козелок (фиг. 138), на который клад( тся линейка или какой
либо другой претмет, и винт поворачивается. При подходе к линейке
первой лопасти она должна касаться ее. Затем поворачивают винт
еще на полоборога и следят, касается ли вторая лопасть линейки.
Отклонение ее допускается не более 1,5 мм на расстоянии 1 .и от оси
вращения. Если отклонение больше 1,5 мм, то оно должно быть
устранено пли вин г должен был ь заменен.
Устранение биения деревянных винтов производится по (клад-
кой пластины под флянец втулки ввиде сектора па три болта (фиг. 138).
Биение металлических винтов может быть вследствие непра-
вильной сборки или деформации лопастей. Винт с деформированным!
лопастями с эксплоатации снимается.
Травление лопастей
Для тщательного осмотра с лупой подозрительных, в смысле
образования трещин, мест лопастей металлических винтов следует
протравить осматриваемое место следующим образом. Место трав-
ления промыть этиловым спиртом, денатуратом или бензином. Затем
место травления смачивается 15 25% водным раствором щелочи
i\’uOH (каустическая сода) на 5—10 минут. После истечения 5—-1С
минут место травления промывается 5% раствором азотной ки-
слоты с водой, затем теплой водой и насухо протирайся.
Для пре (охранения рук, при травлении необходимо пользоваться
резиновыми перчатками.
*) О балансировке винтов, в том числе и о динамической балан-иров’.в,
можно найти материалы в статье ииж. Г. А. Щербакова .балансировка
воздушных винтов'. ТВФ № 1, 1939 г.
228
229
VI. ОТВОД ОТРАБОТАННЫХ ГАЗОВ И ПОДОГРЕВ
ВОЗДУХА, ПОСТУПАЮЩЕГО В КАРБЮРАТОР
1. Выхлопные коллектора и их расчет
В процессе работы мотора, из его цилиндров выбрасывается
значительное количество газов, являющихся продуктом сгорания ра-
бочей смеси.
Для отвода выхлопных газов от мотора, мотоустановки само-
летов снабжаются специальными трубами—выхлопными коллекторами.
Устройство выхлопного коллектора разрабатывается тля каждого
типа мотора и для каждою типа самолета с учетом еле чующих
основных требований:
1. Потеря мощности двигателя, вызываемая сопротивлением
выхлопного коллектора выходу выхлопных газов, должна быть воз-
можно меньшей.
2. Скорость выхода выхлопных газов из коллектора юлжпа
быть выбрана как с учетом предыду тщ i о требования, так и с уче-
том получения максимально возможной реактивной тяги за счет
выхлопа.
3. Выхлопной коллектор должен иметь возможно меньший вес.
достаточную прочность и надежность в эксплоатации.
4. Должна быть обеспечена пожарная безопасность отвода вы-
хлопных газов, имеющих довольно высокую температуру.
5. Отвод выхлопных газов должен быть осуществлен таким
образом, чтобы выхлопные газы, содержащие окись углерода, не по-
падали в пассажирскую и пилотскую кабины.
6. Шум выхлопа газов должен быть возможно минимальным.
7. Пламя, выбрасываемое из выхлопного коллектора, нс юлжно
ухудшать своим блеском обзора пилота, а также не должно быть в
пределах видимости пассажиров.
Кроме того, при разработке выхлопных коллекторов одновре-
менно решается задача утилизации тепла, уносимого выхлопными га-
230
зами, которое является пока еще мало используемым значительным
резервом энергии на борту самолета.
В настоящее время вопрос отвода выхлопных газов разработан
недостаточно, особенно в части рационального расчета коллекторов. *)
Однако существуют некоторые эмпирические зависимости и норма-
тивы, позволяющие в ка-
ждом конкретном случае
решать загачу отвода
выхлопных газов.
Устройство выхлоп-
ного коллектора рядного
двигателя показано на
фиг. 139 (для моторов
типа М-100). Патрубками
а коллектор присоеди-
няется к выхлопным от-
верстиям цилиндров мо-
тора. Выхлопные газы из
цилиндров поступают в
коллектор б и отводятся
через трубу в. Диаметр
патрубков а определяется
Фш 1-1и, Выхлопной коллектор звездообразного
двигателя.
размерами выходного от-
верстия цилиндров. Коллектор же б имеет по своей длине переменное
сечение, увеличивающееся по мере подключения цилиндров к кол-
лектору по направлению к выходному отверстию. Конусность коллек-
тора оканчивается за местом присоединения последнего цилиндра.
Фиг. 1 11. Коллектор с удлиненным патрубком.
На V-образный ря тный двигатель монтируется два таких
выхлопных коллектора—на правую и левую группы цилиндров. В за-
висимости от расположения двигателя иа самолете, выхлопная труба в
*) Особый ин герое п ценность приобретает пом сому работа проф. По.тн-
ковского В. II -Определение оптимальны! скорости выхода выхлопных газов
для скоростного самолета", так как она намечает основные пути, которыми
следует итти при решении проблемы выхлопа.
231
может быть различной формы и длины, так как должны быть вы-
полнены 4, 5, 6 и 7 пункты рассмотренных требований к выхлоп-
ным устройствам.
Выхлопной коллектор звездообразного двигателя показан на
фиг. 140 (мотор Райт-Циклон). К цилиндрам двигателей коллектор
присоединяется патрубками а. число которых определяется числом
цилиндров. Выхлопные газы собираются в коллекторное кольцо е и
отвозятся наружу через отверстие б. Причем отвод газов может
быть осуществлен через трубу, удлиняющую коллектор после отвер-
стия б в зависимости от расположения мотора на самолете. Пример
Фиг. 142. Коллектор твухрядного звездообраз-
ного двигателя
удлиненной отводной трубы
коллектора звездообразного
мотора показан на фиг. 141.
Внутри коллекторного
кольца е (фиг. 140) смонти-
рована так называемая усили-
тельная трубка О, служащая
для подогрева воздуха, по-
ступающего в карбюратор.
С этой целью воздух улавли-
вается через отверстие в и,
проходя по трубе д через па-
трубки г, отводится к смеси-
телю горячего и холодно! о
воздуха и затем подается на
всасывание карбюратора мо-
тора. Нагрев воздуха в трубе
д происходит теплом выхлоп-
ных газов, окружающих трубу.
Для удобства монтажа, а так-
же для компенсации темпера-
турных деформаций коллекто-
ра, он имеет несколько сколь-
зящих соединений с. Размер
коллекторного кольца увели-
чивается по мере подсоедине-
ния цилиняро,, чо направле-
нию к выходу газов из коллектора. Для звездообразных моторов,
имеющих два или три ряда цилиндров (двойные и тройные звезды),
выхлопной коллектор изготовляется по типу, показанному на фиг. 140,
но с одним рядом удлиненных патрубков а для подключения к кол-
лекторному' кольцу цилиндров переднего ряда (фиг. 142).
Рассмотрим соображения, которыми следует руководствоваться
при разработке выхлопных коллекторов.
Трубы, по которым отводятся выхлопные газы, вследствие гид-
равлических потерь в них, создают противодавление на выходе газов
из цнлип 1ров. В зависимости от величины этого противодавления
будет изменяться степень очищения цилиндров от выхлопных газов—
чем больше противозаиление на выход из цилиндров, тем больше
выхлопных газов останется в цилиндрах, тем, следовательно, меньше
коэфициент наполнения цилиндров, хуже рабочий процесс двигателя
и меньше его мощность, и наоборот, чем меньше противодавление
на выхлопе, тем меньше потери мощности.
23'2
Таким образом, в зависимости от величины гидравлических
потерь в выхлопном устройстве, можно получить ту или иную по-
терю мощности двигателя. Считается нормальным, если среднее про-
тиводавление для всех цилиндров двигателя не превышает 0,0150 кг'см*.
При этом для отдельных цилиндров двигателя допускается более
высокое противодавление, но не более 0,0220 кг'см1
Величина гидравлических потерь в выхлопном трубопроводе
зависит не только от формы самого трубопровода, а также и от
скорости движения газов по трубопроводу. Исследования ЦАГИ по-
казали, что при правильной форме выхлопного коллектора (наимень-
шие местные потери) основное влияние на мощность двигателя имеет
скорость выхода выхлопных газов из коллектора.
Скорость выхода выхлопных газов из коллектора определяется
площадью сечения коллектора у выхода, которую рекомендуется,
для рядных моторов, брать в пределах 29—32 слг/100 л. с. мощ-
ности двигателя. Такая площадь сечения выхлопного коллектора при-
мерно соответствует скорости выхота выхлопных газов у земли
120—125 лт сек., на высоте 4G00 м— 200 м сек. и на высоте 6000 м
300 ju сек.
Практически встречаются и меньшие у дельные площади наиболь-
ших сечений выхлопных коллекторов, равные 19 — 20 c.w3,100 л. с.
Это приводит к повышению скорости выхода выхлопных газон
до 200 м сек. на уровне земли и к потере 0,5—1,0% мощности
двигателя.
При малых скоростях полета (взлет) такая скорость выхода вы-
хлопных газов приводит к значительным потерям мощности 5 7%.
Для звездообразных моторов объем кольцевого коллектора дол-
жен составлять 0,45 0,67 рабочего объема цилиндров двигателя.
Для определения сечения коллектора в каждой точке, рекомен-
дуется довольно распространенная эмпирическая формула
/,= 0,2.->8/V " . (94)
Л/
где/д. — минимальная площадь сечения коллектора в см-,
Л'—максимальная мощность двигателя в л. с..
п число цилиндров, выбрасывающих газ в коллектор до се-
чения,
А общее число цилиндров ишгателя.
В данном случае площадь поперечного сечения коллектора прямо
пропорциональна числу цилиндров, присоединенных к коллектору
до определенного сечения, что. как показали опыты ЦАГИ, нерацио-
нально. Однако, так как вопрос о скорости движения газов по кол-
лектору еще не изучен, то дагь какие-либо указания относительно
рационального увеличения сечения коллектора по направлению к вы-
ходу газов пока не представляется возможным. Самые последние
исследования отвода выхлопных газов показали, что реакция выхлопа
имеет существенные величины, достигающие для современных ско-
ростных самолетов то 9 —10% от мощности двигателя, т. е. на каж-
дые ЮО л. с. мощности двигателя современного скоростного само-
*) „Stacks and Rings'-, By George Г. TiHerton, ..Aviation", april, 1939.
233
лета, путем применения соответствующе разработанного отво ia вы-
хлопных газов, можно получить дополнительно почти 10 л. с.
Это заставило пересмотреть вышеизложенные соображени» о
размерах выхлопных коллекторов, основанные на стремлении получить
минимальное противодавление на выходе из цилиндров.
Размеры выхлопного коллектора должны определяться не только
величиной противодавления, но также и наивыгоднейшей скоростью
выхода выхлопных газов. Скорость выхода выхлопных’ газов опреде-
ляется из соображений, что повышение скорости выхода ведет к уве-
личению реактивной тяи выхлопа, но одновременно вызывает увели-
чение падения мощности за счет увеличения противодавления вы-
хлопу. Очевидно, что оптимальной скоростью будет та, при которой
разность между реактивной мощностью и мощностью, потерянной
из-за повышения противодавления, будет наибольшей. Причем, должен
быть учтен коэфициент полезного действия винта, так как мы срав-
ниваем тягу реактивной мощности выхлопа с тягой, которую могла Гы
создать мощность, потерянная из-за противодавления па выхлопе.
Реактивная тяга создается непосредственно, а тяга мотора через
винт, имеющий свой К.П.Д. Поэтому, для оптимальной скорости
еле ту ющая разность должна быть максимальной
ДА>-т1в-ДЛ/Л, (95)
где ДЛ^ - прирост мощности за счет реакции выхлопа,
AAf„— потеря мощности из-за противодавления па выхлопе,
— коэфициент полезного действия винта.
Величина прямо пропорциональна массе и скорости вы-
хлопных газов, выходящих из коллектора, а также скорости по.к-та
самолета, так как чем больше скорость полета, гем меньше давление
на выходе газов из коллектора и, следовательно, больше реакция
выхлопа.
Таким образом, при выходной части коллектора, направленной
прямо назад, имеем:
= (96)
о
где GteK секундный выброс газов в кг,
Рлол скорость полета,
Са скорость выхода выхлопных газов пз коллектора.
Величину потери мощности, соответствующей данному противо-
давлению, не трудно определить из соотношения, что повышению
противодавления в 30 мм рт. ст. соответствует 1°'о потери мощности
10П— ММ рт. CT. (Q7)
AZ 30 • 1 '
Эта зависимость принята ЦАГИ после экспериментальной про-
верки английских и французских данных.
Что касается определения величины противодавления АР в за-
висимости от скорости выхода выхлопных газов С,„ то в основу его
положено предположение адиабатического истечения выхлопных
газов из коллектора. Это топущение также проверено в ЦАГИ. при-
234
чем оказалось, что для практических расчетов точность совпадения
экспериментальных и расчетных данных вполне достаточна.
Так как состав выхлопных газов различен, то для расчетов при-
нимают удельную теплоемкость Ср = 0,31 кал кг С, газовую постоян-
ную /? = 34 кгм{кг град., соответствующие среднему составу газа.
Температура газа принята 7\ = 827°С = 1100 абс. соответствую-
щая нулевой скорости.
На основании сделанных допущений получены следующие вы-
ражения.
Для температуры в выходном сечении коллектора Г,/.
АС 2
= (98)
где Ту =1100 абс.
Для давления газа па выходе из коллектора:
k
, 'Г k 1
\ 1 а '
где Рн — атмосферное тавление на высоте Н.
Повышение противодавления по сравнению с внешним давлением:
^Р-Ру-Ри. (100)
Имея температуру и тавление газа на выходе, можем опреде-
лить его удельный объем.
V^-^^-АРкг. (101)
Затем легко найти площадь выходного отверстия коллектора F„
(Ю2У
/ 4 . к
- 5“ <!03>
Деление на 2 произведено потому, что определяется плоша ть
для выхота таза одного коллектора из двух установленных на мо-
торе и выбрасывающих G газов в секунду.
Для удобства практических расчетов проф. Полнковскнм. па
основании изложенных соображении и формул, построены графики
=/(CJ; A/V1(= j(C„) и Dd — '^(Ca), показанные- на фиг. 143,
причем К.ПД. винта принят равным У1Я — 0,75.
Кривые фиг. 143 построены для мотора в КММ) л. с. с расходом
выхлопных газов (7t,K=l кг сек. и тля четырех высот — 0,2000,4600
и 6000 м.
Поясним на примере пользование этими кривыми при опрете-
лении рациональной скорости выхода выхлопных газов и соответст-
вующих ей размеров коллектора.
235
Пример: Определить диаметр выходного отверстия выхлопною
коллектора мотора, мощностью 800 л. с. Расчетный режим полета:
крейсерская скорость 700 к.и/час., наивыгоднейшая высота полета
/7 = 4000 м.
Сначала расчет произведем на расчетном режиме полета для мотора
м ощностью 1000 л. с., а затем пересчитаем на мощность 800 л. с.
Находим прямую ДЛ/д>=/(Сп), соответствующую скорости V —
= 700 к.м/час. и параллельно ей проводим касательную к кривой
—\'.v —для высоты 4000 м (фиг. 144).
Для уменьшения потерь мощности за счет противодавления
ix.iony на режиме взлета допускаем эти же потери на крейсерском
-36
режиме не более 1 ®/о- С целью \чета этих потерь, откладываем о
точки касания касательной и кривой кверху 10 л. с.,
равных 1% мощности в масштабе Д/V и проводим прямую параллель-
ную касательной. Точка пересечения прямой с кривой Д/V,, = ]?(С„) i
дает наивыгоднейшую скорость Са.
Фиг. 14-1. График к примерному расчету выхлопного коллектора.
В нашем примере Ся_ 360 .и сек. Прирост мощности от реак-
тивной тяги ДЛ7^ = 96 — 23 — 73 л. с. Диаметр выходного
отверстия выхлопного коллектора равен
^«1000 — -ИЖ.
Для пересчета па мощность 800 л. с. поступим так

Отметим, что уменьшение скорости полета значительно умень-
шает реактивную мощность ДЛ7д>. Для режима взлета желательно,.
.37
чтобы АЛ’/? не снижалось ниже величины потерь мощности от про-
тиводавление.
В том случае, когда внутри выхлопного коллектора проходит
труба для подогрева воздуха, поступающего к карбюратору, площадь
сечения выхлопного коллектора должна быть увеличена на несколько
большую величину, чем площадь сечения воздушной трубы. Чтобы
уменьшить противодавление, создаваемое выхлопным коллектором,
необходимо радиусы закруглений коллектора пе допускать меньше
3 диаметров сечения в месте закругления, подход патрубков цилинд-
ров к коллектору производить по касательной, а угол между осями
патрубка и коллектора принимать менее 30°. Кроме того, интенсивное
охлаждение выхлопного коллектора, ^асто находящегося под капо-
том мотоустановки, может также снизить создаваемое им противо-
давление.
Выхлопные коллекторные кольца звездообразных моторов вы-
полняются с одним и двумя выходными отверстиями. Выхлопной
коллектор с одним выходом газов удобен для отвода газов таким
образом, чтобы они не попадали в кабины самолета. В случае приме-
нения выхлопного коллектора с двумя выходными отверстиями, его
удается более компактно, в силу меньших размеров, разместить
на моторной установке.
При этом надо иметь ввиду, что в том случае, когда выхлопной
коллектор помещен под капотом мотоустановки, возможен интен-
сивный нагрев от него как всасывающих каналов мотора (смесепро-
водов), так и бензопроводов. В первом случае это приводит к сни-
жению мощности мотора из-за уменьшения коэфициента наполнения
двигателя, а во втором — к затруднениям в работе бензосистемы и
к снижению ее высотности.
Необходимо отметить также, что для предотвращения попадания
выхлопных газов в кабины самолета, а также для уменьшения про-
тиводавления на выходе из коллектора используют закрученную струю
воздуха после винта и стремятся выходное отверстие выхлопного
коллектора направить по направлению закручивания струи.
Для выполнения седьмого требования к выхлопным устройствам
обычно выход газа располагают под крылом (ПС-84), под мотоуста-
новкой или с правой стороны мотоустановки.
В процессе эксплоатации выхлопным коллекторам приходится
работать в условиях одновременного действия на них резко меняю-
щихся тепловых деформаций и вибрационных нагрузок, что часто
вызывает появление трещин. Выхлопные коллекторы в процессе запу-
ска и работы двигателя нагреваются от температуры окружающего
воздуха до 650—800 С. Это вызывает необходимость специальных
скользящих соединении частей коллектора, допускающих взаимное
перемещение при нагреве и охлаждении, но обеспечивающих при этом
достаточную газонепроницаемость. Для уменьшения влияния вибрацион-
ных нагрузок на коллектор необходимо предусмотреть гибкую связь
между элементами коллектора, крепящимися к мотору и элементами
его, крепящимися к деталям самолета. Это особенно важно для совре-
менных самолетов где мотор, благодаря наличию специальных амор-
тизаторов, укреплен на мотораме не жестко и относительно самолета
имеет некоторые перемещения. Кроме того, в последнее время по-
ставлен и практически решен вопрос о гибком присоединении вы-
238
ч.тонных кол.лекторов к цилиндрам двигателя *), что также значи-
тельно \ мепьшает вибрационные нагрузки па коллектор и, следова-
тельно, увеличивает срок их службы.
Для удобства монтажа, а также для удобства эксплоатации двига-
т< ля, выхлопной коллектор обычно делится на ряд секций таким обра-
<ом, чтобы при необходимости любая из секций могла быть снята и
снова установлена на место независимо от других секций коллектора.
Что касается материала, из которого изготовляются выхлопные
трубопроводы, то к нему, исходя из вышеописанных условий работы,
должны быть предъявлены следующие основные требования:
<т) хорошая сопротивляемость прогоранию,
б) повышенные антикоррозийные свойства,
я) легкость придания материалу любой формы при изготовлении
коллектора.
Необходимо отметить, что высокие антикоррозийные свойства
материала не могут быть в какой-либо мере заменены покрытием
коллектора краской или чем-либо другим, так как при рабочих тем-
пературах коллектора эти покрытия держатся не долго.
Коррозии выхлопных коллекторов в значительной мере способ-
<тв\ ет отложение этилового свинца при работе мотора на свинцовом
бензине. Эти высокие требования к материалу ограничили число ста-
лей, идущих на изготовление коллекторов. В Советском Союзе для
коллекторов широко применяется жароупорная сталь ЭЯ1-Т. За гра-
ницей применяются коррозие- и температуроустойчивая сталь 18-8,
инкопель (сплав никеля, хрома и железа) и др.
Толщина материала берется в пределах 1—1,25 мм. Вес ны\лоп-
1ых устройств поданным Титтертона **) для двигателей мощностью
ю 500 л. с. составляет 0,027 кг л. с., а для двигателей свыше 5С0 л. с.
снижается до 0,019 кг/л. с. В том случае когда внутри выхлопного
коллектора проходит труба для подогрева воздуха, поступающего
карбюратор, вес выхлопного устройства достигает в среднем
0,032 кг/л.с. Для двухрядных звезд вес коллектора составляет
0.023 кг/л.с.
Увеличение мощности двигателей дает снижение удельного веса
коллекторов с 0,018 кг/л. с. для 1000-сильного мотора, до 0,014 кг л. с.
ля 1800-сильного мотора.
2. Устройства для подогрева воздуха, поступающего в карбюратор
Количество тепловой энергии, уносимой выхлопными газами
эквивалентно, примерно, удвоенной мощности двигателя на валу и
составляет, следовательно, колоссальный резерв энергии на борту
самолета. Вопрос об утилизации этого резерва энергии на борту само-
’ета нельзя считать разработанным, так как имеющиеся достижения
этой области незначительны.
Утилизация энергии выхлопных газов идет следующими путями:
а) использование реакции выхлопа для получения дополнитель-
ной тяги;
б) привод турбонагнетателей;
в) подогрев воздуха, поступающего в карбюратор;
г) отопление пассажирской и пилотской кабин.
й) „Flexible Exhaust Manifolds'. „Flight" N 1581, 1939 г.
„Stacks and Rings', By George F. Titterton. „Aviation”. 1939 r.
239
Кроме того тепло выхлопных газов иногда используют для
преготвращения обледенения самолета и винта в полете.
Вопрос об использовании реакции выхлопа для получения допол-
нительной тяги рассмотрен в этом разделе при изложении метода
выбора оптимальной скорости выхода выхлопа газов.
Относительно использования энергии выхлопных газов для привода
турбонагнетателей необходимо отметить, что в после шее время этот
вопрос является весьма актуальным и интенсивно разрабатывается
моторостроительными заводами. Турбонагнетатель представляет собою
комбинацию нагнетателя, служащего для повышения давления на
всасывании мотора, и турбины, приводимой во вращение выхлопными
газами и служащей для вращения нагнетателя.
Таким образом двигатель освобождается от привода нагнетателя.
Однако, при установке турбонагнетателя имеет место потеря мощности
двигателя из-за увеличения противодавления на выхлопе. При этом,
также каки при разработке вопроса о реактивной inie, приходится
находить компромиссное решение, в результате которого будет полу-
чена экономия мощности двигателя на привод нагнетателя. Подробно
этот вопрос рассматривается в теории двигателя.
Рассмотрим более подробно вопрос о годогреве воздуха, посте-
лающего в карбюратор.
Испарение топлива, в процессе образования рабочей смеси
в карбюраторе двигателя, сопровождается поглощением тепла. Это
тепло, равное скрытой теплоте парообразования данного горючего,
подводится к топливу за счет падения температуры воздуха, прохо-
дящего через диффузор карбюратора. В зависимости от температуры
воздуха, подводимого в карбюратор, в области диффузора карбюра-
тора устанавливается та или иная температура, часто снижающаяся ю
температур образования льда из влаги, всасываемой вместе с воздухом.
Обледенение карбюраторов наиболее часто наблюдается в ту-
манную сырую погоду и сопровождается падением числа оборотов,
двигателя из-за закупоривания льдом всасывающей системы. При
сильном обмерзании карбюратора происходит резкое обеднение смеси,
тряска мотора, выхлопы в карбюратор и даже полная остановка мо-
тора. Известно, что для полного испарения топлива температура ра-
бочей смеси не должна быть ниже 4- 6П С. Если считать, что пони-
жение температуры при испарении топлива в среднем составляет
18° С, то для получения температуры смеси 4-6’ необходимо, чтобы
температура горючего и поступающего в карбюратор воздуха бы га
Около 4- 25 С. Температура всасываемого в карбюратор воздуха весьма
часто бывает ниже 4- 25° С и поэтому встал вопрос о подогреве
воздуха. Подогрев воздуха, поступающего в карбюратор, должен про-
изводиться только на величину, необходимую для предотвращения
обледенения карбюратора, так как чрезмерный подогрев вызывает
падение мощности двигателя за счет уменьшения коэфициента напо i-
нения. Необходимость в подогреве воздуха появляется в случае уста-
новки карбюратора до нагнетателя или в случае отсутствия нагнета-
теля. При установке карбюратора между нагнетателем и цилиндрами
двигателя необходимость подогрева исключается и встает вопрос об
охлаждении воздуха, нагревающегося при сжатии в нагнетателе *).
*) Вопрос об охлаждении воздуха после нагнетателя освещен в статье
1 Г. Шереметьева „Расчет радиаторов для охлаждения воздуха на всасы-
вании авиадвигателей'. Т. В. Ф. № 6. 1938 г.
240
Для борьбы с обледенением могуч быть применены обогрев де-
талей системы всасывания при помощи циркулирующей горячей
жидкости, различные химические вещества, предотвращающие обмер-
зание, н использование подогрева воз-
духа теплом выхлопных газов мотора.
В последнем случае с этой целью вы-
хлопные устройства снабжаются одним
из следующих двух дополнительных
элементов:
а) трубой внутри коллектора, по ко-
торой проходит подогреваемый воздух:
б) одним из типов батарейных по-
догревателей.
На фиг. 145 показана схема оста-
новки трубы тля подогрева воздуха
внутри выхлопного коллектора звездо-
образного мотора. Такая труба назы-
вается жаровой или усилительной.
Выхлопные газы из цилиндров мо-
тора следуют к выходу 4 по коллек-
тору 5, омывая жаровую трубу. Воздух
входит в жаровую трубу 3 через спе-
циальный патрубок—улавливатель воз-
духа, и нагревается проходя по трубе
навстречу движению выхлопных газов.
В смесителе 2 нагречый воздух сме-
Фпг. 1-15. Подогрев воздуха на
<вездоо6разном двигателе.
шивается в нужной пропорции с холод-
ным воздухом, поступающим через улавливатель смесителя. Регули-
ровка смешения производится при помощи двух заслонок /, кине-
Фнг. 146. Подогрев воздуха на рядном двигателе.
матически связанных между собою таким образом, что при открытии
заслонки горячего воздуха закрывается заслонка холодного воздуха.
16 Возков Г. И.
241
ф|ц. 147 i.M'iifTt и. щелевого ntna.
Hf5
'.дслонки 1 \ иравляются и к. бины пилота. Управляя заслонкам!
мест ля можно регулировать степень подогрева воздуха, постулата
го в карбюратор.
В случае выключения подогрева воздуха должно быть обеспе
но охлаждение жаровой трубы, в противном случае опа быстро
ipoiopiir. Для этого предусматривается отвод и. грето!о воздуха на-
] ужу при полностью перекрытой за-
топке горячего воздуха. При выклю-
ш нии нагрева, следовательно, цир-
куляция воздуха через жаровую тру-
пе прекращается.
Т,ля улучшения подогрева воз-
\а в жаровой трубе, внутри ее,
станавливаются по винтообразной
линии шпильки или какие либо др’ -
гие завихрители, закручивающие по-
ок воздуха и sti м улучшающие
его перемешивание и нагрев.
Установка жаровой трубы в вы-
хлопном коллекторе рядного двига-
теля показана па фиг. 146. Воздух
лавлпвается в передней части кол-
h. к гора и по жаровой трубе подво-
дится к смесителю для смешения
холодным воздухом.
Основным элементом устройства
для подогрева воздуха в жаровой
трубе являются смесители, которые
должны обеспечить равномерное пе-
ремешивание холодного и горячего
«здуха. Смесители, кроме того со-
здают определенные гидравлические
тотери па всасывании двигателя и
влияют на скоростное поле потока
оздхха, поступающего в карбюра-
тор. Неравномерное скоростное и Фяг- 148- П2^°|Р.еватсль типа
емиературное поле потока воздуха
'риводит к неодинаковому заполне-
ние и подводу тепла к диффузорам карбюраторов и может вызвать
нарушение нормальной карбюрации топлива. Поэтому разработке кон-
трукцпи смесителей уделяется особое внимание *).
Таким образом смеситель должен:
1. Обеспечить возможность необходимой -регулировки по до-
рева воздуха.
2. Равномерно смешивать холодный и нагретый воздух.
3. Иметь возможно меньшие гидравлические потери.
4. Обеспечить охлаждение жаровой трубы при выключении по-
огрева.
С\ шествует несколько типов смесителей: щелевого типа, дпф-
зорпого типа, с золотниковым распределением и др.
*) Этому вопросу посвящена работа II. П. Королева -К вопросу о подо-
. • входящего в мотор в .«духа , труды ЦАГП, 1939 г-
21
В результате испытаний смесителей в ЦАГИ положительные
результаты показал смеситель щелевого типа, показанный на фш. 147.
Воздух, нагретый в жаровой трубе, поступает через один патрхбок.
а холодный воздух через второй патрубок. Оба патрубка снабжены
заслонками, кинематически связанными между собою. Равномерное
смешение наружного воздуха с виз (ухом, подо1 ретым в жаровой
трубе Достигается при помощи щелей, в которых воздух равномерно
распределяется при входе, образуя и : выходе послойное вытекание.
Кроме описанного способа полгрева воздуха в жаровой трубе
существует несколько устаревших типов подогревателей, ко вс< еще
применяющихся на некоторых транспортных самолетах (ХАИ-1. У-2
Фиг. 149. Подогреватель типа Лоррен.
и др.). Эти подогреватели носят название батарейных- подогревателей
и имеют два основных недостатка:
а) значительные гидравлические потери,
б) не могут обеспечить необходимого подогрева воздуха при
низких температтрах.
Рассмотрим устройство двух типов батарейных подогревателей.
На фиг. 148 показан подогреватель типа Зенит, а на фиг. 149
подогреватель типа Лоррен. Оба подогревателя имеют развитую по-
верхность набора труб (или одной трубы), внутри которых протекают
отработанные газы. Подогреваемый воздух омывает развитую по-
верхность нагретых труб, нагревается и следует затем в карбюратор.
3. Особенности выхлопных устройств некоторых самолетов ГВФ
Выхлопной коллектор самолета ПС-84
Выхлопные коллекторные кольца самолета ПС-84 состоят каждое
из 7 частей, соединенных между собою хомутами, позволяющими
коллектору (фиг. ГО и 151), при нагреве и охлаждении за счет за-
зоров в этих соединениях, компенсировать тепловые деформации.
241
Ф.п. 1'0. Выхлопной коллскюр самолета ПС-84.
Крепление патрубков коллектора к цт.ши ipaM мотора производите
такими же хомутами.
Выхлопная труба коллектора гибко присоединяется к коллек-
тору, так как должно быть обеспечено взаимное перемещение их.
Фиг. 152. Паровой котст в выхлопной трубе
самолета ПС-84.
В выхлопной трубе правого мотора смонтирован паровой котел
системы отопления самолета, состоящий пз 18 трубочек (фиг. 152).
/т По трубочкам про-
Фиг. 153. Выхлопном коллектор самолета ПС-43.
текает во ia, кото-
рая испаряется при
нагреве трубочек
выхло।inыми газами,
омывающими их.
Две жаровые
трубы установлены
внутри кольца и
верхними своими
концами при помо-
щи коротких гибких
шлангов присоеди-
нены к смеси гелю-
удавливателю воз-
духа. Внутри жаро-
вых труб имеют С!
шпильки, установ-
ленные по винтовой
линии для завихре-
ния воздуха с целью
лучшего подогре-
ва его.
Коллекторног
выхлопное кольцо
самолета ПС-84 из-
готовлено из жаро-
упорной с тали ЭЯ1-Т.
Смеситель снабжен
п рсдохранительным
116
клапанов, который открывается при обратном хдаре во всасывающую
систему и предохраняет смеситель и всасывающий патрубок от раз-
рыва, что может произойти при закрывшихся зпелонках смесителя во
время обратного удара.
Выхлопной коллектор самолета ПС-43
Выхлопной коллектор самолета ПС-43 (фиг. 153) состоит из
семи частей, соединенных хомутами Б. Для выхода i азов с правой
стороны кольца имеется растре б Л.С цилиндрами мотора коллектор
соединен патрубками, снабженными
хомутами, обеспечивающими эла-
стичность крепления.
Для подогрева воздуха, по-
ступающею в карбюратор и на
отопление кабины внутри выхлоп-
ного коллектора проходят две жа-
ровые трубы В и Г постоянного
сечения. Обе жаровые грубы па-
трубками соединяются с раструба-
ми, выходящими через дефлекторы
впереди мотора.
Правая (по полете) жаровая
труба В служит исключительно для
подогрева воздуха, идущего в кар-
бюратор. Воздух, нагретый в левой
жаровой трубе, в зависимости от
необходимости может быть направ-
лен пли в карбюратор или на ото-
пление. Для этой цели служит ре-
гулятор. установленный па кол-
лекторе.
Для смешения nai ретого в жа-
ровой трубе и холодного воздуха
служит смеситель (фиг. 154). Через
сопло А, выступающее над капо-
том, поступает холодный воздух,
л нагретый воздух подводится из
жаровых труб к патрубку Б, в ко-
тором размещен регулятор темпе-
ратуры воздуха. Для управления
заслонками регулятора предусмо-
трен рычаг В.
На входном отверстии карбю-
ратора поставлена сетка. На задней
стенке всасывающего патрубка про-
тив входного отверстия в карбю-
ратор сделано окно площадью 46.
Фиг. 14. Смеситель воздуха самолета
ПС-13.
,5 см’2. Окно закрыто заслонкой,
которая прижимается пружиной. В случае обратной вспышки высокое
давление, могущее возникнуть во всасываюпц м натре бке, откроет
заслонку и даст выход газам в это окно,что и предохраняет патрубок
от разрыва при обратной вспышке. Изготовлен выхлопной коллектор
из жароупорной стали ЭЯ1-Т.
247
4. Указания по эксплоатации выхлопных устройств
В эксплоатации необходимо следить за затяжкой гаек соеди-
нений коллекторов и крепления коллекторов к цилиндрам мотора,
за отсутствием трещин в элементах выхлопных коллекторов и про-
писка газов в соединениях, а также иметь в виту возможность про-
горания выхлопных коллекторов пли жаровых тр\б.
248
VII. УПРАВЛЕНИЕ МОТОРОМ И ОБОРУДОВАНИЕМ
МОТОУСТАНОВКИ
Ряд агрегатов оборудования мотоустановки самолетов должен
быть управляем из пилотской кабины как на земле, так и в полете.
Двигатели самолетов нуждаются в управлении газом, наддувом и за-
жиганием.
К числу управляемых агрегатов 1акже относятся:
л) вин гы изменяемого в полете шага,
б) радиаторная установка системы охлаждения,
в) охлаждение радиаторов маслосистем.
г) краны систем питания,
б) капоты мотоустановок,
с) некоторые самопуски.
Таким образом мотоустановка современного самолета имеет
развитую систему управления, разработка которой при проектиро-
вании самолета представляет собою сложную практическую задач}.
Фиг. 155. Сектора у правде ичя
Особенно сложным при разработке оказывается у правление
мотоустановкой многомоторного самолета, где существенное значение,
наряду с другими факторами, приобретают вопросы веса элементов
управления и синхронности управления.
При эксплоатации самолетов особых затру дненип в работе эле-
ментов управления обычно не встречается, но необхо гни тщатель-
ный уход за сочленениями тяг и местами трения.
24!>
Рассмотрим более детально устройство элементов управления
Для управления газом мотора обычно применяют жесткие тяги,
изготовляемые из алюминиевых и стальных трубок, снабженных на
концах регулируемыми наконечниками. Регулируемые наконечники не-
обходимы для изменения длины тяг при монтаже управления.
Привод тя1 управления производится специальными рычагами
устанавливаемыми в кабине пилота.Такие рычаги, обычно называемые
секторами, показаны на фиг 155, где 1 — рычаг нормального газа,
) — рычаг высотноГо корректора и 3— рычаг управления зажиганием.
Сектора устанавливаются на
левом борту пилотской кабины или,
при наличии двойного, рядом рас-
положенного, управления самоле-
том, посредине пилотской кабины
в виде пульта управления. В за-
висимости от конструкции само-
.ета, длина тяг у правления мо-
жет оказаться слишком большой
и потребуется установка переда-
точных рычагов, так называемых
качалок.
Кроме того, установка кача-
лок необходима в тех случаях,
когда движение тя! надо пере гать
под углом. Качалки, показанные на
фиг. 156, креиг.гся хомутами к тру-
бе конструкции самолета и дают
Фиг. 156. Качалки. возможность менять направление
прово тки тяг управления.
Так как жесткие тяги работают из сжатие и растяжение,
то они устанавливаются в направляющих втулках, причем расстояние
между рядом расположенными направляющими втулками берется не
белее 1,5 м. На многомоторных самолетах, где управление, всле гствие
большой длины и большого числа мест трения, может оказаться тя-
желым, все тяги и качалки устанавливаются на шарикоподшипниках.
Пульт управления мотоустановкой самолета ПС-8т показан па
фиг. 157.
Пульт управления представляет собою группу рычагов управ-
ления, смонтированных в коробке, укрепленной на полу к-.бины пи-
лота. Для движения рычат ов в коробке предусмотрены прорези, ко-
торые иногда снабжаются делениями. Для предупреждения самопро-
изволык го передвижения рычагов, установленных на пульте управ-
ления, их снабжают тормозными устройствами.
Кроме жестких тяг находит себе применение тросовое управ-
ление мотором и агрегатами мотоустановок (например, на самолете
ПС-84). Достоинством тросового управления является простота регу-
лировки, дающая возможность легко устранить люфты, возникающие
в эксплоатации.
Управление винтом изменяемого в полете шага сводится к
управлению краном, пе| скрывающим подвод масла в цилиндр винта.
При установке винта постоянных оборотов управление шагом винта
производится путем управления регулятором числа оборотов, авто-
матически устанавливающим необходимый шаг винта.
2.30
При наличии на самолете радиаторной установки (радиатор
в туннеле) должно быть предусмотрено управление выходной щелью
туннеля. С этой целью в кабине пилота \станавлинается небольшой
барабан с намотанным тросом, идущим к ’заслонкам выходной щели
туннеля. Для удобства вращения такие барабаны снабжаются ппур-
Фиг. 157. Пулы хправлении самолета ПС-81.
валом. Для привода заслонок тросы крепятся гли к сискме рычагов,
становлепных на заслонках, или к червячной паре. В последнем
случае при помощи троса вращают червяк, на котором при атом
чередвш астся гайка, связанная с заслонками. Таким же образом ус гра-
вается управление выходной щелью капотов двигателей воздушного
охлаждения. На фиг. 158 показана схема \ правления выходной шолыо
капота мотора на одном из самолетов.
Что касается управления кранами систем питания, то управ-
лением снабжаются как правило т.н дующие краны:
251
а) противопожарный крач бензосистемы, б) нерскрывные краны
бензобаков и маслобаков, в) шунтовые краны водо-масляпых радиа
оров, г) кран аварийно! о слива горючего в полете и аварийного
— лива воды.
Фиг. 156. J правление кивотом самолет:'.
Фаг. 159, Управление кранами.
Управление кранами осуществляется как жесткими рычагами,
гак и тросами. На фиг. 159 показана установка рычагов управления
.игольчатыми кранами типа НАГИ, установленными на корпусе- бензо-
фильтра.
252
VIII. ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
МОТОУСТАНОВОК САМОЛЕТОВ
В подавляющем большинстве случаев пожаров на борту самолет
огонь возникает в области мотоустановок и затем распространяете
при благоприятных условиях, на остальные элементы конструкции
самолета.
Наиболее часто причинами пожара являются следующие:
1. Выхлоп в карбюратор из-за сильного обеднения смеси пли
поломки механизма газораспределения.
2. Воспламенение паров горючего, скопившихся в полостях моте
установки или в области установки баков для горючего и проводки
бензопроводов. Скопление паров горючего является следствием течи
элементов бензосистемы. Воспламенение паров происходит от следуя -
щих источников теплсвой энергии:
а) нагретые поверхности агрегатов мотоустановкн (выхлопнь:
коллектора и др.);
б) электрическая искра в результате плохого контакта в пр<
водке электрооборудования самолета;
в) электрическая искра, вызываемая скоплением статическою
электричества и др.
3. Прострел бензопровода или маслопровода зажигательной
пулей или обыкновенной пулей. В боевой обстановке наиболее ча-
стой причиной пожара является прострел бензобака над уровнем
горючего.
В условиях эксплоатации к пожару па самолете может привести
также небрежная заправка баков горючим, в результате которой про-
литый бензин скопится в низких местах полостей крыльев, капотоз
мотоустановкн и т. д. При этом будет происходить испарение бензина
и образование взрывоопасной смеси его паров с воздухом. Heooxi
димо иметь в виду, что пары бензина в 2,8—3,5 раза тяжелее воз-
духа и, следовательно, будет задерживаться в полостях мотоустановкн.
Причем, если в воздухе будет находиться более 2,4°'О (по Буите) н
юнее 4,9% паров бензина по объему, то смесь наиболее взрывоопасна.
Считается, что за этими пределами воспламенение смеси воздуха и
паров бензина не происходит.
Все полости, где возможно скопление паров бензина, должны
тщательно вентилироваться. При этом плохая вентиляция хуже пол-
ного отсутствия вентиляции, так как она приводит к образованию
смеси воздуха с парами горючего в наиболее опасном соотношении.
Отсюда также ясно, что баки, горючее пз которых слито, весьма
взрывоопасны, так как испарившиеся остатки горючего могут образо-
вать наиболее взрывоопасную смесь.
253
Мероприятия по борьбе с пожарной опасностью на борту само-
лета делятся па две основные группы:
с) профилактические мероприятия, целью которых является
предупредить возникновение огня, а также заблаговременно оградить
от огня наиболее воспламеняемые элементы самолета;
б) мероприятия, применяемые после возникновения огня, целью
которых является локализация пожара, а затем полная ликвидация.
Рассмотрим более подробно эти мероприятия.
1. Профилактические мероприятия
• С целью предупреждения проникновения огня в карбюратор при
выхлопе, всасывающие патрубки моторов снабжают антифлямингами,
назначение которых гасить пламя.
К профилактическим противопожарным мероприятиям относите:
также обеспечение полной герметичности элементов бензосистемы.
Причем особое внимание уделяется вибростойкости соединений трубе
проводов, баков и других элементов, так как в процессе работы они
подвергаются воздействию вибрационных нагрузок, весьма часто нару-
шающих герметичность.
В данном случае мероприятия состоят в применении гибких
трубопроводов, упруюм креплении баков, тщательном креплении
трубопроводов к наиболее нейтральным в смысле вибрации элементам
самолета и т. д. В практике иностранного самолетостроения известны
случаи применения бензопроводов с двойными стенками, увеличиваю-
щими герметичност ь. Горючее проникающее через первую стенку бензо
провода, скопляется между первой и второй стенками и отводите»
обратно в бак. Двойные бензопроводы широкого применения не на
шли из-за своей стожности в изготовлении, монтаже и большого веса
Для предупреждения скопления паров бензина в полостях мото
установок и в полостях, где установлены баки, должна быть преду-
смотрена тщательная вентиляция. Обычно для создания постоянного
вентилирующего потока воздуха через эти полости используют внеш
ний поток, обтекающий самолет.
С этой целью предусматриваются отверстия, через которые воз-
дух нагнетается и отверстия, через которые воздух отсасывается.
Этот нее поток воздуха довольно часто используется для охлаждения
горючего и масла в баках и трубопроводах, что, как известно, необ-
ходимо для нормальной работы систем питания.
‘ » Для локализации пожара, который может возникнуть на мото-
установке, применяют специальные противопожарные перегородки,
изолирующие мотоустановку от частей самолета. Установка противо-
пожарной перегородки на самолете в настоящее время является обя-
зательной, независимо от материала, из которого изготовлен самолет
(металл, дерево). Установка перегородки из листов дюралюминового
сплава считается недопустимой, так как такие перегородки сами заго-
раются при достаточно высоких температурах. В настоящее время
противопожарные перегородки изготовляются из стальных листов.
Конструкция такой перегородки может быть различна. Считается
наиболее правильной конструкцией следующая: перегородка изгото-
вляется из двух стальных листов толщиной 0,3 мм, поставленных
друг от друга на расстоянии 15 см. Пространство между листами
вентилируется проточным воздухом. Иногда это пространство запол-
няется листовым азбестом.
254
Так как чере5 противопожарную перегородку проходят все трубо-
пр< по 1ы и тяги управления к мотору, то должны быть предусмотрены
Фиг. 161. Переходник типа Брею. 1 Гайка.
2. Противопожарная перегородка. 3. Втулка.
4- Обратная втулка. 5. Шайба. 6. Зажимная
Фиг. 160. Противопожарная перегородка самолета ПС-84.
специальные сальниковые переходники т. н. обтюраторы, которые
позволяли бы достаточно надежно
уплотнять трубопровод и тяги, про-
одящие через перегородку. В про-
тивном случае огонь может проник-
нуть с моторного отделения за про-
1 ивопожарную перегородку и весь
смысл установки перегородки те-
ряется.
Примером правильного устрой-
ства противопожарной перегородки
может служить перегородка самолета
'IC-84 (фиг. 160). Изготовлена пере-
ородка из статьных листов. Часть
ютогондолы, где проходит выхлоп-
ая труба, также защищена листами
• ароупорной стали.
Для прохода тру бопроводов и
яг перегородка снабжена группой
среходннков, собранных в одном ме-
ге. На перегородке установлен тер-
юстат маслосистемы и качалки тяг
управления газом мотора. Устройство переходника типа Бриз пока
«но на фиг. 161.
Кроме перечисленных противопожарных профилактических мере
прнятий для предупреждения появления искры в результате
ния статического электричества, производят соединение всех
скоп.те-
частей
самолета и .мотоустановки его электрическими
проводники видны на фиг 160.
С целью локализации огня, возникшего
проводниками.
в
Такие
разобщения карбюратора и бензосистемы,
ные краны, которые устанавливаются в
ближе к карбюратору. Управление этими
пилотской кабины.
карбюраторе,
для
применяют протпвопожар'
бензопроводе как
кранами
2. Средства тушения огня
В виду того, что
на
большинстве
можно
производится
самолетов к
мотиу
стан
из
овке
во время полета доступа нет и, следовательно, исключено примене-
ние переносных огнетушителей, то для тушения пожара на мотоуста-
новке устанавливается огнетушитель стационарного типа.
Различают автоматически действующие огнетушители, приво-
димые в действие пилотом и действующие на смешанном принципе.
Все огнетушители действуют посредством распыления быстро
испаряющихся химических веществ, которые должны отвечать сле-
дующим требованиям:
1. Достаточная эффективность и готовность к щйствшо неза-
висимо от атмосферных условий.
2. Химическая нейтральность относительно материалов, из ко-
торых изготовлены мотор и самолет.
3. При взаимодействии с огнем эти химические вещества вс
должны давать ядовитых соединений (газов, жидкостей и др.).
4. Удельный вес, а также количество вещества, необходимое для
тушения огня, должны быть минимальными.
Наиболее широкие применение для наполнения бортовых огне-
тушителей в настоящее время имеют следующие химические ве-
щества:
а) четыре.ххлористый углерод .... CC1V
б) бромистый метил....................СН.лВг\,
в) \ глекислота......................... СО.,.
Рассмотрим устройство и работу огнетушителей, наполненных
этими веществами.
Огнетушитель ССА
Настоящий огнету шитель авиационного типа является стан-
дартной установкой, широко применяющейся на самолетах в Совет-
ском Союзе. Огнетушитель ССА неавтоматический и приводится
в действие пилотом. Аппарат состоит (фиг. 162) из двух баллонов,
один из которых (меньший), наполненный сжатой углекислотой, уста-
навливается в кабине пилота, а второй (больший), наполненный четы-
рех хлористым углеродом, устанавливается обычно па мотоустановке
вблизи возможных очагов огня.
255
Оба баллона связаны между собою медным трубопроводом, а от
большего баллона к возможным очагам огня идут 5—6 трубочек,
снабженных на концах распылителями.
Давление жидкой углекислоты, заполняющей малый баллон, бы-
вае г от 70 кг см! и выше. Количество углекислоты зависит от емко-
сти баллона и обычно колеблется от 30 до 50 граммов. На баллоне
указывается вес всего баллона с углекислотой (но без головки и
ударннка), вес пустого и количество углекислоты
в баллоне. Таким образом имеется возможность
проверить, путем взвешивания, количество угле-
кислоты, находящейся в баллоне.
Большой баллон находится вод атмосфер-
ным давлением и заполняется чегыреххлористым
углеродом до уровня отверстия, через которое
он ио трубке сообщается с малым баллоном.
Четыреххлористый углерод или тетрахлор-
углерод (СС14) представляет собою бесцветную
жидкость, отличающуюся сравнительно высоким
удельным весом—1,6 г см'. Точка кипения его
76,8° С, а точка замерзания —25 С. Благодаря
сравнительно низкой точке кипения, четыреххло- ф|1Г |6? Oriierjuni
ристый углерод, после распыления, очень быстро * rc.ii> ССА.
испаряется и своими парами, которые в 5,5 раза
тяжелее воздуха, окутывает очаг огня, изолируя его от атмосферы.
Из за недостатка кислорода огонь прекращается.
Для снижения температуры замерзания четыреххлористого угле-
рода к нему добавляют 15% хлоррастворителя, что понижает точку
замерзания до — 45?С.
Отрицательными свойствами СС14 являются: выделение фосгена,
при соприкосновении с огнем вредно действующего на организм че-
ловека и взаимодействие с металлами, приводящее к коррозии.
Концентрация фосгена незначительна и поэтому большого прак-
тического значения не имеет. Что касается коррозии металлических
геталей мотоустановки, то эго обычно приводит к обязательной пе-
реборке мотора после применения огнетушителя ССА.
Огнетушитель приводится в действие следующим образом. После
обнаружения огня в области мотоустановки пилот быстро перекрывает
противопожарный кран бензосистемы и, ударяя рукой по головке
малого баллона, установленного в кабине пилота, разрывает диа-
фрагму малого баллона и этим открывает доступ углекислоте в боль-
шой баллон. Под большим давлением углекислота поступает в боль-
шой баллон и давит на свободную поверхность СС14, выжимая его
к распылителям через трубочку, идущую ко дну баллона. Распыли-
тели устанавливаются у наиболее возможных очагов огня—у карбю-
ратора, бензонасоса, бензофильтра и т. д. Выброс всего запаса четы-
реххлористого углерода происходит за 5—6 секунд.
Для поддержания постоянной готовности огнетушителя ССА
к действию в процессе эксплоатации необходимо не реже одного
раза в месяц выполнять следующее:
1. Проверять наличие углекислоты в баллончике. Проверка про-
изводится взвешиванием. Для взвешивания необходимо снять головку
баллончика с ударником, а после взвешивания поставить обратно, про-
верив довернута ли головка до отказа. Уменьшение заряда угле-
17 Bojkub Г. И.
267
кислоты допускается не более 1 2 граммов. В случае большего
уменьшения баллон должен быть направлен на перезарядку.
2. Проверять запас четыреххлористого углерода в большом бал-
лоне. С этой целью отвернуть трубку, соединяющую большой бал-
лон с \глекислотным баллоном и, слегка наклонив баллон,убедиться,
что четыреххлористый углерод из этого отверстия вытекает. Если
для появления жидкости приходится сильно наклонить баллон, то
это укажет на уменьшение заряда и, следовательно, необходимо до-
лить баллон до отверстия крепления трубки.
3. Проверить состояние трубопроводов огнетушителя, обращая
внимание на отсутствие резких перегибов, трещин и вмятин. Распы-
лители должны содержаться в чистоте и в случае необходимости
периодически промываться.
После применения огнетушителя необходимо:
а) снять мотор и отправить в переборку,
б) все металлические детали оборудования мотоустановкн про-
мыть мыльной водой и тщательно насухо протереть.
Иногда, вместо жидкой углекислоты в качестве агента, приво-
дящего в действие огнетушитель, используют сжатый воздух, при
помощи которого выбрасывают четыреххлористый углерод.
Углекислотный огнетушитель
В этом огнетушителе углекислота используется для ликвидации
огня. Такого типа огнетушитель изготовляется фирмой Люкс в Аме-
рике и некоторыми европейскими фирмами и является одним из луч-
ших типов авиационных огнетушителей.
Жидкая углекислота представляет собой бесцветную жидкость
кипения—78" С. Удельный вес углекислоты меняется в за-
висимости от температуры следующим образом: при
+ 34э С он равен 1,057, а при + 22' С только 0,726 г/см3.
Действует углекислота на огонь так же как и четырех-
хлористый углерод, т. е. путем изоляции огня от кис-
лорода.
Жидкую углекислоту при атмосферных температу-
рах можно содержать только под значительным давле-
нием— 65 -70 атмосфер не ниже. Это требует установки
толстостенных баллонов, имеющих сравнительно большой
вес. Положительными особенностями углекислоты явля-
ются следующие: она не вызывает коррозии, безотказно
работает при любой низкой и высокой температуре и не
вредна для здоровья.
Таким типом огнетушителя снабжены эксплоатирую-
щиеся в СССР самолеты „Дуглас—ДС-3“.
с точкой
Фиг, 163.
Броммсги-
ловый огне-
тушитель.
Бромметиловый огнетушитель
Этот тип огнетушителя обычно выполняется авто-
матически действующим. С этой целью бромметил поме-
щается в тонкостенный сосуд, который в нижней своей
части имеет спринклерную головку (фиг. 163). В месте
сосуда со спринклерной головкой имеется небольшая
придерживающая пробку, не позволяющую бромистому
соединения
пластинка,
метилу выходить наружу.
258
Крепление пластинки ко дну корпуса произведено легкоплавя-
щпмся составом, который плавится при температуре порядка 90 —
10(Г С. При появлении огня состав быстро плавится, пластинка пе-
рестает удерживать пробку и бромметил под небольшим давлением
1х°ДИт наружу. Благодаря низкой температуре кипения (+4° С) бро-
исгый метил быстро переходит в парообразное состояние и изо-
250^еТ огонь от поступления кислорода. Заряд бромметила берется
400 г при удельном весе его 1,732 г'сж8. Отрицательной осо-
- ,1(,остью бромметиловых огнетушителей является способность
Ромистого метила разлагаться при высоких температурах и выделять
17* 259
при этом бромистый водород, который сильно действует на нервную
систему человека. Кроме юго бромметиловые огнетушители
своей зарядки требдют специальных приспособлений и неудовлетво-
рительно работают при низких температура г.
3. Пожарная сигнализация
Иногда с цг,1ЬЮ оповещения пилота о возникновении огня на
могоустановке самолета останавливается сигнализирующее приспо-
собление, в виде электрической системы, показанной на фиг. 164.
Несколько контактов, удерживаемые в разомкнутом с$ стоянии цслу-
лоидными легко воспламеняющимися пластинками, размещаются в зо-
нах возможных очагов огня. От контактов провода идут к лампоч-
кам и источнику питания. Лампочки красного цвета устанавливаются
на приборной доске самолета и зажигаются при появлении тока
в цепи, т. е. в момент, когда переюрит целлулоидная пластинка ка-
кого-либо из контактов и он замкнет электрическую цепь.
На фин 164 показана схема однопроводной сигнализации, при-
менение которой может быть только на метал, нческих самолетах.
На деревянных самолетах устанавливается двухпроводная сигнали-
шзация такого же типа.
2С0
Приложение J
Характеристика радиатора JXf I Характеристика радиатора. Jf-2
7,5 10 15 20 25 30 50 50 75 Vk./cek 5 f,5 10 15 20 25 30 50 50 75 VMfcok.
Фиг. 165. Фиг. 166.
261
Характеристика радиатора №3
Фиг. 169.
Ф1п. 170.
Фиг. 174.
Фиг. 173
Фиг ПГ.
— -
О
л

к>
00

Ьмд.ст.
Фш. 180. Потерн напора в угольнике типа AA|
<1 = 50 .и.и»
180 ?U0 220 2W 260 280 300 320 ЗЪО 360И/л/лшн
Фиг. 182. Потери напора в блоке мотора М-34.
Фиг. 18т. Кривые'потерь напора, / — потери в рубаш-
ках мотора и трубопроводе насоса мотора М-17. 2—
потери в правом блоке;мотора М 100. 3—потери
в левом блоке мотора М-100.
Фиг. 185. Характеристика водяного насоса M-1J0 в зависимости от числа
оборотов.
272
Фиг. 186. Характеристика водяного насоса М-31 в зависимости от числа
оборотов.
18 Г. II
'73
274
БИБЛИОГРАФИЯ
1. Тихонов И. И. „Материалы по расчету гидравлических систем самоле-
юв“. Технические заметки. ЦАГИ. № 192.
2. Demtchcnko В. „L'alimentation cn combustible des moteurs d'aeronautique
par le systenie AM*. Париж. 1937 г.
3. Тихонравов M. К. „Системы питания и смазки авиамоторов на само-
еде". ОНТИ. 1936 г.
4. Тихонравов М. К. „Авиационные баки*. Гос.машметиздат. 1933 г.
э. Лошманов А. Е. „Топливные системы авиадвигателей". Журнал „Техн.
Возд. Флота" № 6. 1936 г.
6. Реферат Орлова П. И. „Проблемы смазки и охлаждения авиадвигателей".
/Куриал „Техн. Возд. Флота" № 6. 1938 г.
7. Орлов П. И. „Современное состояние теории и практики охлаждения
масла в авиации". Журнал „Техн. Возд. Флота" № 4. 1935 г.
8. Николаенко В. Г. „Аэродинамический расчет капотов на моторы воз-
душного охлаждения". Труды ЦАГИ, вын. № 298. 1937 г.
9. Николаенко В. Г. „Аэродинамический расчет систем охлаждения с уче-
том нагрева воздуха". Труды ЦАГИ, вын. № 424. 1939 г.
10. Кос го ч кин В. В. „Гидравлика систем водяного охлаждения авиацион-
ных моторов". Труды ЦАГИ, вын. № 431. 1939 г.
11. Марьямов II. В. „Сопротивление и теплоотдача авиационных радиато-
ров". Труды ЦАГИ, вып. № 280. 1936 г.
12. Марьямов II. В. „Экспериментальное исследование и расчет авиацион-
ных радиаторов". Труды ЦАГИ. Вып. № 367. 1938 г.
13. П о л и к о в с к и й В. И. „Определение оптимальной скорости выхода
выхлопных газов тля скоростного самолета*. Труды ЦАГИ, вып. № 430. 1939 г.
11. 3 а к С, Л. „Охлаждение авиационного мотора этиленгликолем". Труды
НАГИ. вып. № 360. 19'8 г.
15. Лыткин С. Г. „Аэродинамика туннельного радиатора". Труды ЦАГИ,
пыи. № 368. 1938 г.
16. Королев И. П. „К вопросу о подогреве входящего в мотор воздуха".
Гр'ды ЦАГИ, пыи. № 120. 1939 г.
17. Ма ковер С. В. „Исследование накппеудаляющей способности хромпика".
Журнал „Техн. Возд. Флота" № 3. 1939 г.
18 Глаголев II. М. „Теория и динамический расчет инерционного запуска
аппадвигателей". 1938 г,
19. ф о р т у и а т о в II. „Противопожарные самолетные аппараты". Журнал
„Вести. Воз I. Флота" № I. 1938 г.
СО. Щербаков Г. А. „Балансировка воздушных винтов". Журнал „Техн.
Возд. Флота" № 1. 1939 г.
18*
275
9
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр
Предисловие.................... • .....................
I. Бензосистемы самолетов..........................
1. Принципы действии систем................... ..........
Принудительная иодача бензонасосом .......... -
Питание самотеком.............• ........ . • -
Питание иод давлением ... ... • • .....
Смешанный принцип ............ ..........................
? Требования, предъявляемые к бен.чосисгемам ... ....
3. Рабочая схема бензоспстемы..................................
4. Система для ни гания двумя видами горючего........
5. Конструкция элементов бензоспстемы . ...
Авиационные бензиновые баки ... . . . . - Б
Трубопроводы и их соединения.............................
Фильтры бепзосистем ..... . . . . . . 3
Бензиновые насосы . ... ... . 3‘
Ручные помпы ................ . . - •
Краны бензосистем............. ...
6. Расчет бепзосистем самолетов .
Введение в расчет............................ ....
Определение диаметра трубоирово юв . ............... ...
Расчет линии всасывания . . . ......
Расчет линии нагнетания .... . '
Просчет нижней точки..................
Примерный расчет бензоспстемы....... ....................
7. Бензоспстемы самолетов ГВФ и их экептоатационпые особенности
Беилосистема Самолета У-2.......................... ....
П-5 ..................................... ’’
ги тросамо.тета.................................... <'
. самолета ПС-64 .............. 7
ПС-4.3 . . . ......................... 7<
. почтового самолета............................. . . ; • >
8. Оотипе вопросы эксплоатации бепзосистем................
Подготовка бензиновой системы самолета к полету . ... 8-
Монтажная схема бензоспстемы и указания по монтажу 8'
II Маслосистемы самолетов . . ..... 8'
1. Питание авиадвигателей маслом.................. . ....
2. Рабочая схема маслосистемы..................
3. Конструкция элементов маслосистемы ... . .............
Баки маслосистем................................... ....
Маслопроводы, крапы и фильтры............................... -1
Конструкция и особенности радиаторов маслосистем . . -
Термостаты маслосистем . ............. .................
4. Маслосистемы самолетов 1ВФ и их эксплоатапнойные особенности .
Маслосистема самолета У-2 ... ‘О
И 5 .... ..................101
гидросамолета 1”'
самолета ПС-84 ....... . .
Пг -43 . ... 10
почтового . амотета .... ... *6'
Стр.
5. Общие вопросы эксплоатации маслосистем . . . . 110
Заправка маслосистемы .......................... . . Но
Температура и давление масла. . ........... 111
Отстой в маслосистема х................. . . ... Ill
Некоторые причины отказа маслосистем. . . . Ц2
Особенности зимней эксплоатации маслосистем . . . ....... 112
Монтаж маслопроводов.......................................... ИЗ
111. Устройства для охлаждения двигателей. ............... Ill
1 Системы жидкостного охлаждения.................... . . . 115
Рабочая схема системы водяного охлаждения..................... 118
Конт грукция и особенности агрегатов системы охлаждения (насосы;
радиаторы; расширительные бачки и дренажный контур;
тренажные устройства расширительных бачков) . •........... 119
* Расчет системы жидкостного охлаждения авиадвигателей (расчет
радиаторной установки; гидравлический расчет).......... Г25>,
Охлаждение двигателей этиленгликолем . . .... 1-1!)
Количество воды в системе охлаждения............ . 150
Системы жидкостного охлаждения на самолетах ГВФ.............. 151
Эксп шатания систем жидкостного охлаждения (заполнение системы
охлаждающей жидкостью; температурные режимы системы
жидкостного охлаждения; причины выбрасывания воды из
расширительного бачка: борьба с коррозией и образованием
накипи в системах; причины течи элементов системы и их
устранение; особенности ит.мней эксплоатации) . . . 158
2 Капоты твигателей воздушного охлаждения . . . ....... 1Ь>
Капоты самолетов ГВФ (ПС-84, ПС-43)......................... 16(>
Расчет каното^ типа NACA . ........................... 165
IV. Бортовые средства запуска авиадвигателей . ... 176
1. Запуск сжатым воздухом ................................... • 182
2. Бортовой компрессор АК-60.......... . . . ... 185
3. Авиационный компрессор \К-Ю ... 189
I. Бортовой ручной компрессор АКР .»-> . .... 190
5. Инерционный самопуск РИ................................. . 196
6. Пиротехнический самопуск АП-3........................... . 202
7. Сравнитетьиая опенка бортовых средств запуска . ....... 206
V Эксплоатации воздушных винтов . ..... ........... 208
I. '(еревяпные винты . ................................... . 2<>9
2. Металлические виты фиксированного шага ... . 213
3. Винты изменяемого в полете шага и винты-автоматы . . . 216
Окончательный монтаж винта на моторе........................ -23
Запуск, прогрев мотора и подготовка к полету
Подбор углов винта для различных условий полети 224
Уход за винтом во время эксп тоагании.................. . 2’26
4. Общие вопросы эксплоа гании винтов............................ .2’6
Балансировка вштгов............. ........... . 226
Устранение биения винта ............ . ...................... 22"
. Трав теине топасген ........ .... . . 22’1
VI . Отвод отработанных гатов и подогрев воздуха, поступающего
в карбюратор . ... .
1 Выхлопные коллекторы и их расчет . ... . ...........
2. Устройства тля подогрева воздуха, посту пающего в карбюратор . .
3. Особенности выхлопных устройств некоторых самолетов ГВФ . •
Выхлопной коллектор самолет.! ПС-84 ... . . . •
ПС-13............
1. X ка 1.П1П» по акт и । t.ii.iiiiiii выхлопных - тройств . .
Стр.
VII . Управление мотором и оборудованием мотоустановок ............. 240
VIII Противопожарное оборудование мотоустановок самолетов........... 253
1, Профилактические мероприятия................................ 254
2. Средства тушения огня . .................................... 256
Огнетушитель ССА........................................ 256
Углекислотный огнетушитель................................ 236
Бромметиловый „ 258
3. Пожарная сигнализация....................................... 26о
Приложения......................................................... 2(>1
Библиография........................................................ 275
7