ОБЩИЕ ЗАВИСИМОСТИ МОЩНОСТИ ПОРШНЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ С ПЦН ОТ ДАВЛЕНИЯ НАДДУВА И ТЕМПЕРАТУРЫ НА ВСАСЫВАНИИ

На фиг. 7. 3 приведена типичная сетка характеристик двига­теля с приводным центробежным нагнетателем (ПЦН) для стан­дартных условий. В левой части этого графика приведена зави­симость эффективной мощности двигателя Ne от давления надду­ва рк и числа оборотов п для #cV=0, в правой части — зависи­мость Ne от высоты полета Нс* для разных оборотов п. На этом же графике приведены линии постоянного’ значения давления наддува pk=const для случая работы двигателя с полностью от­крытой дроссельной заслонкой.

Как известно’, границей высотности двигателя назы­вают ту высоту, выше которой невозможно сохранение заданно­го давления наддува рк при работе двигателя на полном газе.

Граница высотности зависит от числа оборотов двигателя и ра­стет с увеличением этого числа. При полете на высотах ниже границы высотности (для данных оборотов) давление надду­ва Рк поддерживается постоянным и равным номинальному дав­лению наддува; в случае приводного центробежного нагнетателя это достигается соответствующим дросселированием воздуха на входе в нагнетатель. Таким образом высотная характеристика двигателя для n=eonst состоит из двух ветвей: ветви, соответ­ствующей высотам ниже границы высотности (кривая АВ на фиг. 7.3), для которой /?fc=const, и ветви ВС, соответствующей участку выше границы высотности и полному открытию дрос­сельной заслонки.

Полное 600 отнрытие дросселя

700 800 900 МООР’Мнрт. ст. О 1000 2000 3000 4000 5000 6000Им

Фиг. 7.3. Типичная сетка характеристик двигателя с приводным
центробежным нагнетателем.

Как известно, на современных поршневых двигателях с ПЦН применяются два типа системы всасывания. Как правило, на двигателях воздушного охлаждения карбюратор расположен пе­ред нагнетателем непосредственно после всасывающего патрубка (фиг. 7.4). В этом случае в нагнетателе сжимается смесь воз­духа с бензином, поступающим из карбюратора. У двигателей жидкостного охлаждения обычно карбюратор с дроссельной за­слонкой, управляемой сектором газа, расположен между нагне­тателем и цилиндрами двигателя (фиг. 7.5). На входе в нагне­татель имеется вторая дроссельная заслонка или дроссельное устройство в виде поворотных лопаток, управляемых регуля­тором постоянства давления наддува (РПД). При полете ниже границы высотности и при полном открытии дроссельной заслонки карбюратора РПД устанавливает дрос­сельную заслонку перед нагнетателем в такое положение, чтобы сохранялось постоянное давление наддува. При этой системе вса­сывания в нагнетателе сжимается чистый воздух.

9 772

Основные формулы и зависимости, которые обычно (Применя­ются для двигателей с ПЦН при приведении к стандартным атмосферным условиям, не учитывают, как правило, указанного

Нагнетатель Фиг. 7. 4. Схема всасывания у двигателя, у которого карбюратор рас­положен перед нагнетателем.

различия в схемах всасывания, так как это различие практически не сказывается на зависимостях мощности двигателей от откло­нения фактических температур от стандартных в обычных пре-

Нагнетатель Фиг. 7.5. Схема всасывания у двигателя, у которого карбюратор расположен после нагнетателя.

делах. Вследствие этого в дальнейшем мы при выводе всех фор­мул будем исходить из схемы двигателя, в нагнетателе которого сжимается чистый воздух (фиг. 7.5), а полученные результаты будем применять и для схемы, в которой карбюратор располо­жен до нагнетателя.

Эффективная мощность двигателя зависит как от режима его работы, так и от режима полета и атмосферных условий. Ре­жим работы двигателя определяется числом оборотов п и поло­жением дроссельной заслонки, а режим полета и атмосферные условия с точки зрения их влияния на работу двигателя могут быть охарактеризованы давлением воздуха рн, его абсолютной температурой Тн и числом М полета. Таким образом

Ne=f(n, 9, рн, Тн> М),

где о — угол открытия дроссельной заслонки.

В дальнейшем нас будут интересовать в основном два режи­ма работы двигателя, используемые при определении максималь­ных горизонтальных и вертикальных скоростей: номиналь­ный (Яном, Рк ном) И форсированный (Яфэрс, рк фэрс). Для

того чтобы не повторяться, мы дальше будем говорить только о номинальном режиме работы двигателя, но все приводимые ниже формулы могут быть использованы и для форсированного режи­ма его работы путем соответствующей замены значения оборотов и давления наддува.

На высотных двигателях всегда применяют винт изме­няемого шага, причем на самолете устанавливается авто­мат-регулятор постоянства оборотов; после уста­новки летчиком сектора автомата в определенное положение число оборотов двигателя автоматически поддерживается по­стоянным независимо от режима полета и от положения дроссель­ной заслонки.

Перейдем к выводу формул для учета влияния изменения атмосферных условий на мощность двигателя. Для номинально­го режима работы, как это ясно из сказанного выше,

Ne=f{pH, Тн, М),

причем выше границы высотности этот режим опре­деляется тем, что 1) H = HHoM=const и 2) дроссельная заслонка полностью открыта (9 = const), а ниже границы высот­ности: 1) п = пиом=const и 2) рк=рккоы= const, причем 9=/і(Ря, Тд, М).

Вследствие громоздкости и сложности применяемых в тео­рии авиадвигателей формул для учета зависимости мощности, двигателя с ПЦН от разных параметров эти формулы в развер­нутом виде обычно не используются для приведения результатов летных испытаний тем более, что в них входит ряд величин, которые не измеряются в испытательных. полетах. Для получе­ния более простых формул мы воспользуемся следующими со­ображениями.

Летные характеристики самолета зависят от располагаемой МОЩНОСТИ — А/расп» причем

^расп “Ь ^реакт»

где к)в — к. п. д. винта, a AfpeaKT—реактивная мощность, созда­ваемая реакцией струи выхлопных газов. Введем понятие результирующей эффективной мощности двигателя

Так как

Ne = Nt~Nr,

где Nr—мощность трения, а N.—индикаторная мощность, то

ЛГ=ЛЛ-ЛГ,+^іїі.

%

В дальнейшем для характеристики мощности двигателя в по­лете мы всегда будем пользоваться результирующей эффектив­ной мощностью N’e, причем для упрощения будем называть ее просто эффективной мощностью и обозначать через Ne. Написав выражения для этой мощности для фактических и стандартных условий полета, получим

1 Ф А^реакт

Me ф Ni ф Ni ф тг}в> фN, ф Nj ф

Mecr N[ ст ^ Nг ст ^ ^реакт М’ст

N і ст "^в. ст Мі ст

Мощность трения составляет примерно 10% от Ni9 а

в зависимости от режима полета и от типа реактивных вы­хлопных патрубков составляет 5 —15% от /^..Следовательно, с достаточной точностью можно считать, что £»1, а

Меф

Nе СТ Mi ст

Таким образом при приведении летных данных изменение ре­зультирующей эффективной мощности можно учитывать по фор­муле, применяемой в теории авиадвигателей для индикаторной мощности, т. е. считать, что при ft=<const

где Ne ф, р^ф и Ткф — эффективная мощность, давление наддува и температура воздуха или смеси за нагнетателем при атмосфер­ных условиях, характеризуемых атмосферным давлением и

абсолютной температурой воздуха 7ф, a Necт, рн<?г и — те же

величины при рст^рф+Ър и Гст=Гф + 8Гі.

Так как ниже границы высотности давление наддува под­держивается постоянным, то для этого участка формула (7. 4Л принимает следующий вид:

Как известно, мощность поршневого двигателя сравнительно мало зависит от скорости полета. Как показывает подробный анализ, влияние изменения скорости полета на эффективную мощность поршневого двигателя при переходе от фактических к стандартным условиям полета настолько незначительно, что им свободно можно пренебречь без особого ущерба для точ­ности. Вследствие этого в дальнейшем мы будем считать, что эффективная мощность двигателя зависит лишь от давления воздуха и его температуры и не зависит от скорости полета, а следовательно, и от числа М полета.