Гайдачук А.В., Пода В.Б. Двигатели внутреннего сгорания. Введение в специальность

Подождите немного. Документ загружается.

двигательных установок паровых машин стало уже нецелесообразным,

т. к. к этому времени появились значительно более легкие и более

экономичные поршневые двигатели внутреннего сгорания,

работающие на легком топливе. Изобретение и усовершенствование

легких двигателей внутреннего сгорания в основном было связано с

быстрым развитием автомобилестроения. Однако даже лучшие

образцы автомобильных двигателей не удовлетворяли

разработчиков

самолетов. Требовалось существенно изменять их конструкцию и

использовать более легкие металлы для деталей в целях увеличения

мощности и существенного снижения удельной массы.

Поиски и разработки пригодных для самолетов двигателей,

которые обеспечили бы длительный их полет, продолжались

достаточно долго. Только спустя 21 год после появления первого

самолета с тепловым двигателем, а именно

17 декабря 1903 г.,

совершил свой первый полет продолжительностью 59 с самолет

американских конструкторов и изобретателей братьев Уилбера и

Орвелла Райт, на котором был установлен двигатель

внутреннего сгорания, переделанный с автомобильного. С этой

даты в наиболее развитых странах Европы и Соединенных Штатах

Америки начинается бурное строительство самолетов и двигателей

для них, поэтому эта

дата признается во всем мире датой создания

первого самолета, а братья Райт вошли в историю как создатели

первого в мире самолета.

Следует отметить, что еще до полета самолета братьев Райт,

на котором, как упоминалось выше, был использован переделанный

автомобильный двигатель, начиная с конца XIX века изобретателями

в разных странах был разработан

ряд проектов двигателей

внутреннего сгорания, специально приспособленных для установки на

летательные аппараты. Так, в России в этот период появляются

проекты четырехцилиндрового двигателя механика Ягодзинского и

мощного для того времени двигателя оригинальной конструкции

О.С. Костовича. Двигатель Костовича имел 8 цилиндров водяного

охлаждения, расположенных горизонтально в два ряда – один против

другого (оппозитная схема

двигателя). Этот двигатель был построен и

на испытаниях развивал мощность в 80 л. с. при рекордно малой

удельной массе – около 3 кг/л.с.

Однако изобретателей первых авиационных двигателей в

России постигла та же участь, что и Можайского. Развитие их работ

не поддерживалось ни государственными чиновниками, ни крупными

предпринимателями, которые относились с

недоверием ко всяким

отечественным изобретениям и часто были связаны с иностранным

капиталом.

Несколько раньше первого полета братьев Райт американским

инженером Мэнли для неудачно летавшего самолета «Аэродром»

профессора Лэнгли был создан по сути первый звездообразный

авиационный двигатель, который начали выпускать в 1903 г.

Двигатель имел 5 радиально располагавшихся цилиндров, развивал

мощность 50 л. с. и имел удельную массу 2,4 кг/л.с. Такой низкой

удельной массы изобретатель достиг не только благодаря

оригинальному радиальному размещению цилиндров, но

использованием смешанного охлаждения цилиндров: головки

цилиндров охлаждались водой, а гильзы – воздухом.

В период

1904 – 1914 гг. создание авиационных двигателей как в

России, так и в других странах осуществлялось на различных

заводах, часто не приспособленных для этой цели, по проектам

отдельных конструкторов или изобретателей-одиночек, при

отсутствии опыта. Этим объясняется большое разнообразие

конструктивных схем авиационных двигателей того времени.

Постепенно в результате практической проверки происходил отбор

наиболее

целесообразных схем и конструкций отдельных узлов и

деталей.

Первые образцы авиацион-

ных двигателей строили по

примеру автомобильных с

цилиндрами водяного охлажде-

ния. На рис. 2.12 представлен

усовершенствованный на Рижском

заводе «Мотор» американский

однорядный четырехцилиндро-

вый двигатель водяного

охлаждения мощностью 30 л. с.,

который применялся на самолете

братьев Райт. Однако явная

целесообразность отказаться от

водяного охлаждения и тем

самым заметно снизить

удельную массу двигателя

вскоре привела к быстрому развитию авиационных двигателей с

воздушным охлаждением цилиндров. Тем не менее на заре развития

авиации низкая скорость полета самолетов (40…60 км/ч) не

позволяла надежно охлаждать цилиндры двигателя встречным

потоком воздуха. Это послужило причиной появления так называемых

ротативных

двигателей воздушного охлаждения, т. е. двигателей

с вращающимся блоком звездообразно расположенных цилиндров и

неподвижно закрепленным на моторной раме самолета коленчатым

валом (рис. 2.13).

Ротативные двигатели отличались большим расходом бензина и

громадным расходом смазочного масла – до 50…130 г/(л.с.⋅ч). Это

объясняется тем, что из вращающегося картера невозможно

обеспечить откачку масла для

повторного использования, поэтому

Рис. 2.12. Двигатель «Райт-Рига»,

1908 – 1910 гг.

масло, которое подавалось в

мотор, выбрасывалось затем в

окружающую среду. Такой боль-

шой расход масла не только

существенно удорожал эксплуата-

цию двигателя, но был вреден еще

и тем, что сильно замасливались

свечи зажигания и надежность их

работы значительно снижалась.

Чтобы избежать попадания масла

и выхлопных газов на козырек

кабины и

в глаза летчика, на

самолетах с тянущими винтами

приходилось прибегать к

своеобразной компоновке двига-

тельной установки. Это приводило

к тому, что после полета низ фюзеляжа самолета и его оперение

были покрыты слоем грязного трудносмываемого масла.

Кстати заметим, что для смазки двигателей внутреннего

сгорания в то время применяли достаточно дорогое касторовое

масло, не растворимое в бензине, т. к. очень боялись растворения

минерального масла в бензине.

Главное преимущество ротативного двигателя – малая удельная

масса – по мере роста мощности «стационарных» двигателей

постепенно терялось, т. к. прогресс технологии и совершенствование

конструкции «стационарных» двигателей позволили существенно

снизить их удельную массу. Мощность «стационарных» двигателей к

концу Первой мировой войны (1917 –1918 гг.) достигла 300…400 л. с., в

то время как наибольшая мощность одного из последних таких

ротативных двигателей «Клерже-130», выпускавшихся в Англии и

России, составляла всего лишь 130 л. с. Дело в том, что возможности

увеличения мощности путем увеличения количества оборотов у

ротативных двигателей весьма ограничены.

Увеличению количества оборотов в этих двигателях

препятствовали, главным образом, резкое возрастание нагрузок на

картер двигателя от центробежных сил вращающихся цилиндров и

большие затраты мощности на преодоление воздушного сопротивления

вращающихся цилиндров. Так, у ротативного 9-цилиндрового

двигателя «Рон-120», выпускавшегося во Франции и России с 1916 г.,

при 1200 об/мин эти затраты мощности составляли около 14 – 16%

эффективной мощности (с увеличением количества оборотов они

возрастают примерно пропорционально кубу количества оборотов).

Попытки увеличить мощность ротативного двигателя путем

увеличения количества цилиндров также не увенчались успехом. В

одном ряду трудно расположить больше девяти цилиндров, хотя у

Рис. 2.13. Французский

ротативный двигатель

«Гном-50», 1912 г.

биротативного двигателя «Сименс», о котором речь пойдет ниже, их было

одиннадцать. Двухрядные ротативные двигатели существовали, но они не

нашли широкого применения. В этом случае удваивается не только

мощность, но и гироскопический момент, стремящийся опрокинуть

самолет, т. к. вращающийся мотор представляет собой огромный

маховик. В результате управляемость самолетом заметно усложняется.

В связи с возникшими проблемами по увеличению мощности

ротативных двигателей были сделаны более или менее удачные

попытки распределить частоту вращения ротативных двигателей

между блоком цилиндров и

коленчатым валом. Так появи-

лись авиационные двигатели

биротативной схемы, в кото-

рых цилиндры с картером вра-

щаются в одну сторону, а

коленчатый вал – в другую. В

1909 г. русским изобретателем и

конструктором А. Г. Уфимцевым

были разработаны и созданы

четырех- и шестицилиндровые

звездообразные биротативные

двигатели (рис. 2.14).

Тем не менее единствен-

ным удачным двигателем этого

типа был немецкий однорядный

одиннадцатицилиндровый двигатель «Сименс Sh.З» мощностью

240 л. с., который ставили на появившийся в 1918 г. истребитель

«Сименс-Шукерт Д-VI». У этого двигателя картер с цилиндрами, на

носке которого был укреплен воздушный винт, и коленчатый вал были

связаны между собой шесте-

ренчатой передачей с коническими

шестернями. Это обеспечивало

равенство частот вращения вала и

картера.

В результате совершенство-

вания «стационарных» двигателей,

наличия ограничений в повышении

мощности ротативных и бирота-

тивных двигателей, а также в связи

с возросшими скоростями полета

самолетов с 20-х годов использо-

вались уже исключительно «стаци-

онарные» двигатели. На рис. 2.15

представлен один из «стационар-

ных» звездообразных двигателей

Рис. 2.14. Биротативный двигатель

А.Г. Уфимцева, 1909 г

Рис. 2.15. «Стационарный»

двигатель «Сальмсон» (М-9),

1913 г., 1925 г.

водяного охлаждения мощностью 130 л. с., который производился во

Франции и России и устанавливался на знаменитый российский

самолет И.И. Сикорского «Илья Муромец».

Большой вклад в дело развития авиационного

двигателестроения в России внес выдающийся конструктор и

организатор производства Теодор (Федор Григорьевич) Калеп,

эстонец по национальности. Будучи директором и главным

инженером трансмиссионного завода «Мотор» в Риге в 1909 г. Калеп

существенно улучшил американский четырехцилиндровый двигатель

«Райт» (см. рис. 2.12), подняв его мощность с 30 до 35 л. с. при

1500 об/мин. В конце 1910 г. Калеп создал четырехцилиндровый

двухтактный двигатель своей оригинальной конструкции. Когда в 1911

г. завод приступил к освоению весьма популярных в то время, хотя и

не очень надёжных, французских семицилиндровых ротативных

двигателей «Гном –Омега» («Гном-50») мощностью 50 л. с.

(см. рис. 2.13), Калеп тщательно исследовал причины их поломок и

отказов и существенно улучшил эти двигатели. В частности, он сумел

наладить в России выпуск качественной стали для валов и шатунов,

жаростойкой стали для выхлопных клапанов, которые у французов

часто деформировались и ломались, заменил чугунные поршни

алюминиевыми, усовершенствовал карбюратор двигателя для работы

на пониженных оборотах зимой (зимняя эксплуатация французских

двигателей была практически невозможна). В итоге были увеличены

мощность двигателей (на базе 50-сильных «Гномов-50» были

созданы его модификации мощностью 60, 80 и 100 л. с.) и ресурс

работы до 50 часов, в то время как французские «Гномы» редко

дорабатывали без поломок 15 – 20 часов. Модификация двигателя

«Гном-50» мощностью 85 л. с. под маркой «Калеп-80» в период

Первой мировой войны выпускалась заводом «Мотор» в количествах

30 – 40 двигателей в месяц и пользовалась большим спросом.

Наиболее важной причиной к бурному развитию авиационной

промышленности, в том числе и авиадвигателестроению, которое

началось в 1912 – 1914 гг., стало признание в наиболее развитых

странах мира военного значения авиации. Это привело к созданию в

этих странах постоянных коллективов конструкторов,

производственников и эксплуатационников, переоснащению целого

ряда заводов и более мелких предприятий для целенаправленного

производства самолетов и двигателей к ним. На Украине в городе

Александровск, ныне Запорожье, в период Первой мировой войны

был построен завод для изготовления авиационных двигателей,

известный сегодня как «Мотор-Сич».

В результате накопленного за период с 1912 по 1918 гг.

эксплутационного и производственного опыта определились

наиболее целесообразные типы авиационных двигателей и наиболее

совершенные конструкции их узлов, деталей и агрегатов. Так, в части

компоновочных схем в последующие годы небольшими сериями

продолжали выпускаться двигатели разных схем: четырехрядные

X-образные, трехрядные W-образные, двухрядные V-образные

(рис. 2.16, 2.17) и т. д. (см. разд. 3). Но наибольшее применение в

авиации нашли только две схемы двигателей: однорядные водяного

охлаждения и звездообразные воздушного охлаждения.

Из четырехтактных и двухтактных бензиновых двигателей и

двигателей с самовоспламенением (дизелей) в подавляющем

большинстве случаев в авиации нашли применение только

четырехтактные бензиновые карбюраторные двигатели и двигатели с

непосредственным впрыском бензина в цилиндры. Авиационные

двухтактные дизели имели очень ограниченное применение. В

основном они начали выпускаться с 1935 – 1937 гг. в Германии и

СССР мощностью 600…1900 л. с. как двигатели для штурмовиков,

дальних и тяжелых бомбардировщиков. Главная причина того, что

дизели так и не нашли своего широкого применения в авиации, –

большая их удельная масса (1…0,9 кг/л.с., в то время как у лучших

образцов бензиновых двигателей 0,7…0,5 кг/л.с.). Это объясняется

высокими давлениями в их цилиндрах и необходимостью из-за этого

увеличивать массы деталей двигателя для обеспечения требуемой их

прочности. Кроме того, как показал опыт эксплуатации авиационных

дизелей, в случае их остановки в полете повторный запуск

осуществить тяжелее, чем бензинового двигателя, из-за низкой

температуры забортного воздуха.

В заключение следует отметить основную особенность

авиационных поршневых двигателей последующих поколений,

Рис. 2.16. V-образный

12-цилиндровый

американский двигатель

«Либерти-400» (М-5),

1916 – 1917 гг.

Рис. 2.17. W-образный

18-цилиндровый двигатель

М-18 разработки завода

«Икар»,

1925 г.

которая отличала их от автомобильных, – наличие приводимого от

коленчатого вала центробежного нагнетателя, сжимающего

подаваемый в цилиндры воздух, или независимого турбокомпрессора,

или того и другого вместе. Как уже говорилось в предыдущем

подразделе при ознакомлении с комбинированными двигателями,

наличие воздушного компрессора в авиационном двигателе

необходимо для компенсации снижения плотности воздуха с высотой.

Впервые такой авиационный двигатель «Либерти» с

турбокомпрессором был испытан в 1918 г. Но только лишь в конце

20-х начале 30-х годов прошлого столетия, когда безнаддувные

двигатели первого поколения уже не могли обеспечить достижения

желаемой высоты полета самолетов, на авиационных двигателях

начали устанавливать вначале приводные центробежные

нагнетатели (ПЦН), а затем уже и турбокомпрессоры.

2.8. Жидкостные ракетные двигатели

Жидкостные ракетные двигатели возникли в результате

стремления изобретателей использовать реактивный принцип

передвижения по воздуху летательных аппаратов типа аэропланов и,

главным образом, для возможности перемещения в безвоздушном

космическом пространстве. Кроме того, их возникновение также было

связано с поисками новых, более эффективных источников энергии

для ракетного двигателя, чем твердые топлива.

Одним из первых достойных внимания проектов жидкостного

ракетного двигателя можно считать проект С. С. Неждановского,

который еще в начале 80-х годов XIX в. предложил схему ракетного

двигателя на жидком двухкомпонентном топливе. В качестве горючего

Неждановский предлагал использовать жидкие углеводороды, а в

качестве окислителя – азотную кислоту или окислы азота. Следует

отметить, такое топливо успешно применяется и в современных ЖРД.

В этот период появляется и ряд других проектов ракетных

двигателей, использующих жидкие топлива. Но основным стимулом,

вызвавшим интерес к практическим разработкам ЖРД, стали работы

Константина Эдуардовича Циолковского, в которых, как уже

говорилось, впервые была научно обоснована возможность

применения ракетных двигателей для перемещения в космическом

пространстве. В 1897 г. им была выведена широко известная

формула, носящая сегодня его имя. Эта формула устанавливала

зависимость между скоростью полета ракеты V

max

в безвоздушном и

бессиловом пространстве и скоростью истечения продуктов сгорания

из ракетного двигателя W

, а также между массой топлива М

массой конструкции ракеты М

⎟

⎠

⎞

⎜

⎝

⎛

amax

lnWV 1

Сразу заметим, что скорость W

для расчетного режима работы

двигателя, когда давление продуктов сгорания на срезе сопла

равняется давлению окружающей среды, равна такому

наиважнейшему показателю ракетного двигателя как его удельный

импульс, или удельная тяга,

уд



где Р – тяга двигателя,



– массовый расход топлива, кг / с.

Выведенная Циолковским формула наглядно показывала, что

для достижения высоких скоростей полета ракеты в ракетном

двигателе необходимо применять высокоэнергетичные топлива,

продукты сгорания которых обладают большими скоростями

истечения из сопловой части двигателя. Это побудило изобретателей

ракетных двигателей к поиску таких новых видов ракетных топлив.

Уже в то время отдельные изобретатели начинают приходить к

выводу, что жидкие топлива по сравнению с твердыми выделяют

бóльшее количество тепловой энергии (обладают бóльшей

теплотворной способностью) и позволяют получать более высокие

скорости полета и бóльшие значения тяги двигателя.

Так, уже в 1903 г., исходя именно из этих соображений,

Циолковский предложил в качестве окислителя топлива для

двигателя космической ракеты использовать жидкий кислород, а в

качестве горючих – различные жидкие углеводороды, например

керосин, или жидкий водород

(рис. 2.18). При этом он тео-

ретически рассчитал значение

идеальной скорости истечения

продуктов сгорания такого наи-

более энергоемкого топлива,

как «жидкий кислород + жидкий

водород», которое составило

5700 м / с. Впоследствии этот

же вид топлива рассматривали

и такие пионеры ракетной тех-

ники, как Р. Годдард (1907 –

1909 гг.), Г. Оберт (1912 г.,

1923 г.), Ю. В. Кондратюк (1917 –

1919 гг.), Ф. А. Цандер (1923 г.) и

другие исследователи. Но ис-

Рис. 2.18. Проекты жидкостных

космических ракет

К.Э. Циолковского, 1903 г.

Жидкий

углеводород

Жидкий

кислород

Люди,

аппараты

Жидкий

водород

Жидкий

кислород

Люди,

аппараты

пользование такого топлива в тот период было связано с большими

эксплуатационными трудностями, а производство жидкого водорода в

достаточных количествах вообще еще отсутствовало. Поэтому в ряде

проектов жидкостных ракетных двигателей их авторы

останавливались на менее калорийных, но более безопасных и

доступных компонентах топлива, заменяя жидкий водород другими

горючими, такими, как спирт, бензин, керосин и т. п. Широкое

применение топлива «жидкий кислород + жидкий водород» для ракет-

носителей космических объектов стало возможным только начиная с

70-х годов XX в.

Под влиянием работ Циолковского, Годдарда, Оберта,

Кондратюка, теоретически обосновавших возможность космических

полетов с помощью ракетных двигателей, в начале XX в. резко возрос

интерес исследователей к разработкам ракетных двигателей для

осуществления таких полетов. Однако противоречие между высоким

уровнем теоретической разработки космических полетов и низкими

практическими возможностями техники того времени привело к тому,

что уже к началу 30-х годов довольно четко наметился переход от

космической направленности исследований к более «приземленным»

прикладным исследованиям, направленным на решение конкретных

задач, стоявших перед ракетной техникой. Именно в этот период в

разработку проблем ракетной техники включаются большие

коллективы исследователей, которых можно отнести ко второму

поколению пионеров ракетной техники и которым принадлежит

основная заслуга по созданию первых двигателей нового типа на

жидких топливах.

Приоритет по созданию первого работающего жидкостного

ракетного двигателя принадлежит американскому ученому

Роберту Годдарду. В 1921 г. после длительного периода работ с

твердотопливными двигателями Годдард переходит к экспериментам

с ЖРД, используя в качестве окислителя жидкий кислород, а в

качестве горючего различные углеводороды. Первый стендовый

запуск ЖРД, который имел насосную систему подачи компонентов

топлива в камеру сгорания, состоялся в марте 1922 г. Но создание

небольшой ракеты, использующей такой ЖРД с насосной системой

подачи топлива, привело к неудаче. Поэтому Годдард решает

перейти к конструированию простейшей ракеты с вытеснительной

системой подачи топлива. Успешный полет такой ракеты – первой в

мире на жидком топливе «жидкий кислород + бензин» – состоялся

16 марта 1926 г. в местечке Обурне (штат Массачусетс) (рис. 2.19).

Ракета со стартовым весом 4,2 кг достигла высоты 12,5 м и пролетела

56 м. В июне 1929 г. Годдард впервые осуществляет запуск

жидкостной ракеты с приборами и фотокамерой на борту (стартовая

масса ракеты 25,7 кг, высота полета 28 м). А уже в декабре 1930 г. его

ракета длиной 3,4 м и с ЖРД массой 21 кг достигает высоты около

600 м и развивает скорость порядка 800 км / ч.

В 1929 г. к разработкам и экспериментальным исследованиям

ракетных двигателей на жидком топливе, предназначенных для

бескрылой и крылатой ракет, приступает немецкий ученый и

экспериментатор Герман Оберт. 23 июля 1930 г. его

жидкостный ракетный двигатель «Кегельдюзе» (рис. 2.20)

проработал 90 с на жидком кислороде и бензине и развил тягу 70 Н.

Шланг

наземного

баллона

Бак с

бензином

Бак с жидким

кислородом

Трубки подачи

компонентов

Камера

сгорания

Пирозапал

Рис. 2.19. Первая в мире жидкостная ракета на стартовой

позиции с ее автором Р. Годдардом 16.03.1926 г.

(справа – схема ракеты)

Рис. 2.20. Схемы (слева направо) камер сгорания ЖРД

«Кегельдюзе» Г. Оберта (1929 – 1930 гг.), Валье – Риделя –

Рудольфа (1929 – 1930 гг.) и жидкостной ракеты Хюккеля –

Винклера HWR-2 (1932 г.)