Воздухоплавательные двигатели

Воздухоплавательные двигатели

ВОЗДУХОПЛАВАТЕЛЬНЫЕ ДВИГАТЕЛИ являются источником механической энергии для приведения в движение летательных аппаратов легче воздуха - дирижаблей. В своих основных чертах воздухоплавательные двигатели сходны с авиационными двигателями как в смысле предъявляемых к ним требований, так и в способах их конструктивного разрешения. Подобно авиационным, воздухоплавательные двигатели должны обладать минимальным весом на единицу мощности, экономичностью в расходе горючего и надежностью в работе. Нормальный современный воздухоплавательный двигатель представляет собой быстроходный двигатель внутреннего сгорания, работающий на карбюрированной смеси воздуха и какого-либо легко испаряющегося жидкого топлива (бензина, бензола и др.). На дирижаблях малого размера, предназначенных для непродолжительных перелетов, могут устанавливаться обычные авиационные двигатели. На больших дирижаблях, рассчитанных на длительные полеты, более выгодно и удобно устанавливать специальные двигатели, т. к. условия работы и требования, предъявляемые к силовой установке для большого дирижабля, несколько отличаются от таковых для самолета. Ниже приведены факторы, обусловливающие тип и конструкцию силовой установки большого дирижабля.

Вес воздухоплавательного двигателя. Увеличение веса воздухоплавательного двигателя на единицу мощности не влияет так заметно на полетные качества дирижабля, как увеличение веса авиационного мотора на лётные свойства самолета. Вес моторных установок большого дирижабля по отношению к общему полетному весу корабля меньше, чем вес моторных установок самолета. Вес последних с водой, трубопроводами, баками, винтами и прочими приспособлениями составляет в среднем 30% от полетного веса аппарата, вес же моторных установок дирижабля - 14% от общего полетного веса последнего (взято по данным ZR3). Поэтому вполне допустимо некоторое утяжеление воздухоплавательных двигателей в целях повышения надежности их работы и удобств эксплуатации. За счет увеличения веса воздухоплавательных двигателей повышают надежность отдельных деталей двигателя, применяя конструкции более тяжелые, но более простые в эксплуатации; двигатель снабжают дополнительными механизмами, необходимыми при полете на дирижабле (реверсорами, пусковыми приспособлениями, регуляторами скорости вращения и другими). Вес современных воздухоплавательных двигателей на 1 л. с. колеблется от 1,2 до 2,5 кг.

Надежность в работе. Существеннейшее значение при длительных перелетах приобретают: полная надежность работы воздухоплавательного двигателя, простота ухода и наблюдения за ним, простота разборки и сборки, легкий доступ к существенным деталям с целью их исправления, в случае надобности, средствами экипажа корабля, не прерывая полета. С этой целью, например, воздухоплавательные двигатели имеют преимущественно нижнее распределение, позволяющее быстро производить съемку и разборку отдельных цилиндров (ремонт или замена поршней, поршневых колец, клапанов, пружин и т. д.). Вспомогательные механизмы двигателя (магнето, насосы, карбюраторы) располагают в местах, доступных для осмотра и исправления (фиг. 1).

Вспомогательные механизмы двигателя (магнето, насосы, карбюраторы) располагают в местах, доступных для осмотра и исправления

Применяются автоматические регуляторы, дросселирующие мотор в случае превышения допустимого числа оборотов или в случае падения давления масла (Райт, Паккард, Санбим).

Вспомогательные устройства, связанные с управлением дирижабля. Для удобства маневрирования больших кораблей в полете иногда бывает необходимо располагать силой тяги, действующей против движения корабля. Для этого воздухоплавательные двигатели снабжают приспособлением для перемены направления вращения воздушного винта, которое является частью конструкции воздухоплавательного двигателя или представляет собою самостоятельный механизм. Иногда, не меняя направления вращения винта, меняют лишь наклон лопастей т. о., чтобы при том же направлении вращения тяга получала направление, обратное нормальному. Для обеспечения возможности надежного пуска воздухоплавательных двигателей применяются пусковые приспособления: 1) сжатым  воздухом (Майбах VL1), 2) с помощью засасывания смеси в цилиндры особым ручным насосом и зажигания ее от пускового магнето (Майбах 300), 3) ручные стартеры. Возможны и другие системы пусковых приспособлений, применяемые в авиации: электрические и от вспомогательного бензинового мотора с воздушным компрессором (Бристоль) и др.

Для сохранения статического равновесия дирижабля в полете, по мере расходования жидкого топлива, приходится выпускать подъемный газ. При продолжительных перелетах количество газа, которое необходимо выпустить для сохранения равновесия, очень велико. Так, современный дирижабль емкостью 142000 м3 требует на перелет Лондон - Египет 25000 кг топлива; для сохранения равновесия требуется выпустить 23000 м3 водорода. Одним из способов устранения излишней траты подъемного газа является конденсация воды из отходящих газов моторов. При сгорании 1 кг топлива образуется 1,17—1,35 кг водяных паров. Количество же паров, конденсируемых с 1 кг топлива, обусловливается: 1) температурой, до которой м. б. охлаждены отходящие газы мотора (температуры газа, покидающего холодильник), и 2) влажностью и температурой окружающей среды. На фиг. 2 даны: количество тепла, которое должно быть отнято конденсатором для охлаждения отходящих газов от 900° до различных температур в % от тепла, отнимаемого при охлаждении до 0° (кривая Q); количество водяных паров (на 1 кг сожженного топлива), которое при этом конденсируется в воду, представлено кривой W.

Vozduchoplav dvigateli 2

Кривая S дает величины, пропорционально поверхностям конденсатора, необходимым для охлаждения газов от 900° до различных температур. Из диаграммы видно, что газы необходимо охлаждать до возможно более низкой температуры, что связано с резким увеличением потребной поверхности охлаждения конденсатора. Лишь 23% от общей охлаждающей поверхности конденсатора, необходимой для охлаждения газов до температуры, на 10° превосходящей температуру окружающей среды, содержат газы с температурой выше 100°. Влияние атмосферных условий на количество сконденсированных паров, видно из следующего (для высоты 1500 м):

Vozduchoplav dvigateli 3

В виду больших затруднений в получении достаточно легкого и компактного конденсационного устройства этот способ сохранения постоянства веса дирижабля до настоящего времени не вышел из стадии испытания.

Применение газообразного топлива. Подобно конденсации паров, применение газообразного топлива имеет целью сохранение статического равновесия дирижабля при продолжительных полетах. Для этого необходимо, по мере расходования жидкого топлива, сжигать подъемный газ, поддерживавший израсходованное топливо (например, на 1 кг сожженного бензина необходимо сжечь 0,11—0,14 кг водорода) или применять только газообразное топливо одинакового с воздухом удельного веса, чтобы, по мере расходования топлива, статическое равновесие дирижабля не нарушалось. Общее количество тепловой энергии b Cal/м3 подъемного газа слагается из: 1) тепловой энергии жидкого топлива, несомого 1 м3 подъемного газа: γ0(1—Δ)h Cal/м3; 2) тепловой энергии h' самого подъемного газа (если последний используется как горючее для мотора); следовательно, b = γ0­(1—Δ)h+h', где γ0 - плотность воздуха в кг/м3, Δ - плотность подъемного газа относительно воздуха (при одинаковых внешних условиях), h - низшая теплотворная способность 1 кг жидкого топлива, h' - низшая теплотворная способность 1 м3 подъемного газа. Требуемая для подъема данного количества тепловой энергии доля общего объема дирижабля будет тем меньше, чем больше величина b. В табл. 1 даны величины b для различных комбинаций топлив и подъемных газов.

Количество тепловой энергии подъемного газа

Как видно из таблицы, при сжигании водорода количество тепловой энергии, несомое 1 м3, увеличивается на 20%. Опыты по использованию в качестве топлива для двигателя водорода совместно с жидким топливом, произведенные на тихоходном нефтяном бескомпрессорном двигателе Кросслей, дали следующие результаты: 1) с добавлением газа к жидкому топливу двигатель начинает работать более ровно, чем без добавления; 2) с увеличением количества газа, прибавляемого к топливу (газ добавлялся в количестве от 0 до 14% отвеса жидкого топлива), эффективный КПД двигателя несколько уменьшается, что объясняется уменьшением скорости сгорания смеси.

Кривые изменения КПД двигателя

На фиг. 3 даны кривые изменения КПД двигателя, при разных количествах добавляемого водорода, для трех различных нагрузок двигателя: 53,4; 39,4; 24,4 л. с. при постоянном числе оборотов. Очень выгодно пользоваться газообразным топливом, удельный вес которого относительно воздуха равен 1, при условии достаточно высокой теплотворной способности. Смешивая в известной пропорции легкие и тяжелые газообразные углеводороды, можно получить горючий газ, одной с воздухом плотности и по теплотворной способности на 1 м3 (b = 14000) не уступающий бензину (b = 11500) или бензину + водород (b = 13860). Если вместо водорода, использованного для жидкого топлива, заполнить тот же объем газообразным углеводородом с γ = 1, то, по мере расходования газа мотором, вес дирижабля не будет меняться, количество же тепловой энергии дирижабля увеличится в отношении 14000/11500 = 1,22. В настоящее время газообразное горючее начинает находить применение на новейших дирижаблях (ZR 127 в Германии).

Экономичность. Большую роль играет экономичность воздухоплавательных двигателей в расходе топлива, так как при длительных перелетах вес горючего на дирижабле составляет значительную долю общей полезной нагрузки (50% и выше против 25—30% на самолете). Для повышения экономичности иногда прибегают к повышению степени сжатия двигателя (см. табл. 2, двигатели: Майбах, Райт, Паккард).

Воздухоплавательные двигатели

Чтобы избегнуть при этом детонации и чрезмерных нагрузок на детали, двигатель у земли дросселируется до получения допустимых величин давлений. Полное открытие дросселя допускается лишь на некоторой высоте. В виду того, что рабочие обороты двигателя на дирижабле, в зависимости от режима полета, могут меняться от 0 до максимально допустимой величины, желательно сохранять экономичность в широких пределах изменения числа оборотов. В виду значительно большей экономичности двигателей тяжелого топлива применение их очень выгодно, тем более, что сравнительно большой вес их имеет второстепенное значение в воздухоплавании.

Существующие конструкции воздухоплавательных двигателей. Двигатель германской фирмы Майбах Mb IVa мощностью 260/300 л. с. является наиболее распространенным воздухоплавательным двигателем (фиг. 4); построен в 1916—17 гг.; употреблялся на всех германских дирижаблях Цеппелина во время империалистической войны.

Двигатель германской фирмы Майбах Mb IVa

Двигатель приспособлен к полету на больших высотах; размеры деталей и трущихся частей кривошипного механизма рассчитаны так, что продолжительная работа двигателя при полном открытии дросселя допускается лишь на высоте 1500—2000 м (наружное давление около 0,85 Atm). Двигатель имеет размеры цилиндров, несколько увеличенные по сравнению с нормальным двигателем той же мощности и скорости вращения вала. Данные двигателя приведены в табл. 2. Цилиндры двигателя состоят из стальной гильзы с чугунной головкой, ввернутой внутрь гильзы. Водяные рубашки - стальные точеные - навернуты вверху на чугунную головку цилиндра; внизу рубашки соединены с гильзой цилиндра при помощи специального уплотнения - резинового кольца, зажатого гайкой между двух стальных колец. Поршни, первоначально чугунные, были позднее заменены алюминиевыми. Шатуны, квадратного сечения, имеют внутри сверление, в которое вставлена трубка, подающая масло из нижней головки шатуна в верхнюю. Материал шатуна - хромоникелевая сталь. Цилиндр имеет по 2 впускных и по 2 выпускных клапана. Материал впускных клапанов - сталь состава: 0,53% С, 0,30% Si, 0,48% Мn, 4,01% Ni, 0,51% Сг; состав стали выпускных клапанов: 0,1% С, 0,      20% Si, 0,26% Мn, 3,62% Ni, 1,16% Сr; коленчатый вал стальной (0,31% С, 0,31% Si, 4,01% Ni, 0,83% Сr); картеры алюминиевые. Управление клапанами - при посредстве коромысел и толкачей от двух распределительных валиков (один для впускных, другой для выпускных клапанов), расположенных по обе стороны от цилиндра в верхней половине картера. Карбюратор (фиг. 5) - специальной конструкции, обусловленной требованиями пожарной безопасности на дирижабле и возможностью регулировать состав смеси в широких пределах изменения оборотов двигателя и высоты полета.

Карбюратор

Горючее через калибрированное отверстие В подается в резервуар А, где с помощью сливной трубки сохраняется постоянство уровня. Из резервуара А горючее подается под постоянным напором в резервуар D. Уровень в последнем постоянный, достигаемый сливной трубкой. Количество топлива, проходящего через жиклер Н, регулируется лишь разрежением над последним. Рычаги, регулирующие открытие дросселя J, жиклера Н и воздушной заслонки К, соединены между собой так, что получается нужный состав смеси на разных режимах. При подобной конструкции карбюратора не может произойти переливания и скопления излишков топлива во всасывающих трубах вследствие неисправности поплавка или иглы нормального карбюратора, чем уменьшается опасность пожара при обратных выхлопах. Схема пускового приспособления дана на фиг. 6.

Схема пускового приспособления

При передвижении рычага А заслонка В закрывает выход из выхлопного сборника в атмосферу. Одновременно поднимаются впускные и выпускные клапаны.

Ручным воздушным насосом С, соединенным с выхлопным сборником, смесь засасывается через карбюратор в цилиндры. Рычаг А ставится в исходное положение, и смесь зажигается от пускового магнето. На фиг. 7 даны кривые изменения мощности мотора Майбах с высотой, при различных числах оборотов.

Кривые изменения мощности мотора Майбах с высотой

Дроссель карбюратора устанавливается так, чтобы мотор давал наибольшую мощность. Полное открытие дросселя - около высоты 4000 м. На фиг. 8 даны отношения мощностей на разных высотах (в м) к мощности у земли (л. с./л. с.0) для авиационного мотора Либерти и для двигателя Майбах  260 л. с. (последний при 1400 об/мин). Как видно из фиг., падение мощности мотора Майбах менее резкое, чем у мотора Либерти, что объясняется значительным дросселированием первого у земли и постепенным открытием дросселя с подъемом на высоту.

Vozduchoplav dvigateli 11

Новейшей конструкцией воздухоплавательного двигателя является двигатель фирмы Майбах мощностью 420 л. с., установленный на дирижабле LZ 126 (ZR 3), перелетевшем Атлантический океан, и на вновь строящемся LZ 127. Данные мотора приведены в табл. 2. Общий вид дан на фиг. 9.

Воздухоплавательный двигатель фирмы Майбах

Мотор развивает до высоты 400 м 420 л. с. при 1400 об/мин. Расход топлива на силу с помощью специального карбюратора сохраняется постоянным как на полной мощности, так и при дросселировании. Каждый цилиндр имеет два выпускных клапана, один впускной и клапан А для пуска в ход сжатым воздухом с предохранителем против резких повышений давлений в цилиндре. Вес мотора с пусковым компрессором 1060 кг. Мотор имеет приспособления для перемены направления вращения в кратчайший промежуток времени (важно для маневрирования).

Сдросселировав мотор и уменьшив опережение зажигания, передвигают вдоль оси кулачковый вал, расположенный между рядами цилиндров. Последнее нельзя осуществить, не сдросселировав мотора. Распределение мотора - нижнее от общего кулачкового вала, имеющего также кулачки для обратного хода. Карбюраторов четыре, конструкции, подобной описанной выше. Пуск сжатым воздухом - из баллона. В баллоны воздух подается двухступенчатым поршневым компрессором В, сидящим на конце вала мотора и сжимающим воздух до 30 кг/см2. Распределитель воздуха между цилиндрами состоит из 12 расположенных звездообразно клапанов С, которые приводятся в действие кулачком, сидящим на конце кулачкового вала мотора (фиг. 9).

Воздухоплавательные двигатели, работающие на тяжелом топливе, имеют большое значение для воздухоплавания по следующим причинам: 1) применение тяжелого топлива (нефти), более трудно воспламеняющегося, чем легкие горючие (бензин, бензол и другие), уменьшает опасность пожара и взрыва; 2) благодаря низкой стоимости тяжелых сортов топлива уменьшаются затраты на горючее, что важно при коммерческой эксплуатации воздухоплавательных двигателей; 3) вследствие большей экономичности двигателей с впрыском тяжелого топлива уменьшается вес расходуемого горючего, за счет чего м. б. увеличен полезный груз. Экономия в расходе горючего имеет огромное значение при продолжительных полетах (1—2 суток), когда вес горючего составляет до 50% от фактической подъемной силы дирижабля. Быстроходные двигатели тяжелого топлива в настоящее время обладают еще значительным весом на силу (2—10 кг/л. с., однако уже существуют отдельные конструкции, еще не вышедшие из стадии испытаний, вес которых на 1 л. с. достаточно низок, чтобы удовлетворить требованиям, предъявляемым к воздухоплавательным двигателям, но установленных и работающих на дирижаблях в настоящий момент не имеется.

Конструкции воздухоплавательных двигателей, предназначающиеся или пригодные к установке на дирижабли, можно подразделить на следующие группы: 1) четырехтактные двигатели с воздушным компрессором для впрыска топлива в цилиндр, 2) четырехтактные бескомпрессорные двигатели, 3) двухтактные двигатели. Примером воздухоплавательного двигателя первой группы является, двигатель Майбах-Цеппелин (фиг. 1). Двигатель имеет 6 цилиндров в ряд, мощность - 150 л. с. при 1300 об/мин. Система для впрыска топлива в цилиндр состоит из: трехступенчатого поршневого воздушного компрессора, форсунок закрытого типа, помещенных в боковой стенке цилиндров и управляемых общим для всех цилиндров кулачковым валом. Вес двигателя 1190 кг, т. е. около 7,9 кг/л. с.; большой вес объясняется применением чугуна и других тяжелых металлов для основных деталей (картеров, цилиндров и пр.); применяя легкие металлы, можно значительно понизить вес двигателя. Ко второй группе м. б. отнесен двигатель Бердмор Торнадо I, мощность которого: номинальная 650 л. с. при 1000 об/мин и максимальная 720 л. с. при 1100 об/мин, вес двигателя 1365 кг, т. е. 2,1—1,9 кг/л. с.; данные приведены в табл. 2. Этот двигатель является видоизмененной конструкцией тепловозного двигателя той же фирмы; последний имеет мощность 400 л. с. при 750 об/мин и весе 2250 кг (5,6 кг/л. с.). Двигатель бескомпрессорный. Подача горючего в цилиндр производится насосом (фиг. 10).

Подача горючего в цилиндр производится насосом

Применением добавочного плунжера (а), резко прерывающего сообщение между пространством (b) над главным плунжером (с) и резервуаром для топлива в момент максимальной скорости главного плунжера насоса, достигается хорошее распыливание топлива и устраняется подтекание в конце впрыска.

Двигатель Attendu

Примером двухтактного двигателя может служить двигатель Attendu (фиг. 11). Этот двигатель, имеющий два цилиндра, расположенных в ряд, развивает мощность 85 л. с. при 1620 об/мин. Вес его 1,65 кг/л. с. Топливо впрыскивается в цилиндр без сжатого воздуха, с помощью насоса для горючего и форсунки. Сбоку двигателя помещен короткоходный поршневой компрессор двойного действия, с большим диаметром поршня (а), предназначенный для продувки цилиндров. Система продувки цилиндра - прямоточная: впускной клапан (b) помещен в головке цилиндра, выхлопные окна (с) - в нижней части цилиндра. Клапаны (d), по два на каждый цилиндр, служат для регулировки постоянства давления в конце хода сжатия путем изменения момента их закрытия во время хода поршня вверх.

Следует ожидать, что в будущем двигатели тяжелого топлива найдут широкое применение в воздухоплавании.

 

Источник: Мартенс. Техническая энциклопедия. Том 4 - 1928 г.