ИСПЫТАНИЯ ВОДЯНОЙ СИСТЕМЫ

Напомним прежде всего простейшую схему водяной системы охлаждения поршневого двигателя (фиг. 20. 9)..В каждой такой системе имеется основной циркуляционный кон­тур. Вода из насоса поступает в рубашки цилиндров, отнимает у них тепло и после нагрева по трубопроводу поступает в ра­диатор, откуда после охлаждения снова поступает в насос.

Фиг. 20.9. Схема водяной системы. 1—блоки двигателя; 2—радиатор; 3—водяной насос; 4—расши­рительный бачок; 5—дренажный клапан.

Кроме основного контура, существует компенсацион­ный контур. Часть воды из блоков поступает в компенсаци­онный бачок, а затем в насос. В компенсационном бачке уста­навливается дренажный клапан, который открывает выход из бачка в атмосферу либо в том случае, если давление воздуха и паров воды в верхней части бачка превышает атмосферное давление на определенную величину (клапан с постоянным пе­репадом давления), либо в том случае, если это давление до­стигает определенной величины (анероидный клапан постоян­ного давления открытия). Заметим, что давление в верхней части бачка равно сумме парциального давления воздуха и пар­циального давления паров воды, равного давлению насыщаю­щих паров при температуре воды в бачке.

Надежность работы водосистемы зависит прежде всего от того, наступит или не наступит при каких-нибудь режимах си­стемы кавитация (кипение). Поэтому главной задачей испыта­ний является проверка запаса на кавитацию.

На фиг. 20. 10 приведена типичная кавитационная характе­ристика водяного насоса. По оси абсцисс отложена разность ^Р—Р^а—Ри где рвх —давление на входе в насос, р* — давле­ние насыщенных паров воды при температуре воды t. По оси

ординат отложены объемный расход W или напор р„ао= =рвых—Двх. При больших значениях Ар насос работает нормально и поддерживает нужные расход и напор. При уменьшении Ар, начиная с некоторого значения, обе ве­личины начинают падать сначала медленно, а затем все быстрее.

Обычно считается, что авиационный водяной насос работает удовлетворительно, если прокачка уменьшается не больше, чем на 5—10’% от первоначальной величины. Поэтому разность Ар не должна быть меньше определенной ве­личины Арк, которая и называется запасом на кавитацию. Отно-

Д/7К

шение запаса на кавитацию к напору насоса о = —- назы-

Р нас

вается коэффициентом кавитации. Для центробеж­ных водяных насосов коэффициент кавитации в основном зави­сит от коэффициента быстроходности

Рн* с

где W— прокачка в л! сек

п — число оборотов насоса в об/мин;

Рнас — напор насоса в м вод. ст.

Экспериментально для водяных насосов была найдена зави­симость о от ns, приведенная в следующей таблице.

ns	90	100	125	150	175	200	225	250
а	0,06	0,075	0,100	0,125	0,152	0,184	0,214	0,250

У авиационных водяных насосов ns колеблется обычно в пре­делах от 125 до 160; поэтому для «их иногда принимают а =0,10—0? 13.

Основной задачей испытания. водосистемы является, во-пер­вых, определение коэффициента кавитации насоса и, во-вторых, проверка, является ли его величина достаточной для надежной работы системы при всех возможных условиях.

Для решения первой задачи на земле снимают дренажный клапан. Установив нужные числа оборотов двигателя (обычно номинальные и приблизитель­но на 400—500 об/мин меньше номинальных), постепенно уве­личивают температуру воды, пока не начнется выброс воды из расширительного бачка.

При этом измеряют давление перед насосом и за ним и тем­пературу воды на входе и вы­ходе из двигателя. Затем строят зависимость полного на­пора насоса Рн&о Рвых Рвх в зависимости от температуры воды на входе в двигатель (фиг. 20.11). За начало кави­тации принимают такой режим,

когда полный напор насоса равен 0,95 напора, при котором за­ведомо нет кавитации, т. е. напора при минимальной температу­ре воды при испытаниях (фиг. 20. 11). Затем для этой точки под­считывается фактический коэффициент кавитации

g _ ГРХ ~~ РІ Р нас

где pt — давление насыщенных паров в точке начала кавитации.

Этот коэффициент должен быть не больше коэффициента <з, указанного в приведенной выше таблице. Только в этом случае насос может считаться кондиционным.

Для решения второй задачи дренажный клапан ставится на место и производится испытание закрытой системы на земле. Производится гонка двигателя на установившемся режиме в диа­пазоне оборотов от номинала до 0,5—0,6 от номинальных обо­ротов. При этом регистрируются число оборотов, температура воды на входе в двигатель и выходе из него и в расширительном бачке, давление перед насосом, за насосом и в расширительном бачке.

Аналогичные испытания закрытой системы производятся в полете на высоте в пределах 2000—6000 м при нескольких обо­ротах двигателя (обычно: номинал, на 300 об/мин и на 600 об/мин меньше номинала) при температуре, рекомендованной по усло­виям эксплоатации. Замеряются те же величины.

По полученным данным подсчитывается разность давлений Рвх — Pt. Чтобы найти кавитационный запас при наиболее тяже — лых условиях, когда давление в расширительном бачке равцо давлению насыщенных паров и отсутствует парциальное давле­ние воздуха, из полученной разности вычитается разность pi5 — pet, где рб — давление в бачке во время испытаний; pet — давление насыщенных паров при температуре t в бачке, т. е. парциальное давление воздуха в бачке. По полученным значениям подсчитывается коэффициент кавитации

с=_Рвх — Pt+Рб t — Рб Ph&z

Этот коэффициент должен быть больше расчетного коэффи­циента, приведенного в таблице. Таким путем определяется на­дежность запаса на кавитацию.

Определение надежности циркуляции производится следую­щим образом. В полете на высоте 4000—5000 м при номиналь­ных оборотах устанавливают температуру воды на 15—20° ниже максимально допустимой. Затем заслонки прикрывают, темпе­ратура доводится до максимально допустимой и выдерживается в течение 4—5 мин. После этого заслонки открывают и темпера­тура доводится до прежней величины.

Обработка замеренных величин производится следующим об­разом. Подсчитывается абсолютное давление в бачке (если из­меряется избыточное давление) рб и разность рб—/?б*. Эта раз­ность на исходном режиме должна быть больше нуля, а на вто­ром и третьем режимах равна нулю, так как воздух удален че­рез открывшийся клапан. При всех режимах напор насоса дол­жен оставаться неизменным *.

Высотность водосистемы определяется регулировкой дренаж­ного клапана. Клапан должен быть закрыт на всех высотах до потолка при всех допустимых температурах воды в расширитель­ном бачке. В соответствии с этим для пружинного клапана с по­стоянным іпіерепадом давления должно выполняться условие

Ркл> Pt — PH,

где рКЛ — затяжка пружины (избыточное давление, при кото­ром открывается клапан);

pt—упругость паров воды при максимально допустимой температуре;

рн—атмосферное давление на расчетной высоте (потолке самолета).

Обычно разность рш,— (pt — Рн) берут порядка 0,1—0,2 am. і

Для анероидного клапана постоянного давления давление открытия должно быть не меньше упругости паров воды при максимальной температуре; обычно для создания запаса берут не максимально допустимую температуру, а несколько более высокую (на несколько градусов).

Регулировка клапана проверяется или производится обычно в лабораторных условиях. В случае нехватки высотности следует проверить и изменить регулировку клапана.

Кроме указанных испытаний, обычно определяют ряд пара­метров системы: полноту заливки и слива, емкость системы, время заливки и слива.

[1] См. ниже § 3.

2*

[3] См. А. Г. Строганов, Центровка самолета. Оборонгиз, 1940.

[4] 772

[5] В дальнейшем мы будем часто вместо Кпр ИСпр писать просто Vnp, под­разумевая, что инструментальная поправка должна быть во всех случаях внесена в показания прибора.

[6] Практически номограмму типа фиг. 4. 9 можно легко построить,

пользуясь таблицей для тарировки указателя скорости (табл. 5). Задаваясь любым значением Кпр. находим соответствующее ему значение <7СЖ, к по­следнему добавляем заданное значение ±Ьра и находим по таблице ско­рость Vnp, соответствующую ^,сж=9,сж±^а* Искомое значение bVa равно

V’np-Vnr

Вследствие нелинейности связи Ъра и dVa значение SVa будет зави­сеть от знака Ьра. В связи с этим на номограмме фиг. 4.9 для каждого значения Vnp даны две кривые соответственно для Ъра>0 и о/?а<0. В верх­ней части номограммы должны быть, строго говоря, также даны по две линии для каждой высоты, так как в уравнении (1.9) нужно брать сред­ние для интервала Ьра значения плотности (?ст. ср)» К0Т0Рые будут различ­ными для разных знаков Ьра. Однако в практическом диапазоне Ьра мож­но обе кривые 6Ha для каждой высоты слить в одну, что и сделано на фиг. 4. 9.

[10] Первая конструкция аэролага была осуществлена Б. В. Смирновым.

[11] Излагаемые ниже методы учета запаздывания были разработаны О. Н. Хариной и Б. В. Смирновым.

[12] В настоящей главе изложены в переработанном и обобщенном виде методы, описанные в работах В. С. Пышнова, М. А. Тайца и др.

[13] Это условие является достаточным, но не необходимым.

[14] Понятие поминального режима работы двигателя в данной главе является условным. Под номинальными оборотами в этой главе следует по­нимать просто некоторые зафиксированные обороты (например, максималь­ные обороты, номинальные и т. д. в зависимости от исследуемого режима). Если, например, максимальная горизонтальная или вертикальная скорости определяются при форсированном режиме, то под Яном следует понимать обороты, соответствующие форсированному режиму.

[15] = r COS ©iCO’S tyi, y = r sin фі, Z = r sin 01 COS фі.

[16] Простейший прибор такого типа в виде пружинного безмена с грузом применялся еще В. П. Ветчинкиным на «летучей лаборатории» в 1918 г. С тех пор конструкции акселерометров и акселерографов значительно услож­нились и в настоящее время они представляют собой весьма совершенные приборы очень высокой точности.

19 772

[17] Указанный метод был развит в работе В. С. Ведрова, Ю. К — Станке­вича и С А. Коровицкого «Исследование штопора самолета Р-5 в полете», Труды ЦАГИ, 1935, № 238.

[18] См. работу В. С. Ведрова и Г. С. Калачева «Исследование вы­ходов из планирования самолета Р-5», Труды ЦАГИ, 1935, № 244.

19»

[19] См. В. С. Ведро в, Ю. К. Станкевич и С. А. Коровицкий «Исследование штопора самолета Р-5 в полете», Труды ЦАГИ, 1935, № 238

рить, так как должно соблюдать

ся соотношение — у- = — (где

L — характерная длина самолета, / — длина ее изображения), необ­ходимо ввести поправки по методу, аналогичному методу § 3.

Заметим также, что в этом случае можно измерить изобра­жение величины всего пробега Si непосредственно на пленке;

умножив ее величину на масштаб найдем сразу длину раз­бега.

[23] 5. СЪЕМКА ДВУМЯ КАМЕРАМИ

Преимущества съемки траектории взлета при помощи фото — кинотеодолитного способа, особенно его точность, настолько ве­лики, что наводят на мысль применить этот способ без слож­ной установки (см. гл. XII, § 2). Заменяя теодолиты двумя ка­мерами ИФК, можно получить весьма большую точность. Обяза­тельное условие—-.одновременность срабатывания затворов или синхронизацию двух камер — легко осуществить при помощи питания затворов или отметчиков времени от одного общего источника.

Можно также отказаться от точной синхронизации, если одну из камер установить по линии взлета. Так как составляющая ско­рости по нормали к предполагаемой линии взлета мала, ошибка порядка 0,5—1 сек. в синхронизации не может иметь существен­ного значения. В этом случае секундомеры обеих камер включа­ются по сигналу флажком.

Обработка производится по тем же формулам, что и в случае фотоки ноте одолитн ого метода.

[25] Очевидно, что литровая дальность является величиной, обратной кило­метровому расходу горючего.

[26] Под давлением и температурой можно понимать как фактические зна­чения физических величин, так и их значения для заторможенного потока. Последние более полно характеризуют энергетические процессы в двигателе.

[27] Значения величин GB и GT при этом надо брать по формуле (17.9), иначе могут получиться большие ошибки. Получаемые при этом значения с6 по формуле (17.12) отнюдь не являются истинными значениями скорости истечения из сопла.

[28] Полеты совмещаются с полетами для определения максимальной ско­рости

[29] Строго говоря, при изменении скорости изменяется и мощность двига­теля вследствие изменения скоростного наддува. Однако это изменение неве­лико и им можно пренебречь (см. гл. VII).

[30] При написании настоящего параграфа использован ряд работ Н. Б. Марьямова.

[31] Для водяной системы с выпариванием это требование нарушает­ся: на форсированных режимах или в условиях стратосферы мощности охлаждающего радиатора нехватает, часть воды отводится в атмосферу в ви­де пара, обеспечивая очень большой теплосъем вследствие большой скрытой теплоты парообразования.