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个人运输：陆路、水路、空中
飞机发动机。 个人交通
毫无疑问，它们的设计者既可能是有技术素养的人，也可能是那些不太熟悉ICE理论基本规定的人。 在本文中，我们将尝试对上届莫斯科超轻型飞机拉力赛上展示的发动机进行分析，并提供一些选择内燃机参数的技巧，遵守这些参数将缩短相对昂贵且漫长的搜索路径，并有助于显着降低技术风险的可能性。 参加此次集会的所有内燃机飞机可分为三类： 1.系列（船、摩托车、雪地摩托的ICE、汽车），未经重大修改而改编。 2.自行设计，串接马达零件使用范围广。 3. 原创开发，从零开始。 这些电机（包括竞争电机）总结在表 1 中。第 1 列显示了它们的有效最大功率 N最大，花在螺旋桨的旋转上，借助它，其轴上的扭矩 MCR 转换为轴向推力。 为了判断动力装置的功率、建立螺旋桨组的特性、选择螺旋桨并将其与发动机连接，您需要有一个外部特性，即发动机在不同速度下可以产生的最大功率曲线完全打开油门。 通过在刹车架上测试可以得到准确的数据，这并不是每个业余爱好者都能做到的。 如果至少有一个点的功率和曲轴转速（通常在工厂数据中标明），则有一种基于理论计算建立外部特性的近似方法。 表1（点击放大）
该方法在于以下事实：在燃料混合物的成分恒定的情况下，用于克服内部损失所消耗的功率大约与转数的平方成比例地变化。 表示：N1 - 指示功率，l。 和。; N特 - 克服活塞摩擦力、吹扫过程中的泵气损失、点火装置旋转、分配等所消耗的功率； Ne - 有效功率； N1', N特', n' rpm - 当前功率和转速值。 然后：N1'=N1*(n'/n), (1) N特'=N特*(n'/n)2。 (2) 功率 N特 通过机械效率（ηм），对于曲轴转速为 0,8-0,9 rpm 的发动机，其范围为 4000-6000；对于更快的发动机，其范围为 0,6-0,8。例如，我们将通过这种方式构造RMZ-640发动机的外部特性。 工厂声明的最大有效功率： N最大= 27 升。 和。 转速为 5250 转。 我们接受机械效率 ηм=0,87，则指标功率N1=N最大/ηм\u27d 0,87 / 31 \uXNUMXd XNUMX 升。 和。 摩擦功率：N特=N1-N最大31-27 4 升。 和。 让我们通过公式 (1, 2) 确定 N1', N特', Ne'，预先设置一些转数n rpm的值，并将结果总结在表中。 2.根据这些数据，我们构建外部特征Ne=f(n)（图 1）。 表2
有最大（或起飞）功率、额定功率和运行最大功率。 最大功率N最大 当发动机在地面上全油门运转时获得。 这种模式对发动机来说压力很大，并且时间限制为 3-10 分钟。 小于最大功率 10-15% 的功率称为标称功率 (N名义）。 可以长期使用，但时间有限，不超过1-1,5小时。 工作功率（N前）小于最大值25-30%，发动机在此功率下的运行时间不受限制。 与容量类型相对应的匝数称为最大匝数、标称匝数和运行匝数。 就其本身而言，发动机功率尚未表明其优点，因为它必须与其质量相关（参见第 2 栏）。 质量极大地影响飞机发动机的设计，决定其所有部件的张力程度。 区分干重和飞行重量。 通常，航空发动机的干质量中包括化油器、吸气管、磁电机、火花塞及其电线、启动系统部件、排气管法兰（但不包括管道本身）等部件的质量）、导流板、汽油泵和油泵。 计算干质量时，不考虑螺旋桨及其套筒、机罩、排气管、水散热器、发电机、控制和测量装置及其接线。螺旋桨装置的飞行质量包括飞行所需的所有装置的质量，以及充满油和燃料的油箱。 飞行重量作为发动机重量质量的客观标准是不方便的，因为它根据飞机的用途和类型考虑消耗品（燃料、机油）。 这些部件的总质量不容易定义，因此电机的质量由不太完整但更精确定义的干质量概念来表征。 第3栏显示了不同功率电机在比重方面的对比评估。 g=GDV/N最大， 哪里 GDV - 发动机干重，kg； ñ最大 - 最大功率，l。 和。 计算比重时，通常以电机的干质量指最大功率。 比重是衡量航空发动机质量最重要的指标之一。 现代西方 ALS 内燃机的比重为 0,5-0,6 kg/l。 s.，最好的代表为0,25-0,4公斤/升。 和。 例如，美国“Kolbo Corp”公司用于ALS的二冲程内燃机比重： 克公斤/升。 和。 N最大 l。 从。 0,32 6 0,25 18 0,23 25 集会上展示的发动机统计数据如下：整个 ICE 车队中 34% 的发动机的燃油效率为 0,61 至 0,91 千克/升。 s.，其余 66% - 1 至 2 kg/l。 是超轻型飞机专用发动机的4-5倍。竞赛用发动机M-18的指标最好：g=0,34 kg/l。 s.，最差2,04千克/升。 和。 在“第聂伯”MT-10发动机上。 由相似理论可知，对于几何相似的发动机，质量与气缸直径的立方成正比，功率与直径的平方成正比，即 g=GDV/N最大=A*(D3/D2)=广告。 在实践中，这个比例并没有得到遵守，因为许多零件的截面是由生产条件指定的，因此不同尺寸的同名零件之间不可能存在严格的几何相似性； 铸件厚度、刚度、安装条件等，因此，这些横截面尺寸可以认为是恒定的。 然后：GDV=广告2。 统计数据表明，中型和大型发动机很好地遵循了这种关系，因此： g=GDV/N最大=A*(D2/D2)=A=常数。 这种依赖性在小 D 的区域中在质量增加的方向上被违反，并且不仅可以通过上述技术原因来解释，而且还可以通过以下事实来解释：服务单元（磁电机、蜡烛、化油器等）的质量几乎不依赖于关于电机的尺寸。 这些部件的相对质量对于大型发动机而言微不足道，但随着发动机体积的减小而增加（图 2）。
第4栏显示升功率的数值，这个数值是电机完善的重要参数。 如您所知，电机的功率： N最大=(Pe*Vs*n最大)/(225*i), 哪里 Pe - 平均有效压力，公斤/厘米2, Vs - 发动机排量，厘米3, n - 转速，rpm， 我 - 机智。 从这里，升功率将表示： Nл=N最大/Vл, l. s./l. 随着升功率的增加，发动机的尺寸和重量减小。 就升功率而言，二冲程发动机 IZH-Sport, N 具有最高的性能。л= 91,5 升。 s./l，斯柯达二冲程发动机最小排量为39升。 s./l. 大约 80% 的现有发动机具有 Nл 从 46 升到 63 升。 s./l. 广泛应用于西方ALS“Rotaps”、“Hirt”、“Kyun”、“Kawasaki”二冲程发动机 - Nl = 80 ... 105 升。 s./l. 因此，本次拉力赛上展示的发动机具有足够的动力储备。 由相似理论可知，升容量与圆柱体直径成反比，即： Nл=A/D，而 f凉爽的=F凉爽的/Us=D2/D3=模/数， 哪里 f凉爽的 是冷却表面与气缸体积的比率， F凉爽的 - 冷却表面， Us 是圆柱体的体积， 即随着气缸直径减小，单位体积的冷却表面积增大，提高了小直径气缸的冷却效果，增加了热损失，降低了热效率ηt，但同时这使得可以提高压缩比并补偿 η 的下降t，也就是说，不应期望热效率会增加。 第 5 列表示发动机的循环时间。让我们尝试确定哪种发动机更适合 SLA：四冲程或二冲程。 我们先从油耗说起。 二冲程内燃机的功率为400-450克/马力，四冲程内燃机的功率为200-250克/马力，也就是说，二冲程发动机的单位消耗平均比二冲程发动机高2倍四冲程的。 但由于质量更大、空气阻力更大，后者可能对 SLA 来说不太有利，因为部分有效功率将用于在空中移动较重的发动机并克服其有害阻力。 因此，飞行效率最充分地由每吨公里的燃油消耗来表征。 这个指标除了效率之外，还考虑了螺旋桨安装的空气阻力大小、螺旋桨的效率等多项指标，总之就是决定飞机完美程度的一整套因素。 我们计算发动机的总质量以及四冲程和二冲程发动机每小时的燃油供应量。 我们以第聂伯MT-10和Vikhr发动机为例，它们的功率和体积相似，并且都用在飞机上。 MT-1 g 下供油 10 小时c\u200d 7,2 g / hp h - XNUMX kg，对于“旋风”，gc400 克/马力·小时 - 12 公斤。 第聂伯 MT-67,2 发动机的发动机和燃料的总质量为 10 千克，旋风发动机为 36 千克。 因此，基于四冲程发动机的螺旋桨装置比基于二冲程发动机的螺旋桨装置重得多。 用于 ALS 的 VMU 的质量非常重要，因为它是空 ALS 质量的 25-35%。使用新材料、技术、型材来制造 ALS 将导致机身重量轻的设计出现。 在这种情况下，HMG的相对质量会增加更多。 当燃油消耗率成为决定性因素时，在长途飞行中，四冲程发动机将比二冲程发动机具有不可否认的优势。 我们已经讨论过气缸容积（见表1）对比重和升功率的影响。 现在考虑气缸尺寸对指示器效率的影响。 回想一下指标效率 ηі - 转化为功的热能与提供给发动机的所有热能的比率。 由于体积的变化与直径 D 的立方成正比3，表面积为圆柱直径 D 的平方2，那么类似设计的发动机的热损失与其尺寸成反比。 由此可见，在其他条件相同的情况下，指示器效率随着气缸直径的增加而增加（在相同的活塞速度下）。因此，小型内燃机的热效率较低，燃料消耗率较高。 表1给出了气缸、活塞的尺寸及其相对行程S/D。 这些参数密切相关，所以让我们一起考虑。 几乎所有相关发动机的相对冲程都小于一，并且短冲程发动机比长冲程发动机具有许多优点：可以放置大横截面通道以增加气缸填充； 平均活塞速度降低，这有助于提高机械效率。 最后，短冲程内燃机比长冲程内燃机更紧凑。下一个指标是活塞速度 V比照=(S*n)/30，其中 S ——活塞行程，m； n——曲轴转速，rpm。 表中列出的发动机的平均活塞速度为 8,4 m/s 至 17 m/s。 该指标严重影响发动机部件的动载荷、气缸填充以及活塞和轴承摩擦消耗的能量。 ALS专用发动机的平均活塞速度为12-15 m/s。 所考虑的发电厂的曲轴转速（见表1）为4500 rpm至8000 rpm。 众所周知，内燃机的功率取决于其速度。 然而，伴随着强制，发动机部件的旋转和平移质量的惯性力急剧增加（与转数的平方成正比），从而导致摩擦损失增加，这就需要加强发动机部件的机械强度和改变轴承的工作条件。 另一方面，速度的增加受到气缸盖、活塞、蜡烛的冷却的限制，因为随着速度的增加，从气缸排出的热量增加。 此外，转速受到平均活塞速度的限制，随着平均活塞速度的增加，液压排污损失急剧增加（与活塞速度的平方成比例），从而减少填充并降低发动机功率。 同时，将旋转频率提高到一定限度会提高 ηі. 表1还显示了平均有效压力和压缩比。 从功率公式可以看出，增加功率主要有两个方向——这是速度和压力P的增加e。 我们之前讨论了 RPM 对功率的影响。 让我们看看如何提高 Re. 这可以通过增加 E - 压缩比（对于二冲程发动机，使用有效压缩比）来轻松实现。 EEFF=（VEFF+VKS)/VKS哪里 EEFF 是活塞从排气口上缘到上止点所描述的有效容积， VKS - 燃烧室的容积（见表3）。 表3
这种方法很好，因为它简单，除了增加动力之外，还可以减少燃料消耗。 然而，它也有缺点。 E的增加伴随着压缩冲程末期温度和压力的增加，导致燃烧压力P急剧增加e，从而导致需要更耐用的零件，提高了对燃料和机油的要求。 然而，增加 P 来增加功率的效果e 有物理限制-超过15-20%，因此功率无法增加。 压缩比为10-12时，功率的增加已经微不足道。 从实际效益的角度来看，压缩比可以提高到什么程度？ 上升Pz 和 ηt 可以追踪 E 从 4 增加到 8。省略计算边，我们给出结果。 压缩比 E 等于 4、5、6、7、8 对应于燃烧压力 Pz 25,3公斤/厘米2, 34 公斤/厘米2, 44,0 公斤/厘米2, 54,2 公斤/厘米2 和 65,5 公斤/厘米2。 这表明，随着 E 从 7 增加到 8，我们的效率 η 有所提高t 仅4,6%，而燃烧压力则从54,2 kg/cm65,5上升至20 kg/cmXNUMX，即上升XNUMX%。 因此，在实际应用中，必须在最佳压缩比和η之间做出折衷。t （见图表）。 对于实际使用，可以推荐在使用在所有情况下都不会爆炸的燃料时最有利的压缩比值。 增加 R 的另一种方法e 是为了增加混合物入口处的压力。 对于二冲程发动机，P 增加e 是通过在进气和排气中使用共振管来实现的（卡德纳西效应，由他于1903年发现，并于1923年首次在Yumo发动机上实现，当时获得了60%的功率增加）。 例如，经过调整的排气系统可以在不大幅增加发动机质量的情况下将功率提高高达 30-40%，同时还提高了效率。 提高 Pe 四冲程发动机要困难得多。 即使是气门正时的简单改变也会让设计者面临一项严肃的技术和设计任务，如制造凸轮轴、镗孔座椅和安装新气门等。 我们的统计数据给出了以下 Pe：适用于 9,5 至 10 kg/cm 的四冲程内燃机2，二冲程从 3,6 到 6,6 公斤/厘米2，适用于 40% 的二冲程发动机 Рe 范围从 5,1 到 6,5 kg/cm2，这是一个很好的指标。 同时，RMZ-640 发动机（拉力赛上最常见的发动机之一）具有 Re 仅为 3,6 公斤/厘米2，表示增加其力量的储备。 带来Re 高达 5 公斤/厘米2，也就是说，对于二冲程内燃机的平均值，我们将增加 N最大 30-35%，已收到 38-40 升。 和。 作者已经做了一些工作来改进这个引擎。 改造包括制造四个额外的吹扫通道，其相位比主通道少 2-3°、活塞中的窗口以及 E 的增加EFF。 这一改进使得可以在 Ø = 84 m 的螺旋桨上消除 1,08 kg 的推力，增量为 H = 0,5 m，而改造前为 70 kg。 根据表1，还可以追踪每根螺杆的减少量。 众所周知，螺旋桨的效率取决于动态螺距的值： λ=V/nc*D，其中 V——飞行速度，m/s； nc - 螺杆每秒的转数； D——螺杆直径，m。 螺杆效率在λ=1-1,5时有最大值； λ值越大和越小，螺旋桨的效率就会下降。 这说明飞行速度和螺旋桨的转数必须成一定的比例。 在现代高速电机中，由于动态螺距减小，螺旋桨效率急剧下降至0,3-0,5，特别是当电机安装在低速飞机上时。 因此，事实证明，不从曲轴驱动螺杆，而是通过减速齿轮驱动螺杆是有利的。飞机上几乎一半的发动机的螺旋桨从 0,38 减小到 0,7，这导致静推力增加 80-100%。 因此，非常需要在安装在低速 AVS 上的高速电机上使用减速齿轮。 表 1 显示了螺旋桨 D 对静推力的影响。 螺旋桨推力Р=L a*р*nc2*D4，其中a是推力系数； p是空气的质量密度； nc ——螺杆转数，s； D——螺杆直径，m。 可以看出，螺旋桨直径的增加带来的推力增益更为显着。 例如，D 增加 5%，推力增加 21%，而增加 10%，推力增加 46%。让我们简要讨论一下针对 ALS 的内燃机建设性解决方案的可能方法。 似乎有两种方法。 一是采用最新先进技术打造新型发动机，优化工作工艺参数； 二是在已有的、经过长期实践证明的基础上，经过必要的修改而发展起来。 第一种方法将给出最好的结果，但需要大量的材料成本、研究和理论工作。 而且制造这种内燃机的时间将会很长，因为随着向燃气轮机的过渡，飞机活塞发动机的生产技术文化已经很大程度上消失了。第二种方式技术风险较小，并且可以在更短的时间内完成。 创建引擎的起始基地可以是 Whirlwind、RMZ-640、Neptune 和 Privet，它们由我们行业生产并被业余爱好者广泛使用。 这些机器结构紧凑，机头小，动态平衡，扭矩均匀，曲轴转速低。 从发动机的设计特点来看，本次拉力赛的主要内燃机（78%）的曲轴转速为5000-6500rpm，可以认为是最佳的。 通过对螺杆进行 0,4-0,6 的减速，可以获得紧凑的齿轮箱（V 型皮带或简单齿轮）。 随着速度的增加，螺杆的减少量增加，这将需要过渡到多肋皮带轮，因为V型皮带传动的驱动皮带轮的覆盖角度减小，这将“拉动”增加螺旋桨轴控制台的长度和直径（以及安装的重量），或者需要过渡到行星齿轮（发动机 V. Frolov，n=8000 rpm）。 精心设计制造的小容量内燃机用齿轮减速机的比重为0,14-0,15公斤/升。 在高发动机转速下，它可以“吃掉”比重的全部增益。 作者还提出了另一种用于 ALS 的二冲程内燃机解决方案。 请记住，发动机的比重与气缸直径成反比，通过将曲轴转速限制在 1,5-2,0 rpm 范围内，可以将发动机容积增加到 2400-2600 升。 中等的平均活塞速度（7-8 m/s）将对机械效率产生有益的影响。 在这样的发动机中，更容易组织气体动力学，这将导致气缸填充比的增加。 低压燃油直喷系统将使这种发动机的燃油消耗率与四冲程发动机相当。 使用带有镍钴硅涂层或陶瓷的无衬里圆筒将进一步降低比重。 这样的发动机可能比带有变速箱的相同功率的高速内燃机更轻。 总之，我们注意到未来拉力赛的 ALS 设计者面临的另一个问题，与排气噪声的抑制有关。 87% 的拉力赛发动机在没有消声器的情况下运行。 不带消声器的二冲程内燃机在距离排气窗切口2m处排气声压达到130-140dB，相当于疼痛阈值。 受到这种力量的声音的影响是非常累人且有害的。 对于二冲程内燃机，甚至需要调谐消声器，因为它可以提高功率和效率。 基于上述，我们可以制定一个为 ALS 创建内燃机的通用方法：
作者：V.Novoseltsev
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